CC BY
111
УДК 621.452+502.55
ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ВЫХЛОПНЫХ СТРУЙ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА РАЗЛИЧНЫХ ТОПЛИВАХ С АТМОСФЕРОЙ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ОЦЕНКЕ ЭКОЛОГИЧЕСКОЙ БЕЗОПАСНОСТИ ЗАПУСКОВ РАКЕТ И РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
© 2012 Ф. С. Завелевич, Н. Н. Ушаков Исследовательский центр имени М.В. Келдыша, г. Москва
Разработан метод расчёта взаимодействия выхлопных струй РД на различных топливах с атмосферой для оценки экологической безопасности запусков ракет и ракет-носителей. Модель учитывает неравновесные физико-химические процессы, в том числе реакции с озоном, азотосодержащими и хлорсодержащими компонентами, волновые процессы, процесс турбулентного смешения, взаимодействие между частицами конденсированной фазы и газом. Метод расчёта апробирован на примере воздействия на озоновый слой атмосферы струй РДТТ PH «Space Shuttle» и PH «Titan» и ЖРД PH «Протон» (топливо АТ-НДМГ) и PH «Ангара» (топливо керосин-кислород).
Струи ракетных двигателей, факел струи, след струи, взаимодействие струй с атмосферой, экологическая безопасность ракет, воздействие струй на озоновый слой, неравновесные физико-химические процессы, продукты сгорания ракетных топлив.
Введение
В составе продуктов сгорания жидких ракетных топлив содержится значительное количество окислов азота (NOx), частиц сажи, а в продуктах сгорания твёрдых топлив дополнительно - хлорсодержащих компонентов (HCl, С1, С12) и частиц окиси алюминия (АЬОз).
Так, например, при запуске ракеты-носителя “Space-Shuttle” образуется несколько сотен тонн НС1 и AI2O3.
При взаимодействии с атмосферным воздухом могут образовываться кислотные дожди, чрезвычайно вредные для флоры и фауны, осаждаться частицы конденсированной фазы, загрязняющие поверхность Земли в районе пуска.
Локальное содержание озона зависит от компонентов выхлопной струи О, Н, ОН, НО2, NO, NO2, хлорсодержащих компонентов.
Особенно вредное воздействие оказывают окислы азота и свободный хлор. Важно отметить, что эти газы разносятся атмосферными потоками и, поскольку они обладают каталитическими свойствами при реакциях с озоном, отрицательный эффект их воздействия на озоновый слой может быть весьма велик несмотря на относительно малую концентрацию.
Метод может быть использован для определения воздействия выхлопной струи ДУ на локальное содержание озона (в преде-
лах зоны размерами от нескольких километров до десятков километров от центра струи) в течение десятков минут - нескольких часов.
Большинство опубликованных работ по взаимодействию выхлопных струй с озоновым слоем атмосферы используют в качестве исходных данных размер струи и концентрацию компонентов в дальнем (приблизительно изотермическом следе ракеты). Для корректного определения таких исходных данных в настоящей работе используется физико-математическая модель химически неравновесного турбулентного течения в выхлопной струе.
Модель учитывает:
- турбулентное смешение продуктов сгорания с атмосферным воздухом;
- процессы догорания в атмосфере;
- взаимодействие газовой и конденсированной (частицы АЬОз) фаз;
- наличие высокоскоростного спутного потока;
- волновую структуру струи при изменении степени нерасчётности (отношения давления на срезе сопла к давлению в спутном потоке) п< 105 - 106.
Задача расчёта газодинамических параметров выхлопных струй РД решается в строгой постановке. Разработанный метод расчёта газодинамических параметров турбулентных неизобарических струй отличается расширенной по сравнению с другими ме-
тодами системой неравновесных химических реакций, включающей кислородосодержащие, в том числе озон, водородосодержащие, углеродосодержащие, азотосодержащие и хлорсодержащие компоненты, в том числе фотохимические реакции, при одновременном учёте неравновесности между частицами и газом в двухфазных струях.
Физико-математическая модель взаимодействия выхлопных струй РД с атмосферой
При исследовании взаимодействия выхлопных струй РД с атмосферой обычно выделяются две области течения: горячая струя (факел) и холодная струя (след).
Горячая струя (факел) - это область течения с характерными размерами на высотах 20-40 км порядка десятков метров - километра (в зависимости от тяги двигателя и высоты полёта), в которой протекают реакции догорания продуктов истечения из сопла двигателя с окружающим воздухом. Факел характеризуется сложной газодинамической структурой течения, включающей в себя волновой, переходный и изобарический участки (рис.1), и заканчивается на таких расстояниях от среза сопла, где температура струи уже слабо отличается от температуры окружающего воздуха.
Холодная струя (след) - это изобарический, практически изотермический участок, цилиндрический слой газа с размером, определяемым концом горячей области струи, в котором происходит изменение концентрации компонентов в результате турбулентной диффузии и химических реакций (рис. 1).
Рис. 1. Схема струи
В настоящем методе сквозным расчётом определяются параметры в «горячем» факеле и «холодном» следе струи.
Основные предположения газодинамической модели выхлопной струи РД:
1. Составная струя заменяется эквивалентной одиночной осесимметричной струёй.
2. Вся область высот полёта разделяется на две, в которых газодинамические модели струи различны.
Модель струи в области высоты полёта Н < 10—15 км:
- реальная неизобарическая струя заменяется эквивалентной по расходу, импульсу и энергии изобарической струёй;
- изобарическая струя рассчитывается с помощью уравнений пограничного слоя;
- химическое взаимодействие продуктов, истекающих из сопла, с окружающим воздухом является равновесным;
- частицы конденсированной фазы находятся в динамическом и тепловом равновесии с газовой фазой.
Модель струи в области высоты полёта Н > 10—15 км:
- течение газа в струе описывается укороченными уравнениями Навье-Стокса в параболическом приближении. Используется метод решения, описанный в работах [1, 2];
- учитываются неравновесные химические процессы в расширенной постановке (для системы с наличием С, О, Н, N. С1, состоящей из 52 реакций) (табл. 1). Константы скоростей химических реакций заимствованы из работ [3-7];
- учитывается неравновесие частиц и газа в полной постановке: температурное, скоростное, фазовое для частиц (жидкое состояние и твёрдое состояние (а-, у-фазы)), кристаллизация для частиц.
Верхний предел высот полёта определяется переходом течения из турбулентного в ламинарное (Н ~ 100 км) и нарушением равновесия между колебательными и поступательными степенями свободы молекул (Н ~ 80 км).
Газодинамическая модель недорасши-ренных сверхзвуковых, турбулентных струй без учёта физико-химических процессов проверялась сопоставлением с результатами экспериментов по конфигурации струи и распределению скорости. Получено достаточно хорошее соответствие расчётных и экспериментальных результатов.
Таблица 1. Система неравновесных химических реакций
№ Реакция № Реакция
1 со+он=со2+н 27 ho2+no=no2+oh
2 он+н2=н2о+н 28 o+no2=no+o2
3 н+о2=он+о 29 no2+h=no+oh
4 о+н2=он+н ЗО cio+no=no2+ci
5 н+о2+м=но2+м 31 Cl+03=C10+02
6 0Н+Н02=Н20+02 32 C10+0H=H02+C1
7 Н+Н02=20Н 33 Cl+H02=HCl+02
8 о+но2=о2+он 34 HC1+0H=C1+H20
9 20Н=0+Н20 35 HC1+OOH+C1
10 Н+Н02=Н2+02 36 H2+C1=HC1+H
11 со+о+м^со2+м 37 H+C1+M=HC1+M
12 2Н+М—>Н2+М 38 H+C12=HC1+C1
13 н+он+м^н2о+м 39 M+2C1=C12+M
14 2Н02=Н202+02 40 C12+0H=H0C1+C1
15 Н202+М=20Н+М 41 H0C1+0H=H20+C10
16 н2о2+н=но2+н2 42 no+o+m=no2+m
17 н2о2+он=н2о+но2 43 C10+0=Cl+02
18 20+М—>02+М 44 C10+H02=H0Cl+02
19 н+н2о2=н2о+он 45 02+0+М=0з+М
20 о+н2о2=он+но2 46 0Н+0з=02+Н02
21 n2+o=n+no 47 0з+0=02+02
22 n+o2=o+no 48 0з+Н=0Н+02
23 N+OH=H+NO 49 Н02+0з=0Н+02+02
24 н+о+м=он+м 50 N0+03=N02+02
25 N+0+M=N0+M 51 Cl2+hv=Cl+Cl
26 02+N2=2N0 52 HOCl+hv=OH+Cl
При расчёте химически реагирующих течений важным моментом является выбор констант скоростей химических реакций. Приведённые в литературе данные по константам скоростей получены в условиях, существенно отличающихся от условий струй ракетных двигателей (РД), и имеют большой разброс, характеризуемый фактором неопределённое™.
В результате сопоставления расчётных и экспериментальных данных по характеристикам излучения струй натурных и модельных РД были подобраны константы скоростей для реакций 1-20, приведённых в табл. 1 (в пределах указанного в литературе фактора неопределённости), обеспечивающие
наилучшую согласованность расчётных и экспериментальных результатов.
Проведены сопоставления результатов расчёта с опубликованными расчётами (например, работа [6]) химически неравновесных струй, показавшие удовлетворительное совпадение результатов по основным газовым компонентам струи.
По результатам расчётов в струях ракетных двигателей PH “Space-Shuttle”, PH “Titan” и PH “Ангара” значительная часть компонента N0 переходит в NO2 (рис. 2). В струе PH “Протон” из-за большого количества N0 на срезе сопла переход N0 в NO2 происходит значительно дольше (рис. 2).
"Space Shuttle" Н - 20 км
"Протон" Н = 20 км
начинает проявляться эффект неравновесного течения смеси “газ+частицы”.
Эффекты неравновесности проявляются тем сильнее, чем меньше расход продуктов сгорания (тяга) двигателей.
На рис. 3 приведены осевые распределения расчётной температуры газа при учёте и без учёта влияния частиц в струе типичного РДТТ тягой 12 т на высоте полёта 31 км. На этой высоте расчётная температура газа без учёта влияния частиц настолько низка, что химические реакции не протекают (пунктирная линия на рис. 3). При учёте влияния частиц на газ повышается расчётная температура газа, что приводит к догоранию продуктов истечения из сопла. На данной высоте заметно также влияние химических реакций с хлорсодержащими компонентами на температуру газа, при учёте которых снижается расчётная температура в струе (сплошная и прерывистая линии на рис. 3).
т, к 1600
Н= 31 км
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 x,i
Рис. 2. Распределение расхода экологически вредных компонентов продуктов сгорания вдоль оси струй PH “Space-Shuttle " и PH “Протон "
Неравновесные физико-химические процессы
В двухфазных струях частицы к-фазы и газ в общем случае не находятся в равновесии. Степень отличия от равновесия течения двухфазной смеси зависит от давления в окружающем пространстве (высоты полёта ракеты), расхода продуктов сгорания (тяги двигателя), размера частиц.
Особенностью данного метода расчёта является учёт неравновесности течения двухфазной смеси.
На высотах полёта до ~ 15...20 км с хорошей точностью выполняется предположение о равновесном течении двухфазной смеси. В этой области высот выполняется и предположение о химическом равновесии.
В области высот полёта 20...40 км интенсивность процессов догорания резко снижается. В этой же области высот полёта
— — с учетом влияния частиц и реакций без хлорсодержащих компонентов с учетом влияния частиц и реакций с хлорсодержащими компонентами — — с учетом влияния частиц без учета химических реакций ■ ■ ■ без учета влияния частиц с учетом и без учета химических реакций
' / ' - _
i \ —
I \ \ * ч % -- _
3000 x/R
Рис. 3. Распределение температуры газа вдоль оси струи РДТТ тягой ~ 12 т на высоте полёта 31 км
Для 8 5-тонного двигателя неравно-весность заметно проявляется на высотах Н « 40-45 км и особенно сильно - на высоте Н = 40 км, где без учёта влияния частиц на газ струя перестаёт гореть. Это приводит к резкому падению температуры (АТ ~ 300-600 К) и существенному (в разы и на порядки) изменению концентраций компонентов продуктов сгорания.
Для очень больших ракет - таких, как “Space Shuttle”, на всём участке работы РДТТ (Н < 50 км) догорание не прекращается. Как показывают расчёты при учёте влияния частиц, концентрации компонентов газа изменяются на 25-30 % (табл. 2).
Таблица 2. Концентрация компонентов продуктов сгорания [кг/м] PH "Space Shuttle в "конечном” сечении «горячей» струи (среднемассовая скорость относительно Земли не превышает ~ 10 м/с)
Компо- ненты с частицами без частиц
Н [км]
20 42,8 20 42,8
о О ю 6,49 3,94 6,52 3,81
НоО 3,27 2,3 3,28 2,22
со 0,0126 0,0527 0,0132 0,0645
н2 0,0006 0,0031 0,0007 0,0035
НС1 2,52 0,436 2,54 0,424
С12 0,504 0,148 0,497 0,186
С1 0,025 1,23 0,0183 1,16
сю 0,048 0,08 0,0513 0,0711
no2 0,011 ЫО"6 0,0074 3,6-10'7
Таким образом, частицы интенсифицируют процесс догорания в струях и приводят к увеличению высоты прекращения догорания на 5-10 км в зависимости от тяги двигателя, а химические реакции с хлорсодержащими компонентами, наоборот - к снижению высоты прекращения догорания на 1-5 км в зависимости от уровня тяги.
На рис. 4 для факела PH “Space-Shuttle” приведены поперечные профили концентраций частиц АЬОз разных размеров в сечении струи, где среднемассовая скорость относительно Земли не превышает ~ 10 м/с.
Space Shuttle Н = 20 km х/ка= 3637
Рис. 4. Поперечные профили концентраций частиц Л1203 разных размеров в “конечном " сечении «горячей» струи PH “Space-Shuttle "
При расчётах двухфазных струй, в случае использования предположения о термодинамическом равновесии между частицами и газом, плотность частиц ведёт себя подобно концентрации газовой фазы продуктов сгорания (с максимумом в центре струи и
поперечным размером, примерно совпадающим с размером газовой струи). Однако это предположение справедливо только для плотных струй и с ростом высоты полёта оно перестает выполняться.
В недорасширенной сверхзвуковой струе частицы сначала быстро разлетаются под воздействием расширяющего газа, попадают в область наиболее плотного газа (она находится на периферии струи) и затем двигаются вместе с этим плотным газом, сначала заворачивая к оси, а потом несколько расширяясь (рис.5).
ylRa Н = 20 км
Рис. 5. Предельные траектории частиц разных размеров и газа в струе
При этом частицы скапливаются ближе к периферии струи, образуя фигуру, похожую на скорлупу, что подтверждается фотографиями факелов ракет на больших высотах. Затем из-за падения плотности газа и приближении к нулю вертикальной составляющей скорости газа в дальней зоне слоя смешения расширение струи частиц не происходит. В результате этого ширина струи частиц на средних высотах оказывается существенно меньше ширины струи газа, которая обусловлена диффузией газовой фазы продуктов сгорания.
Результаты расчёта
Метод расчёта применительно к оценке экологической безопасности запусков ракет и ракет-носителей был апробирован на примере взаимодействия факела ракет-
носителей с атмосферой и влияния на озоновый слой атмосферы струй твёрдотопливных ускорителей PH “Space-Shuttle” и PH “Titan34D7G” и ЖРД PH «Протон» (топливо
АТ-НДМГ) и PH «Ангара» (топливо керосин-кислород).
Рассчитывались газодинамические характеристики струй, данные по химическому составу факела и следа, их геометрические характеристики.
На рис. 6, 7 представлены распределения концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа с, на высоте Н= 20 км в зависимости от времени после пролёта ракеты t для дневного и ночного периодов запуска PH «Space Shuttle» и PH «Titan».
G. [молек/см ]
Titan H = 20 км (дневной период)
Titan Н = 20 км (ночной период)
G. [молек/см']
100 1000 10000 t[с]
Space Shuttle Н = 20 км (ночной период)
Рис. 6. Распределение концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа на высоте Н = 20 км в зависимости от времени после пролёта ракеты для PH «Space Shuttle»
При дневном запуске период восстановления концентрации озона в следе струи на порядок больше по сравнению с ночным. Это связано с образованием свободного хлора в результате фотохимических реакций в следе струи, особенно благодаря реакции разложения С12 (реакция 51) и взаимодействия свободного хлора с озоном (реакция 31) (табл. 1).
1 10 100 1000 10000 t [с]
Рис. 7. Распределение концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа на высоте Н = 20 км в зависимости от времени после пролёта ракеты для PH «Titan»
Содержание озона сильно зависит от концентрации свободного хлора и окислов азота. Видно, что наибольшее количество хлорсодержащих компонентов содержится в струе PH “Space-Shuttle”. Факел PH “Titan34D7G” по сравнению с факелом PH “Space-Shuttle” содержит приблизительно в 2 раза меньше выбросов НС1, СЬ, CIO, С1, но больше выбросов N0. Период восстановления концентрации озона в следе струй PH “Space-Shuttle” и PH “Titan34D7G” примерно одинаковый.
Ранее при создании метода для системы неравновесных химических реакций, используемой при расчёте горячей области струи (без учёта реакций с озоном, фотохимических и некоторых других реакций, протекающих в следе струи), проводились расчёты факела струй РДТТ PH «Space Shuttle» и PH «Titan». На основе полученных данных по результатам расчётов распределения концентраций компонентов в конце факельной части струй РДТТ PH «Space Shuttle» и PH
«Titan» в Главной геофизической обсерватории профессором И.Л. Каролем проведены расчёты изменений концентраций экологически вредных компонентов и озона в следе струи, представленные в работе [8]. Результаты сопоставлены с данными работы [9] по измерению концентрации СЬ в следе струи через 29 минут после пролёта ракеты и приблизительно через 15 минут после захода Солнца. Для PH “Titan” результаты расчётов для ночного запуска приведены на рис. 8. Из этих данных следует, что в течение приблизительно 600 сек (10 мин) в следе струи концентрация озона восстанавливается. При этом временное разрушение озона происходит в радиусе порядка 1 км. Получено хорошее соответствие с данными измерений концентрации С12 [9] (отмечено символом (*) на рис. 8).
В работе [8] при дневном запуске период восстановления концентрации озона в следе струи на порядок больше (около 100 мин).
Результаты, полученные по настоящему методу (рис.7), имеют достаточно хорошее соответствие с данными работы [8] (рис. 8), кроме распределения концентрации N02 и концентрации СЬ в дальней области следа.
q, мол/см3
t, *
Рис. 8. Изменение концентраций экологически вредных компонентов продуктов сгорания и озона вдоль центральной линии холодного следа для ночного запуска PH « Titan »
При взаимодействии ЖРД PH «Протон» и PH «Ангара» с атмосферой локальное
содержание озона в атмосфере зависит от компонентов выхлопных струй О, Н, ОН, НО2, NO, NO2. В струях ЖРД хлорсодержащие компоненты отсутствуют, но в струе PH «Протон» большая концентрация на выходе из сопла молекул N0, в отличие от PH «Ангара», PH “Space-Shuttle” и PH “Titan34D7G” (рис. 2).
Распределение концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа с, на высоте Н= 21 км в зависимости от времени после пролёта ракеты t для ночного периода запуска PH «Протон» приведены на рис. 9.
с, I молок/см "Протон" Н= 21км
Рис. 9. Распределение концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа на высоте Н = 21 км в зависимости от времени после пролёта ракеты для ночного периода запуска PH «Протон»
Аналогичные данные на высоте Н= 20 км для PH «Ангара» приведены на рис. 10.
с, [молек/см3] "Ангара" Н = 20 км
Рис. 10. Распределение концентраций экологически вредных компонентов и озона вдоль оси струи и следа на высоте Н = 20 км в зависимости от времени после пролёта ракеты для ночного периода запуска PH «Ангара»
Из сопоставления результатов, представленных на рис. 9 и 10, видно, что зависимости изменения концентрации озона по времени существенно различаются для рассмотренных видов топлив. Время практически полного восстановления концентрации озона для ночного периода запуска при пролёте PH «Протон» составляет примерно 1ч, а при пролёте PH «Ангара» примерно 5 мин. Это связано с тем, что в струе PH «Протон», в отличие от PH «Ангара», большая концентрация экологически вредного окисла азота N0.
Из приведённых данных можно сделать вывод, что PH «Ангара» существенно более экологически чистый по сравнению с PH «Протон», а также PH “Space-Shuttle” и PH “Titan.
Выводы
Разработан метод расчёта взаимодействия выхлопных струй РД на различных топливах с атмосферой с учётом неравновесных физических и химических процессов для оценки экологической безопасности запусков ракет.
Задача решена в строгой постановке, включающей расширенную, по сравнению с другими методами, систему неравновесных химических реакций (52 реакции), в том числе реакций взаимодействия продуктов сгорания с Оз и фотохимических реакций.
Использование расширенной системы химических реакций приводит к существенным изменениям в определении содержания малых газовых компонентов в струях, таких как О, Н, ОН, Н02, NO, N02, 03 для ЖРД и РДТТ и дополнительно СЮ, НОС1 для РДТТ, что позволяет получать новые количественные данные по содержанию компонентов продуктов сгорания в струях РД.
Определена область высот полёта (Н = 30-50 км), где наиболее существенно влияние частиц конденсированной фазы и химических реакций с хлорсодержащими компонентами на параметры газовой фазы. Показано, что частицы интенсифицируют процесс догорания в струях и способствуют увеличению высоты прекращения догорания (на 5-10 км в зависимости от тяги двигателя), а химические реакции с хлорсодержащими компонентами, наоборот - снижению высо-
ты прекращения догорания (на 1-5 км в зависимости от уровня тяги).
В указанной области высот влияние частиц на газ может приводить к существенному возрастанию (на ~ 300-600 К) температуры струи и сильному (в разы и на порядки) изменению концентраций компонентов.
Область высот, где существенно влияние частиц на температуру и состав струи, в значительной степени зависит от расхода продуктов сгорания. Чем меньше расход продуктов сгорания, тем ниже высота срыва догорания. Для очень больших ракет, таких как “Space Shuttle”, на всём участке работы РДТТ (Н <50 км) влияние частиц приводит к изменению концентраций компонентов на 25-30 %.
Проведено сопоставление результатов расчёта с экспериментальными данными и опубликованными расчётами других авторов. Получено удовлетворительное соответствие результатов.
Созданный метод расчёта апробирован на примере воздействия на озоновый слой атмосферы струй РДТТ PH «Space Shuttle», PH «Titan» и ЖРД PH «Протон» (топливо АТ-НДМГ), PH «Ангара» (топливо керосин-кислород)
Показано, что PH «Ангара» существенно более экологически чистый по сравнению с PH «Протон», PH «Space Shuttle» и PH «Titan», в том числе в части влияния продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.
Библиографический список
1. Molchanov, A.M. Application of the Implicit McCormack Method to the Computation of Supersonic Turbulent Jets, Using an Algebraic Stress Model [Text] / A.M. Molchanov // The second Japan-Soviet Union Joint Symposium on Computational Fluid Dynamics. Univ. of Tsukuba, 27-31 Aug. 1990. Preprints, 1990. -P. 231-238.
2. Trunov, A.P. Gas and particles interaction in a supersonic jet [Text] / A.P. Trunov, F.S. Zavelevich // The second Japan-Soviet Union Joint Symposium on Computational Fluid Dynamics. Univ. of Tsukuba, 27-31 Aug. 1990. Preprints, 1990. - P. 239.
3. Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй [Текст] / B.C. Авдуевский,
Э.А. Ашратов, А.В. Иванов [и др.]. - М.: Машиностроение, 1989. - 320 с.
4. Химия горения [Текст] / Под ред. Гардинера У. мл. - М.: Мир, ИЛ, 1988. - 464 с.
5. Аэродинамика ракет. В 2 кн. - Кн. 2 / под ред. М. Хемша, Дж. Нилсена. - М.: Мир, ИЛ, 1989. -512 с.
6. Solid Rocket Exhaust in the Stratosphere: Plume Diffusion and Chemical Reactions [Text] / M.R. Denison, J.J. Lamb, W.D. Bjorndahl [et al.]// Journal of Spacecraft and Rockets, 1994. -Vol. 31. -№3. - P. 435-442.
7. Ибрагимова, Л.Б. Сравнительный анализ констант скоростей химических реакций, описывающих горение водородо-кислород-ных смесей [Текст] / Л.Б. Ибрагимова, Г.Д.
Смехов, О.П. Шаталов // Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2009. - № 8. -С. 2.
http://www.chemphys.edu.ru.
8. Karol, I.L. Space Rocket Exhaust Effect on Stratospheric Composition and Ozone [Text] / I.L. Karol, Yu.E. Ozolin, F.S. Zavelevich [a.a] // 51st International Astronautical Congress. Rio de Janeiro, Brazil, 2-6 Oct. 2000.
9. Ross, M.N. In situ measurement of СЬ and O3 in a stratospheric solid rocket motor exhaust plume [Text] / M.N. Ross, J.O. Ballenthin, R.B. Gosselin [et al.] // Geoph. Res. Lett., 24, 1755, 1997.
INTERACTION OF EXHAUST JETS OF ROCKER PROPULSIONS ON VARIOUS
PROPELLANTS WITH ATMOSPHERE FOR ESTIMATION OF ECOLOGICAL SAFETY OF FIRING OF ROCKETS AND LAUNCHERS
© 2012 F. S. Zavelevich, N. N. Ushakov
Keldysh Research Centre, Moscow
The method of calculation of interaction of exhaust jets of RP on various propellants with atmosphere for estimation of ecological safety of firing of rockets and launchers is developed. The model considers non-equilibrium physical and chemical processes, including reactions with ozone, nitrogen-containing and chlorine-containing components, wave processes, process of turbulent mixing, interaction between particles of the condensed phase and gas. The method of calculation is approved on example of influence on ozone cloud of jets atmosphere of SRM LV «Space Shuttle» and LV «Titan» and LRE LV "Proton" (fuel NTO-UDMH) and LV "Angara" (fuel kerosene-oxygen).
Rocket engines jets, flame jet, jet wake, interaction ofjets with atmosphere, ecological safety of rockets, jet influence on ozone layer, nonequilibrium physicochemical processes, combustion products of rocket propellants.
Информация об авторах
Завелевич Феликс Самуилович, доктор технических наук, старший научный сотрудник, начальник лаборатории исследовательского центра имени М.В. Келдыша, г. Москва. Е-mail: zavelevich@kerc.msk.ru. Область научных интересов: тепломассообмен струй ракетных двигателей, теплообмен космических аппаратов, фурье-спектрометрия.
Ушаков Николай Николаевич, кандидат технических наук, старший научный сотрудник исследовательского центра имени М.В. Келдыша, г. Москва. E-mail: ushakov-n@mail.ru . Область научных интересов: тепломассообмен, неравновесные процессы в струях ракетных двигателей, теплообмен космических аппаратов.
Zavelevich Felix Samuilovich, Doctor of technical Sciences, Senior research worker, the Head of laboratory, Keldysh Research Centre. E-mail: zavelevich@,kerc.msk.ru. Area of research: heat-and mass exchange of rocket engine jets, heat exchange of space vehicles, Fourier- spectrome-
Ushakov Nikolay Nikolayevich, Candidate of technical Sciences, Senior research worker, Keldysh Research Centre. E-mail: ushakov-n@mail.ru. Area of research: heat -and mass exchange, nonequilibrium processes in rocket engine jets, heat exchange of space vehicles.
