ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ОРБИТАЛЬНОГО АППАРАТА АВТОМАТИЧЕСКОЙ МЕЖПЛАНЕТНОЙ СТАНЦИИ ТИПА «ВЕНЕРА-Д»

​PROPULSION SYSTEM OF THE VENERA-D TYPE AUTOMATIC INTERPLANETARY STATION ORBITER

Nikita Vladimirtsev

student, department of spacecraft and engines, Baltic State Technical University "VOENMEH" D.F. Ustinova,

Russia, Saint Petersburg

АННОТАЦИЯ

Цель статьи заключается в рассмотрении порядка, особенностей и сложностей проектирования двигательной установки для космических аппаратов. Внимание уделено определению главных параметров двигателя, решению задачи теплообмена как без, так и с рассмотрением гофрированного канала охлаждения.

ABSTRACT

The purpose of the article is to consider the order, features and difficulties of designing a propulsion system for spacecraft. Attention is paid to determining the main parameters of the engine, solving the problem of heat exchange both without and with consideration of the corrugated cooling channel.

Ключевые слова: двигательная установка, теплообмен, охлаждение, теплоотдача, конвекция, излучение, теплопроводность.

Key words: propulsion, heat exchange, cooling, heat dissipation, convection, radiation, thermal conductivity.

Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называется ракетный двигатель (РД), работающий на жидком топливе.

Окислитель и горючее в жидком виде подаются из топливных баков в камеру двигателя, где в результате химической реакции (сгорания топливной смеси) образуются газообразные продукты высокой температуры. В реактивном сопле они расширяются от давления в камере до давления на срезе сопла и выбрасываются в окружающую среду с большой скоростью, что является причиной возникновения реактивной силы двигателя.

Тип определённого ЖРД принято определять по какому-то характерному признаку ‒ используемой топливной паре, способу подачи компонентов топлива, назначению и так далее.

В данной работе рассматривается двигательная установка орбитального аппарата, функционирующего на орбите в грависфере Венеры.

Согласно информации, представленной в научном отчёте по исследовательской миссии автоматической межпланетной станции (АМС) «Венера-Д» от 31 января 2019г. «Venera-D: Expanding Our Horizon of Terrestrial Planet Climate and Geology Through the Comprehensive Exploration of Venus. Phase II Final Report», маршевая двигательная установка (МДУ) должна иметь следующие параметры:

• Тяга основного двигателя P_МДУ = 4706 [Н];
• Удельный импульс I_{уд МДУ} = 319 [с];
• Топливная пара: АТ + НДМГ.

В таблице 1 представлены исходные данные для определения геометрических параметров камеры сгорания и реактивного сопла двигательной установки орбитального аппарата межпланетной станции типа «Венера-Д».

Таблица 1.

Исходные данные для определения геометрии двигателя

Основными величинами, используемыми для оценки работы ЖРД и определяющими его характеристики, являются: коэффициенты тяги, удельный импульс, расходный комплекс и геометрическая степень расширения сопла.

Примечание ‒ Удельный импульс является одним из важнейших параметров работы ЖРД, поскольку от его величины зависит весовая отдача ракетной системы (отношение полезной нагрузки к стартовой).

Геометрическая степень расширения сопла определяет не только размеры сопла, но и характеризует основные параметры его работы:

• P_к / P_а ‒ отношение давления продуктов сгорания в КС к их давлению на срезе;
• M_а (или скорость ω_а) ‒ число Маха (или скорость движения продуктов сгорания на срезе сопла);
• ƍ_к / ƍ_а ‒ отношение плотности продуктов сгорания к их плотности на срезе сопла.

В соответствии с работами М.В. Добровольского «Жидкостные ракетные двигатели» и В.П. Белова «Расчёт параметров и характеристик ракетных двигателей» была сформирована математическая модель для определения геометрических и проектных параметров двигательной установки.

Результаты расчёта представлены в таблице 2.

Таблица 2.

Геометрические параметры двигателя

На основании данных таблицы 1 были построены двухмерный эскиз (см. рис. 1) и 3Д-модель (см. рис. 2) двигательной установки.

Примечание ‒ 3Д-модель выполнена в упрощённом виде и включает в себя лишь поверхности вращения (внутренняя и внешняя стенки и тракт охлаждения) двигателя и наружные каналы для подвода и отвода охладителя.

Рисунок 1. Двухмерный эскиз двигателя

Рисунок 2. Трёхмерное моделирование двигателя

Охлаждение стенок камеры ЖРД является одной из важнейших задач проектирования двигателя. В отличие от других типов тепловых машин, теплообмен в ЖРД усложняется следующими особенностями:

• высокие температуры (3000 °К ... 4000 °К) и давления (до 25 МПа и более);
• высокие значения конвективных тепловых потоков вследствие очень большой скорости движения продуктов сгорания, что приводит к резкому возрастанию коэффициента конвективной теплоотдачи газа в стенку камеру двигателя.

Примечание ‒ Величина плотности конвективного теплового потока в критическом сечении принимает значения до (23 ... 150)·10⁶ Вт/м².

• относительно высокое значение лучистых тепловых потоков, поскольку излучательная способность газов прямо пропорциональна четвёртой степени их температуры;

Примечание ‒ для обычных топлив значения лучистых тепловых потоков достигают 20 % ... 40 % от общего суммарного потока. Также стоит учитывать, что при движении газа по соплу его температура уменьшается и, следовательно, доля лучистой составляющей также снижается.

• мощное суммарное воздействие конвективного и лучистого тепловых потоков, что требует применения жаропрочных материалов, обладающих большой теплопроводностью; однако, такие материалы, как правило, имеют сравнительно небольшой коэффициент теплопроводности.
• использование ЖРД как двигательной установки летательного аппарата. По этой причине применение специальной жидкости для охлаждения двигателя нерационально. ЖРД охлаждают одним из компонентов топливной пары (окислителем или горючим), пропуская его через полость охлаждения с последующей подачей в камеру сгорания.

Примечание ‒ Принцип охлаждения компонентов топлива усложняет конструкцию камеры и необходимо соблюдать требования к расходу компонента, пропускаемому через тракт охлаждения.

Все главные особенности должны быть в определённой мере учтены при анализе системы охлаждения двигателя. Наибольшее распространение получил метод наружного охлаждения, типичная схема которого представлена на рисунке 3.

Рисунок 3. Схема наружного охлаждения двигателя

Основные параметры при анализе данной схемы:

• T_к ‒ температура продуктов сгорания (температура ядра потока);
• T_ст.г ‒ температура стенки камеры со стороны горячих газов («газовая» стенка);
• T_ст.ж ‒ температура стенки камеры со стороны охладителя («жидкостная» стенка);
• T_ж ‒ температура охладителя.

Принцип работы довольно простой ‒ тепло путём конвекции и излучения передаётся от ядра потока продуктов сгорания 1 внутренней стенке камеры двигателя 3, через которую при помощи теплопроводности и конвекции передаётся охладителю 2.

На начальном этапе работы двигателя часть теплового потока идёт на разогрев стенок камеры. Такое охлаждение ЖРД, когда температура стенки и тепловой поток в жидкость изменяются с течением времени, называют нестационарным режимом охлаждения.

С течением времени устанавливается равновесие, при котором охлаждением компенсируется значительная часть теплового потока от продуктов сгорания. Температуры «газовой» и «жидкостной» стенок и, как следствие, теплопоток через стенку двигателя принимают некоторое постоянное значение на заданном режиме работы, который называется стационарным.

В соответствии с рисунком 3, в качестве исходных данных, были приняты следующие значения параметров:

• толщина внутренней стенки двигателя: δ_{внутр ст} = 0,8 мм;
• высота охлаждающего тракта: h_охл = 1,4 мм;
• толщина внешней стенки двигателя: δ_{внеш ст} = 2,5 мм.
• толщина гофра: δ_гофра = 1 мм.

При проектировании системы охлаждения ЖРД первым делом определяют его способ, конструкцию и основные размеры охлаждающего тракта, а затем расчётным путём проверяют, обеспечивается ли при этом требуемое охлаждение стенок двигателя.

Примечание ‒ Под словосочетанием «требуемое охлаждение» следует понимать недопущение достижения критических температур стенок (вероятность прогара) и компонентов в охлаждающем тракте (испарение компонента приведёт к прогару стенки).

Для расчётов целесообразно разделить МДУ по длине на отдельные участки. Обычно в сопловой части берут 12-20, а в камере сгорания 1-4 участка.

Примечание ‒ В некоторых случаях для получения уточнённых данных выделяют в отдельные участки и места стыка скреплений (гофров, ребер и так далее), а также участки, имеющие специфическую форму, отличную от формы всего охлаждающего тракта.

Далее необходимо задать распределение температуры «газовой» стенки по длине камеры. В качестве исходных можно принять следующие значения:

1. Критическое сечение:

• жаропрочная сталь: 1000 К ... 1300 К;
• обычная конструкционная сталь: 700 К ... 900 К;
• медь или её сплавы: 500 К ...700 К.

2. Выходное сечение сопла (в зависимости от степени расширения):

• сталь: 400 К ... 700 К;
• медь: 300 К ... 600 К.

3. Камера сгорания и сужающаяся часть ‒ температура «газовой» стенки на 20 % ... 40 % ниже температуры стенки в критическом сечении.

Примечание ‒ Если отсутствуют предварительные данные о характере распределения температуры «газовой» стенки по длине, то в первом приближении допускается считать распределение линейным.

В камере двигателя происходит излучение продуктов сгорания. Как известно, излучательная и поглощательная способности газов, входящих в состав продуктов сгорания, различна; наибольшей способностью обладают многоатомные газы, в первую очередь, водяной пар H₂O и углекислота CO₂.

Твёрдые тела излучают и поглощают энергию всех длин волн от λ = 0 до λ = ∞, а газы ‒ только в определённых интервалах длин волн (так называемых линиях или полосах). Такое излучение или поглощение называется избирательным, или селективным.

Твёрдые тела в большинстве своём непрозрачны для тепловых лучей, и можно считать, что излучение и поглощение у них происходят в поверхностном слое. В газах аналогичные процессы происходят в объёме. При этом их излучательная и поглощательная способности определяются количеством молекул газа, находящегося в данном объёме.

Поскольку величина лучистых тепловых потоков определяется, в первую очередь, термодинамической температурой, по длине сопла всегда происходит резкое снижение значений плотности лучистого теплового потока. Во входной части сопла плотность потока резко уменьшается и в закритической части, по сравнению со значениями в камере сгорания, значения пренебрежимо малы настолько, что теоретически допускается их даже не учитывать при проведении теплового анализа.

Учитывая выше изложенную информацию, целесообразно при расчёте лучистых тепловых потоков не определять величину плотности теплового потока для каждого сечения камеры сгорания и сопла, а определив значение данного параметра в камере сгорания (q_л.к.), можно с достаточной степенью точности принять следующее распределение:

• около смесительной головки: q_л ≈ 0,8·q_л.к.;
• на начальном участке КС длиной (50...100) мм значение q_л растёт до q_л.к. и далее остаётся постоянным до сечения докритической части сопла, где D = 1,2·D_кр;
• критическое сечение: q_л = 0,5·q_л.к.;
• закритическая часть сопла, где D = 1,5·D_кр, имеем q_л = 0,1·q_л.к. и в сечении, где D = 2,5·D_кр, имеем q_л = 0,02·q_л.к..

Пристеночный слой продуктов сгорания при внутреннем охлаждении стенок камеры ЖРД имеет более низкую температуру, чем ядро потока. Этот слой играет роль полупрозрачного экрана между продуктами сгорания и стенкой.

Количество энергии, излучаемой пристеночным слоем, сравнительно невелико вследствие его относительно низкой температуры. В то же время этот слой может поглощать значительную часть лучистой энергии, направленной от ядра потока к стенке, так как в составе компонентов слоя так же, как и в составе продуктов сгорания ядра, преобладают основные излучающие и поглощающие газы водяного пара и углекислоты.

От стенки к охлаждающей жидкости тепло передаётся путём конвекции, величина теплового потока которого зависит от коэффициента теплоотдачи (стенка ‒ жидкость), температур «жидкостной» стенки и самой жидкости.

Практика показывает, что при нагревании жидкости, т.е. при направлении теплового потока от стенки к жидкости, интенсивность теплообмена выше, чем при обратном направлении. Кроме того, интенсивность процесса зависит от температурного напора, т.е. от величины ∆T = Т_ст.ж ‒ Т_ж. С увеличением температурного напора коэффициент теплоотдачи при нагревании жидкости возрастает, а при охлаждении убывает.

Зависимость теплоотдачи от направления теплового потока и температурного напора обуславливается тем, что поля температур и вязкости в пограничном слое и толщины самого пограничного слоя при нагревании и охлаждении жидкости различны. Эта зависимость учитывается коэффициентом ψ_т, который является функцией нескольких переменных, а именно вязкости, теплоёмкости и коэффициента теплопроводности жидкости при температуре стенки со стороны жидкости. Другими словами, коэффициент является функцией числа Прандтля, т.е. ψ_т = f (Pr_ж / Pr_ж.ст.).

При наличии продольных гофров теплоотдача от стенки камеры к охлаждающей жидкости растёт за счёт эффекта оребрения поверхности. Такое изменение теплоотдачи удобно учитывать, введя коэффициент эффективности оребрения и эффективный коэффициент теплоотдачи с учётом оребрения, которые связаны между собой прямой зависимостью через коэффициент теплоотдачи жидкости.

При рассмотрении вопроса теплоотдачи в оребренном охлаждающем тракте необходимо сделать следующие допущения:

• коэффициент теплоотдачи постоянен по всему периметру охлаждающего тракта;
• температура охладителя по сечению тракта одинаковая;
• температура стенки и основания рёбер постоянна и равна температуре ребра у основания;
• теплопроводность оребренной стенки не зависит от температуры и равна какому-то среднему значению.

На основании работы М.В. Добровольского «Жидкостные ракетные двигатели» была сформирована математическая модель расчёта охлаждения ЖРД, в том числе определены конвективная и лучистая составляющие суммарного теплового потока в стенки двигателя, коэффициенты теплоотдачи газа и жидкости, параметры охлаждающего тракта и так далее.

На рисунке 4 представлены результаты распределения плотностей тепловых потоков, а именно конвективного, лучистого и суммарного, по всей длине двигателя.

Рисунок 4. Распределение плотностей тепловых потоков по длине камеры сгорания и реактивного сопла

На рисунке 5 продемонстрирована схема расчёта тракта охлаждения двигателя.

В таблице 3 представлены результаты теплового расчёта, в частности были определены суммарная плотность теплового потока, коэффициенты теплоотдачи жидкости и газа, температуры «газовой» и «жидкостной» стенок двигателя.

На рисунке 6 показана реализация теплового моделинга двигателя в программе Ansys.

Примечание ‒ В программе Ansys использовались только данные, полученные для внутренней стенки двигателя. Полный моделинг, в частности тракт охлаждения и внешняя стенка двигателя, не проводился в данной программе по причине трудоёмкости задания соответствующих граничных условий, что, в свою очередь, не позволяет получить результатов с требуемым уровнем их достоверности.

Рисунок 5. Расчётная схема охлаждающего тракта

Таблица 3.

Результаты теплового расчёта двигателя

Рисунок 6. Результаты теплового расчёта двигателя в Ansys

Список литературы:

1. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. ‒ 488 с.
2. Белов В.П. Расчёт параметров и характеристик ракетных двигателей: практическое пособие. СПб.: Балт. гос. техн. ун-т., 2013. ‒ 47 с.