Анализ энергетических возможностей составных углеводородных горючих для кислородных двигателей космических ракетных ступеней

Автор: Аверьков Игорь Сергеевич, Демская Иляна Анатольевна, Катков Руслан Эдуардович, Разносчиков Владимир Валентинович, Самсонов Дмитрий Анатольевич, Тупицын Николай Николаевич, Яновский Леонид Самойлович

Журнал: Космическая техника и технологии @ktt-energia

Рубрика: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Статья в выпуске: 4 (19), 2017 года.

Бесплатный доступ

От используемых в настоящее время верхних ракетных ступеней космического назначения и разгонных блоков, работающих на компонентах жидкий кислород - керосин требуется обеспечение максимальной массы полезной нагрузки космических аппаратов, выводимой как на геопереходные, так и на геостационарные орбиты. Одним из возможных путей решения данной задачи мог бы явиться переход на синтетическое углеводородное горючее или углеводородное горючее двухкомпонентного состава, которое могло бы позволить поднять пустотный удельный импульс тяги маршевого ракетного двигателя и увеличить выводимую массу космических аппаратов. В данной статье проанализированы энергетические возможности различных углеводородных горючих, в т. ч. и энергоемких, для жидкостных космических ракетных ступеней и разгонных блоков, и описаны результаты исследования формирования оптимальных двухкомпонентных составов углеводородных горючих по критерию «удельный импульс тяги двигателя». Для проведения расширенного поиска также была проведена оценка использования авиационных горючих в ракетной технике.

Еще

Синтетические энергоемкие углеводородные горючие однокомпонентного состава, углеводородные энергоемкие горючие двухкомпонентного состава, ракетный двигатель, удельный импульс тяги двигателя, масса полезной нагрузки космических аппаратов

Короткий адрес: https://sciup.org/143164953

IDR: 143164953

Текст научной статьи Анализ энергетических возможностей составных углеводородных горючих для кислородных двигателей космических ракетных ступеней

В настоящее время актуальной является проблема замены традиционного горючего Нафтил, используемого на жидкостных ракетах-носителях (РН), на новые горючие, позволяющие поднять удельный импульс тяги двигателей и, таким образом, увеличить эффективность средств выведения. В настоящей статье приведены результаты исследований по поиску альтернативы Нафтилу. В химмотологическом отделении ЦИАМ был разработан программный комплекс, в состав которого включен программный модуль расчета термодинамических свойств продуктов сгорания Terra [1], и проведено оптимизационное исследование по формированию двухкомпонентного углеводородного горючего.

Постановка задачи

Как известно [2], выбор кислородноуглеводородных ракетных топлив целесообразно проводить, прежде всего, по максимуму критерия «удельный импульс тяги двигателя» (в нашем случае только пустотный удельный импульс тяги двигателя). Последний определяется энергоемкостью применяемого топлива, молекулярной массой продуктов сгорания, полнотой сгорания топлива, а также степенью геометрического расширения сопла двигателя. Кроме этого критерия важно учитывать плотность компонентов и их стоимость, а также соответствие свойств компонентов и их производства современным экологическим нормам.

Модель расчета удельного импульса основана на расчете тяги и расхода топлива, т. е. выполняется термогазодинамический расчет двигателя. Инженерная математическая модель расчета первого уровня имеет ряд допущений. Основным допущением является то, что горение реагентов и расширение продуктов сгорания происходит в равновесном приближении. В камере сгорания ввиду высоких температур это допущение является достаточно обоснованным. В реактивном сопле из-за высоких скоростей потока состав может отличаться от равновесного. Свойства продуктов сгорания в реактивном сопле, как правило, характеризуются средними параметрами относительно равновесного и замороженного состояний и зачастую ближе к равновесным параметрам.

Расчеты проводились для двигателя, близкого по параметрам к серийному отечественному жидкостному ракетному двигателю (ЖРД) 11Д58М [3] (рис. 1) с давлением в камере сгорания 8 МПа и геометрической степенью расширения сопла 400. В исследовании не ставилась задача имитировать работу двигателя 11Д58М. Задачей исследования являлось сравнение различных топливных композиций при одинаковых условиях, отвечающих типовым условиям работы, характерным для двигателя 11Д58М.

Рис. 1. Жидкостной ракетный двигатель 11Д58М

Исследование состояло из трех этапов.

На первом этапе была произведена оценка оптимального удельного импульса тяги на основе известных углеводородных горючих, включая авиационные (керосин ТС-1, бензин Б-95/130, бензин Б-70, бензин Б-91/115, Синтин, Боктан, изопропилметакарборан (ИПМК), а также этиловый спирт) [4] путем варьирования коэффициента избытка окислителя. Эти горючие сопоставлялись с Нафтилом по удельному пустотному импульсу (табл. 1).

Таблица 1

Данные для существующих горючих

Горючее	Ј _уд , м/с	a	Р 20 , кг/м³
Синтин	3 914,2	0,86	851,2
Боктан	3 904,4	0,87	828,0
Нафтил	3 855,3	0,90	833,0
ИПМК	3 845,5	0,80	918,8
Керосин ТС-1	3 845,5	0,90	755,0
Этиловый спирт	3 698,4	0,99	789,0
Бензин Б-95/130	3 423,7	0,92	736,0
Бензин Б-70	3 413,9	0,92	751,0
Бензин Б-91/115	3 413,9	0,92	729,0

Примечание . Ј _уд — пустотный удельный импульс тяги; a — коэффициент избытка окислителя; р ₂₀ — плотность горючего при 20 ° С.

При расчете использовались брутто-фор-мула [4] горючего и окислителя (жидкий кислород), а также их энтальпии образования. Для каждого топлива находился оптимальный коэффициент избытка окислителя. Энтальпия смеси двух компонентов выполнялась по аддитивному принципу в связи с тем, что все горючие — углеводородные и не являются полярными жидкостями.

На втором этапе исследовался эффект применения в ЖРД перспективных высокоплотных углеводородных горючих, разработанных для авиационных систем: Ц-ДЦОТ (циклопропанированный димер циклоокта-тетраена), Пенталан, Спиран, ДЦП ДЦПД (дициклопропанированный дициклопентадиен), ЦП ДЦПД (циклопропанированный дициклопентадиен), ДЦП НБД (дицикло-пропанированный норборнадиен), Децилин, ЦП-ИБС (циклопропанированный изомер бинора- S ), ЦДН (циклопропанированный димер норборнадиена), ГДН (гидрированный димер норборнадиена) и ТГ ДЦПД (тетра-гидрированный дициклопентадиен) [5]. Эти горючие также сравнивались с горючим Нафтил. В табл. 2 представлены результаты расчета (J уд , а и р ₂₀).

На рис. 2 представлены зависимости пустотного удельного импульса тяги от коэффициента избытка окислителя для различных горючих (Синтин, Боктан, Ц-ДЦОТ, ЦП-ИБС, Нафтил и Децилин).

На третьем этапе рассматривалась задача поиска оптимальной комбинации двухкомпонентного горючего. Данные композиции сопоставлялись с горючим Нафтил.

В качестве критерия для оптимизационного исследования выбран пустотный удельный импульс тяги.

Таблица 2

Данные для перспективных горючих

Горючее	Ј _уд , м/с	a	Р 20 , кг/м³
ДЦП НБД	3 878,3	0,855	990,0
Ц-ДЦОТ	3 864,1	0,843	969,0
ЦП-ИБС	3 861,2	0,855	1 124,0
Пенталан	3 858,2	0,843	1 034,0
ДЦП ДЦПД	3 858,2	0,855	1 033,0
Спиран	3 856,6	0,880	921,0
Нафтил	3 856,0	0,904	833,0
ЦП ДЦПД	3 855,3	0,867	1 000,0
Децилин	3 840,4	0,892	938,0
ТГ ДЦПД	3 838,3	0,892	932,0
ЦДН	3 834,6	0,855	1 110,0
ГДН	3 790,8	0,880	1 077,0

Примечание. См. табл. 1.

Рис. 2. Зависимость пустотного удельного импульса тяги от коэффициента избытка окислителя для разных горючих

Вектор варьируемых переменных включал: коэффициент избытка окислителя (соотношение окислителя и горючего) в диапазоне 0,75…1,00 и массовые доли компонентов составного горючего (0,001…1,000). В качестве компонентов составного горючего рассматривались как существующие горючие (Нафтил, Децилин, этиловый спирт, синтетические углеводородные горючие (Синтин и Боктан)), ИПМК, так и перспективные горючие (Ц-ДЦОТ, Пенталан, Спиран, ДЦП ДЦПД, ЦП ДЦПД, ДЦП НБД, ЦДН, ГДН, ЦП-ИБС и ТГ ДЦПД). Таким образом, для каждой исследованной композиции горючего определялось оптимальное значение коэффициента избытка окислителя.

Идея использования составных горючих состоит в том, чтобы обеспечить увеличение удельного импульса не только за счет энергоемкости, но и путем снижения молекулярной массы продуктов сгорания.

В табл. 3 представлены состав оптимальных композиций составных горючих, оптимальный коэффициент избытка окислителя, удельный импульс тяги и прирост удельного импульса тяги по сравнению с Нафтилом.

Таблица 3

Результаты оптимизационного исследования двухкомпонентных горючих

Горючее	Доля второго компонента	α	Ј _уд , м/с	Прирост импульса тяги, м/с
Синтин	_—	0,855	3 918,4	62,5
Боктан	_—	0,867	3 906,5	50,5
ИПМК + ДЦП НБД	0,918	0,843	3 878,4	22,5
ДЦП НБД	_—	0,855	3 878,3	22,4
Ц-ДЦОТ + ИПМК	0,408	0,806	3 866,6	10,6
Нафтил + ИПМК	0,633	0,818	3 866,2	10,2
ИПМК + Спиран	0,429	0,818	3 864,6	8,6
ИПМК + ДЦП ДЦПД	0,429	0,806	3 864,5	8,5
Ц-ДЦОТ	_—	0,843	3 864,1	8,1
ИПМК + Пенталан	0,469	0,806	3 863,8	7,8
ИПМК + ЦП ДЦПД	0,388	0,806	3 863,7	7,7
Керосин ТС-1+ + ИПМК	0,694	0,818	3 862,9	6,9
ЦП-ИБС	_—	0,855	3 861,2	5,2
Децилин + ИПМК	0,735	0,806	3 859,2	3,2
ИПМК + ТГ ДЦПД	0,245	0,806	3 858,6	2,6
ЦП-ИБС + ИПМК	0,714	0,794	3 858,5	2,6
Пенталан + ДЦП ДЦПД	0,551	0,855	3 858,3	2,4
Пенталан	_—	0,843	3 858,2	2,3
ДЦП ДЦПД	_—	0,855	3 858,2	2,3
Нафтил + Спиран	0,898	0,88	3 856,7	0,7
Спиран	_—	0,88	3 856,6	0,7
Нафтил	_—	0,904	3 856,0	0,0
ИПМК + ЦДН	0,204	0,794	3 855,9	–0,1
ЦП ДЦПД	_—	0,867	3 855,3	–0,7
ИПМК	_—	0,794	3 852,0	–3,9
Керосин ТС-1 + + ЦП-ИБС	0,061	0,904	3 846,8	–9,2
Керосин ТС-1	_—	0,904	3 846,7	–9,2
Децилин	_—	0,892	3 840,4	–15,6
ТГ ДЦПД	_—	0,892	3 838,3	–17,7
ЦДН	_—	0,855	3 834,6	–21,4
ГДН	_—	0,88	3 790,8	–65,2
Спирт этиловый	_—	0,99	3 694,7	–161,2

Примечание. См. табл. 1.

На рис. 3 представлена гистограмма пустотных удельных импульсов тяги для сформированных оптимальных композиций составных горючих и жидкого кислорода космических ракетных ступеней.

Удельный импульс тяги, м/с

Рис. 3. Сравнение удельных импульсов тяги для различных топливных композиций (вертикальная пунктирная линия показывает уровень удельного импульса горючего Нафтил)

Выводы

Среди известных углеводородных горючих Синтин и Боктан остаются для кислородных ракетных двигателей вне конкуренции: для давления в камере сгорания 8 МПа и геометрической степени расширения сопла 400 Синтин обеспечивает прирост удельного импульса тяги на 62 м/с по сравнению с Нафтилом, а Боктан — на 50 м/с.

Из перспективных энергоемких авиационных горючих интерес представляет горючее ДЦП НБД, которое обеспечивает прирост удельного импульса тяги на 22 м/с по сравнению с горючим Нафтил при существенном повышении плотности.

Проведенный анализ исследованных композиций двухкомпонентных горючих показал их неперспективность, так как максимальный прирост удельного импульса тяги по сравнению с горючим Нафтил составляет 0,5% (20 м/с), а сама величина удельного импульса тяги оказалась меньше, чем у Синтина и Боктана.

Результаты анализа приводят к выводу о правомочности постановки вопроса о необходимости производства Синтина и Боктана.

Принимая во внимание возрастающие в последнее время экологические требования, следует отметить, что Боктан имеет преимущество, поскольку относится к 3-му классу опасности (умеренно опасные вещества), а Синтин — ко 2-му (опасные вещества). Кроме того, необходимо также отметить, что производство последнего было прекращено по причине несоответствия технологии производства этого горючего современным экологическим нормам. Следовательно, если будет поднят вопрос о производстве Синтина, необходимо будет решить и эту проблему. Процесс промышленного производства Боктана по сравнению с процессом производства Синтина, согласно проведенным оценкам, должен быть более экологичным и дешевым.

Из перспективных энергоемких авиационных однокомпонентных и двухкомпонентных горючих может быть выделен ряд с относительно небольшим приростом удельного импульса тяги, но с относительно высокой плотностью, который может представлять в будущем интерес для космических ракетных ступеней, и в то же время будет перспективен для ракет-носителей.

Список литературы Анализ энергетических возможностей составных углеводородных горючих для кислородных двигателей космических ракетных ступеней

Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах «Астра 4». М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1991. 40 c.
Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. Учеб. пособие/Под ред. Глушко В.П. М.: Машиностроение, 1989. 464 с.
Аверин И.Н., Егоров А.М., Тупицын Н.Н. Особенности построения, экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ-SL комплекса «Морской старт» и пути ее дальнейшего совершенствования//Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 62-73.
Дубовкин Н.Ф., Яновский Л.С., Харин А.А., Шевченко И.В., Верхоломов В.К., Суриков Е.В. Топлива для воздушно-реактивных двигателей. М.: МАТИ -Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского, 2001. 443 с.
Бакулин В.Н., Дубовкин Н.Ф., Котова В.Н., Сорокин В.А., Францкевич В.П., Яновский Л.С. Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей/Под ред. Яновского Л.С. М.: Физматлит, 2009. 400 с.
Рид Р., Праусниц Дж, Шервуд Т. Свойства газов и жидкостей. Л.: Химия, 1982. 592 с.

Статья научная