Проектирование системы охлаждения многоразового жидкостного ракетного двигателя на трёхкомпонентном топливе

В ходе проектирования ЖРД особое внимание уделяется разработке СО двигателя. Существующие ЖРД, использующие высококипящие топливо в качестве охладителя КС, ограничены по температуре кипения хладагента в межрубашечном пространстве. Интенсификация теплообмена в рубашке охлаждения (РО) влечет за собой большие гидравлические потери жидкости в тракте, особенно это характерно для маршевых ЖРД.

Для достижения наибольшей экономичности и эффективности ЖРД предлагается применение дополнительного компонента топлива в качестве горючего. Работа ЖРД такой схемы возможна при использовании пары топлива жидкий кислород + углеводородное горючее на первом участке выведения ракеты-носителя, на втором участке - жидкий кислород + жидкий водород. Стоит отметить, что на этапе всего полета охлаждение двигателя происходит сверхкритическим водородом, подаваемым в РО отдельным насосом турбонасосного агрегата. Данное мероприятие по организации СО трехкомпонентного ЖРД позволяет избежать прогар стенок КС во время работы двигателя за счет эффективного теплосъема сверхкритического водорода, а также снизить избыточную напорность углеводородного насоса на первом участке выведения ракеты-носителя.

Однако при определенных Km (соотношение компонентов топлива в КС) и Pk (давление в КС), количества жидкого водорода, подаваемого в РО, не хватает для обеспечения надежного охлаждения двигателя. В связи с чем, авторами работы было рассмотрено применение теплозащитного покрытия огневой стенки камеры в районе критического сечения из тантала.

Система охлаждения ЖРД на трёхкомпонентном топливе

Предложенная концепция ЖРД на трёхкомпонентном топливе за счёт высокого давления в КС имеет сложную и интенсивную СО.

Под СО понимается совокупность вводных и выводных коллекторов, тракта охлаждения, осуществляющих надежное и достаточное охлаждение за счет оптимальных геометрических параметров проточного тракта охлаждения (ТО) (оребрения, толщин внутренней и наружной стенок и т. д.), системы вводных и выводных отверстий, системы разноконтурных перепусков.

Газодинамический профиль (ГДП) двигателя, приведенный на рис. 1, был разбит на 1200 расчетных сечений. В качестве исходных данных для проектирования СО были приняты параметры, полученные в результате энергетической увязки двигателя, а именно: массовый секундный расход, температура и давление на входе в тракт охлаждения.

Рис. 1. Газодинамический профиль двигателя, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig. 1. The gas-dynamic profile of the engine operating on three-component fuel

Схема охлаждения [1] ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе, представлена на рис. 2.

СО трехкомпонентного ЖРД состоит из 3-х секций с различным числом продольных фрезерованных ребер и 3-х коллекторов (одним вводным и двумя выводными); в каждом подводном коллекторе [2] предусмотрен ряд отверстий для подачи и отвода хладагента из каналов СО.

Внутренняя стенка регенеративно-проточной части двигателя имеет толщину 0,8 мм по всей длине двигателя и целиком состоит из медного сплава БрХ-0,8, наружная стенка – из нержавеющей стали 12Х18Н10Т. Толщина силовой стенки выбрана по условиям прочности и составляет 3 мм.

Рис. 2. Схема охлаждения трехкомпонентного ЖРД

• Fig. 2.    The cooling system of three-component LPRE

Рис. 3. Предлагаемая ПГС для ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

• Fig. 3.    The proposed PHS for rocket engine operating on three-component fuel

  В сегменте А 2 на внутреннюю огневую стенку нанесено танталовое (Ta) теплозащитное покрытие [3] (ТЗП) толщиной 0,6 мм. Данное покрытие имеет высокую температуру плавления (3290 К) и хорошую адгезию (сцепляемость) с поверхностью огневой стенки.

СО рассматриваемого ЖРД работает следующим образом.

Суммарный расход охладителя, равный 9,6 кг/c, подаётся в вводной коллектор, расположенный в осевой продольной координате 1150 мм, через два ряда отверстий, расположенных в каждом канале, поступает в контур ТО. Давление и температура охладителя на входе в вводной коллектор составляет 58,58 МПа и 43 К. ТО состоит из 2-х раздельных контуров, не зависимых между собой, в которые попадает разный расход хладагента.

В сегмент А 3 (соответствующей второму контуру двухконтурной системы охлаждения) на охлаждение среза сопла попадает расход охладителя m 1охл равный 1,6 кг/c, охладитель движется прямотоком до выводного коллектора и затем по перепускному трубопроводу на привод турбины бустерного турбонасосного агрегата горючего (БТНАГ) жидкого водорода, а затем направляется в газогенератор (ГГ) (см. рис. 3).

В сегменты А 1 и А 2 (соответствующие первому контуру двухконтурной системы охлаждения) попадает расход охладителя m 2охл равный 8,0 кг/c; охладитель движется обратным током, охлаждает сверхзвуковую, дозвуковую и цилиндрическую части сопла, а также критическое сечение. Далее хладагент направляется в выводной коллектор и в трубопровод, где происходит его перемешивание с расходом из сегмента А 3 , и движется по перепускному трубопроводу на привод турбины БТНАГ с последующей подачей в ГГ.

Расчет охлаждения трехкомпонентного ЖРД по методике В. М. Иевлева и Д. Р. Бартца

Расчёт охлаждения проводился с применением аналитической программы Rocket Propulsion Analysis (RPA). Программа RPA представляет собой многоплатформенный аналитический инструмент для концептуального и предварительного проектирования химических ракетных двигателей разных концепций (воздушно-реактивных двигателей (ВРД), ЖРД, жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ), газовых ракетных двигателей малой тяг (ГРДМТ), гид-рореактивных двигателей (ГРД), ракетных двигателей твёрдого топлива (РДТТ), комбинированных ракетных двигателей (КРД) и других).

В программе RPA имеется собственный расчётный модуль для определения предварительного облика конструкции ТО на ранних этапах проектирования и анализа охлаждения и теплового состояния ЖРД. Математическая модель, применяемая в программе RPA, включает в себя стандартные тепломассобменные (соблюдение теплового баланса, направление теплового потока, внутренний или внешний подвод теплоты, теплосъём, теплопроводность однослойной и многослойных стенок, внутреннее «блокирование» теплового потока путём вдува в пристеночный или пограничный слой (влияния на пристенные течения путём активного вдува газа или жидкости с пониженной температурой), унос материала с блокированием тепла и т. д.), теплозащита и охлаждения (внутреннее завесное охлаждение (заградительное, плёночное), применение различных теплозащитных покрытий, внешнее радиационное, регенеративно-проточное или автономное), теплотехнические расчетные формулы для выбранной конструкции и развитой поверхности ТО (продольные и винтовые (спиральные) рёбра, гофры, щелевые каналы, трубки и т. д.), теплообменные критериальные соотношения Нуссельта (Nu) для различных хладагентов и гидрогазодинамические одномерные и двумерные модели, описывающие движение газов и жидкостей в газовом тракте ГДП и кольцевом канале ТО.

Для теплозащиты и охлаждения стенок от влияния высокоэнтальпийных сред в ЖРД с разным типом сопел Лаваля (профилированное, коническое, сферическое, с центральным телом, грушевидное и т. д.) наибольшее распространение получило применение регенеративнопроточных или автомных систем охлаждение с различными теплопередающими поверхностями с целью интенсификации теплообмена и снятия дополнительного теплосъёма (для криогенных теплоносителей и хладагентов). Поэтому процесс охлаждения ЖРД представляет собой тепломассообмен [4] горячего газа (продуктов сгорания топлива) и хладагента путём теплопроводности, а также вынужденной и свободной конвекции с учетом регенеративного теплообмена.

Крайне интересным и редким направлением по расчету СО и теплообмену в паровом канале короткой линейной тепловой трубы, которая геометрически похожа на сопло Лаваля, занимается компания ООО «Рудетранссервис», находящаяся в г. Великий Новгород [5].

В программном комплексе (ПК) RPA [6] спроектирована СО. Программа позволяет оценивать величину плотности теплового потока в стационарной поставке, предварительную конструкцию СО, ТС и охлаждение двигателя по стандартизованной в отечественном двигателе-строении методике В. М. Иевлева и зарубежной методике Д. Р. Бартца. Причём отечественная методика В. М. Иевлева применяется как основная инженерная расчётная методика, хорошо согласующаяся с экспериментальными данными [7; 8]. После расчёта проводилась оценка сходимости обоих методик.

Полуэмпирическая методика В. М. Иевлева основана на модели теплопереноса импульсов и энергии, а также интегральном приближенном решении пограничного слоя (ПГРС) с использованием эмпирических законов трения и теплообмена, учитывающих переменность теплофизических свойств высокотемпературных сред в ПГРС и в ядре потока. Более подробное описание методики приведено в [9; 10].

Методика конвективного теплообмена в осесимметричных соплах Лаваля Д. Р. Бартца учитывает толщину ПГРС, поверхностное трение и плотность теплового потока. Метод основан на интегральном решении уравнений количества движения и энергии для тонкого осевого симметричного пограничного слоя с пересчётом теплофизических и термодинамических параметров «эталонного сопла» на расчетное исследуемое сопло, причем методика содержит увязанный и доступный программный алгоритм для быстрого применения на электронновычислительной машине (ЭВМ) – International Business Machines 7090 (IBM 7090). Более подробное описание методики Д. Р. Бартца приведено в [11; 12].

На рис. 4–7 при расчётах охлаждения по двум методикам приняты следующие обозначения: Tст.г.п – температура теплозащитного покрытия со стороны газа; Tст.г – температура стенки со стороны газа или покрытия; Tст.охл – температура стенки со стороны жидкости; Pохл – давление охладителя; Tохл – температура охладителя.

Расчет охлаждения трехкомпонентного ЖРД по методике В. М. Иевлева

В соответствии с выбранной системой охлаждения проведен расчет охлаждения по методике Иевлева. Тепловое состояние (ТС) корпуса камеры приведено на рис. 4. Гидравлические потери и расчетный подогрев охладителя представлены на рис. 5.

При расчете по методике Иевлева получена полная и качественная картина ТС корпуса камеры, температурного состояния стенок и ТЗП.

Расчет охлаждения трехкомпонентного ЖРД по методике Д. Р. Бартца

В соответствии с выбранной системой охлаждения проведен расчет охлаждения по методике Бартца. ТС корпуса камеры приведено на рис. 6. Гидравлические потери охладителя [13; 14] и расчётный подогрев охладителя представлен на рис. 7.

При расчете по методике Бартца получено неполное соответствие с методикой Иевлева.

Рис. 4. ТС ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

• Fig. 4.    TS of an LPRE running on three-component fuel

Рис. 5. Гидравлические потери и подогрев охладителя в разных контурах ТО ЖРД

Fig. 5. Hydraulic losses and heating of the cooler at different contours of CJ LPRE

Сравнение невязок расчетов охлаждения по методикам Д. Р. Бартца и В. М. Иевлива

В результате расчета охлаждения трехкомпонентного ЖРД по методикам Бартца и Иевлива был проведен анализ полученных параметров по формуле невязок на предмет отклонения расчетных методик. На рис. 8 и 9 приведены отклонения результатов расчетов, полученных по методике Иевлева и Бартца.

Отклонения в расчетах по методике Бартца от методики Иевлева по ТС корпуса составляет не более 40 % по модулю, погрешность расчета подогрева охладителя не более 36 % по модулю, тогда как погрешность расчета гидравлических потерь невелика (менее 1 %). Колебательный характер значений температур стенок со стороны газа и жидкости в области от 1250 до 1815 мм связан со сходимостью результатов вычислений по методике Иевлева при большем количестве расчётных точек.

Следовательно, можно сделать вывод, что оценка гидравлических потерь, с небольшим отклонением по точности, корректно проводить и оценивать по обоим методикам. ТС корпуса камеры и подогрева охладителя более точно оценивать по методике Иевлева как доступной инженерной методике, хорошо коррелирующейся с литературными экспериментальными данными и результатами испытаний огневых агрегатов ЖРД, ГГ, ядерных ракетных двигателей (ЯРД), запальных устройств, горелок, парогазогенераторов, испарителей, эжекторов и газодинамических труб (ГДТ) [15] и прочих высокотемпературных энергетических установок с рас-пыливанием, химическим преобразованием и горением топлива с высокой температурой в камере сгорания (более чем 900 К) [16].

Рис. 6. ТС ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig. 6. TS of an LPRE running on three-component fuel

Рис. 7. Гидравлические потери и подогрев охладителя в разных контурах ТО ЖРД

Fig. 7. Hydraulic losses and heating of the cooler at different contours of CJ LPRE

Рис. 8. Невязка теплового состояния ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig.8. The discrepancy of the thermal state of LPRE operating on three-component fuel

Рис. 9. Невязка гидравлических потерь и подогрева охладителя в разных контурах ТО ЖРД, работающего на трёхкомпонентном топливе

Fig. 9. Residual hydraulic losses and heating of the refrigerant in the different circuits of CJ LPRE operating on three-component fuel

Заключение

Проведен расчет системы охлаждения трехкомпонентного ЖРД. Рассмотрены методики расчета охлаждения Бартца и Иевлева. По результатам расчётов были получены погрешности двух методик. По ТС корпуса погрешность составила не более 40 % по модулю, погрешность расчёта подогрева охладителя не более 36 % по модулю, погрешность по расчёту гидравлических потерь оказалась менее 1 %. На основании сходимости экспериментальных и расчётных данных в качестве основной методики была выбрана методика Иевлева. В результате расчёта температура и давление хладагента на выходе из первого контура составляет 583,6 К и 55,73 МПа, из второго контура – 558,85 К и 58,55 Мпа. Максимальная расчётная температура огневой стенки 745,7 К, что ниже температуры плавления материала БРХ-08. Наибольшая температура танталового покрытия ниже температуры плавления материала покрытия и составляет 2122,48 К.

В результате расчетов выявлено, что при заданных параметрах при применении именно двухконтурной регенеративно проточной СО с ТЗП нанесенным на огневую стенку в сегменте А2 реализуется полная экономичность двигателя. За счёт этих мероприятий ТС конструкции корпуса камеры и покрытия находится на умеренном и допустимом уровне, следовательно, двигатель имеет надёжное охлаждение.