Разработка конструкции и экспериментальные исследования камер ракетных двигателей малой тяги с регенеративным охлаждением

В современной отечественной и мировой космонавтике отмечается особое внимание к разработке и практическому применению двигательных установок малой тяги. Использование нетрадиционных компонентов топлива, создание высокоресурсных и надежных систем многоразового включения, внедрение перспективных аддитивных технологий изготовления сложных неразъемных конструкций создают условия для расширения функционального назначения и области эксплуатации ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) [1; 2].

К числу актуальных и перспективных научно-технологических задач при создании РДМТ нового поколения относится использование газообразных компонентов топлива (водород H2 и кислород O2 или метан CH4 и кислород O2) с тепловой защитой камеры двигателя наружной (регенеративной) системой охлаждения газовым охладителем. С наибольшей эффективностью решение этих сложных задач обеспечивается формообразованием монолитной камеры двигателя с оребренным охлаждающим трактом и смесительной головкой методом 3D-печати из порошкообразного жаростойкого материала. Такой технологический подход позволяет снизить конечную массу изделия за счет оптимизации конструкции с учетом распределения силовых нагрузок на внутренние элементы газового тракта. Вместе с тем применение аддитивной технологии 3D-печати должно предусматривать дополнительный контроль шероховатости поверхности и внутренней пористости изделий [3–6].

В рамках реализации Федеральной программы стратегии академического лидерства «Приоритет 2030» и в соответствии с Соглашением о сотрудничестве АО «Государственный научный центр Российской Федерации «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша» и ФГБОУ ВО «Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева» при участии индустриального партнера университета ООО «Полихром» (г. Красноярск) проводится комплекс научно-исследовательских и экспериментальных работ по пректированию, изготовлению методом 3D-печати и стендовым огневым испытаниям РДМТ, работающего на экологически чистом газообразном топливе (метан CH4 и кислород O2) с регенеративной системой охлаждения камеры. Функциональное назначение экспериментального РДМТ заключается в проведении модельных стендовых испытаний без имитации условий космического пространства.

Основные принципы методики расчета и проектирования камеры РДМТ, изготовленной по технологии 3D-печати с регенеративной системой охлаждения

Программой совместных научных и экспериментальных работ СибГУ им. М. Ф. Решетнева и Центра Келдыша в качестве объекта исследований определены две камеры РДМТ, изготовленные на 3D-принтере ASTRA 420 ООО «Полихром» из жаростойкого порошкового материала Инконель 718 (ПР-08ХН53БМТЮ). Проектными параметрами экспериментальных камер приняты следующие значения:

– тяга F = 200 Н;

• -    давление в камере сгорания Р К = 1 МПа;

• -    давление на срезе сопла Р С = 0,00085 МПа.

Конструкция камер – моноблочная, состоящая из смесительной головки, камеры сгорания, комбинированного сопла (сопло Лаваля). Охлаждение камер регенеративное с винтовыми и продольными (меридиональными) каналами прямоугольного сечения. Подвод охладителя – в кольцевой коллектор тороидальной формы, расположенный в зоне среза сопла.

Разработка экспериментальных камер проводилась с учетом особенностей рабочих процессов, характерных для РДМТ, таких как нестационарность режима горения, химическая нерав-новесность и неполнота сгорания топлива, обусловленных малыми размерами камеры сгорания, малыми расходами компонентов, ограниченным количеством форсунок, недостаточной точностью изготовления микроотверстий в форсунках [7–9].

Проектирование, термодинамический и газодинамический расчеты, а также расчет регенеративного охлаждения камер газообразным метаном выполнялись с использованием результатов экспериментальных и аналитических исследований Центра Келдыша, выводов и рекомендаций, изложенных в научных трудах ряда авторов [10–13].

Далее поводился ряд вычислительных процедур, направленных на определение основных параметров рабочего процесса в камере РДМТ: расхода компонентов и суммарного расхода топлива m _s , расходонапряженности камеры q _к, расходного комплекса р , тягового комплекса K_p .

На основании расчета геометрических размеров выполнено построение газодинамического профиля корпуса (нижней части) камеры двигателя (рис. 1). В связи с технологическими особенностями 3D-принтера ASTRA 420, на котором производилась печать изделия, некоторые размеры камеры незначительно уменьшились, при этом длина цилиндрической части камеры сгорания увеличена на 3 мм с целью улучшения условий печати смесительной головки.

Применение аддитивной технологии обеспечивает возможность изготовления смесительных головок сложной пространственной структуры без дополнительных сборочных элементов проточной части, что способствует уменьшению газодинамических потерь, оптимизации распределения скоростей, давлений и температур в линиях тока газообразных компонентов топлива [14].

Рис. 1. Газодинамический профиль камеры двигателя

Fig. 1. Gas dynamic profile of the engine chamber

Расчеты смесеобразования и проектирование смесительных головок исследуемых изделий проводилось с использованием результатов экспериментальных и аналитических работ по моделированию рабочего процесса в камере сгорания, а также с применением расчетных методик, характерных для ЖРД малой тяги.

Отпечатанные в составе камер РДМТ смесительные головки имеют одинаковую конструкцию, состоящую из 8 струйных форсунок окислителя и 8 центробежных форсунок горючего с тангенциальным входом. Для создания пристеночного слоя на периферии выполнено 16 струйных форсунок горючего, отделенных защитным экраном от ядра потока. Защита электроискровой свечи обеспечивается восьмью струйными форсунками горючего для устранения высокотемпературных обратных потоков (рис. 2).

Рис. 2. 3D-модель смесительной головки

Fig. 2. 3D-model of the mixing head

Расчёты геометрических размеров и газодинамических характеристик для каждого типа форсунок выполнялись по индивидуальным методикам, базирующимся на использовании эмпирических уравнений гидрогазодинамики. В результате расчета определены коэффициенты расхода форсунок, площади и диаметры выходных сопел, массовые расходы компонентов, перепады давления на форсунках. Особенностью центробежной форсунки горючего с тангенциальным входом является каплевидная форма входного канала. Для построения 3D-модели форсунки необходимо вычислить радиус каплевидного профиля. С этой целью проводится определение числа Рейнольдса на входе в форсунку, проверка условно принятого коэффициента расхода и перепада давления газа. Расчетное значение радиуса каплевидного входа составляет Rк = 4,1 мм. Полный угол распыла αг.ц определяется по графической зависимости от геометрической характеристики открытой центробежной форсунки Aг.ц и составляет αг.ц = 133о48’.

Расчет оребрения тракта регенеративного охлаждения направлен на решение комплексной задачи проектирования оптимальной геометрии проточной части газового тракта, обеспечивающей эффективность теплообмена и прочность конструкции камеры. Разработка методики проектирования оребрённого охлаждающего тракта РД с использованием газообразного охлаждения в настоящее время находится на стадии разработки и экспериментальной апробации. Поэтому в данной работе для расчета оребрения камер РДМТ с винтовыми (спиральными) и меридиональными (продольными) каналами использовались принципиальные положения методов проектирования охлаждающего тракта камер ЖРД. С этой целью в качестве исходных геометрических размеров тракта принимаются величины, указанные в табл. 1.

Исходные геометрические размеры тракта

Таблица 1

Название	Обозначение	Значение
Высота тракта	h r , мм	2,5
Толщина огневой стенки	δ st , мм	2
Толщина ребра	δ r , мм	1,25
Толщина наружной стенки	δ st.n , мм	1,25
Угол наклона ребра к образующей	β , o	45
Минимальный шаг оребрения	t min , мм	2,5
Максимальный шаг оребрения	t max, мм	5

В табл. 1 указан угол наклона винтовых ребер к образующей β = 45^о, который принят с учетом оптимальной величины для технологии 3D-печати, в камере с меридиональными каналами β = 0^о.

На начальном этапе расчета параметры тракта определяются с учетом толщины огневой стенки в условно выделенных пятнадцати сечениях, перпендикулярных оси камеры. Далее проводится вычисление количества ребер в сечениях с округлением до целого значения в сторону уменьшения с обязательным условием принятия двукратной величины. Следующим шагом расчетной методики является определение геометрических размеров охлаждающего тракта, таких как эквивалентный газодинамический диаметр канала в сечениях, высота каналов, толщина ребер, ширина каналов (и т. д.) в каждом расчетном сечении. Результаты расчета геометрических размеров тракта являются основным цифровым материалом для разработки математической модели, необходимой для 3D-печати исследуемых камер на принтере ASTRA 420.

Оптимизация конструкции экспериментальных камер с целью проведения стендовых огневых испытаний в наземных условиях

В процессе реализации научно-образовательного проекта «Разработка, изготовление методом селективного лазерного сплавления и испытание ракетного двигателя малой тяги – демонстратора, работающего на экологически чистом топливе» на испытательном стенде СибГУ им. М. Ф. Решетнева ранее проведены испытания двух полноразмерных образцов камер без регенеративного охлаждения. При визуальном наблюдении зафиксировано устойчивое возникновение факела с отрывом потока от стенок на срезе сопла, что объясняется работой сопла в режиме перерасширения в связи с превышением барометрического давления окружающей среды ( P _н = 0,1 МПа) расчетного давления газа на выходе из сопла ( P_a = 0,00085 МПа) [15].

С целью адаптации конструкции камер с регенеративным охлаждением к испытаниям в Центре Келдыша проведено аналитическое моделирование газодинамического профиля сопла в программном пакете Solid Works Flow Simulation. В результате графического построения моделей получены варианты профиля сопла с различной степенью расширения F (рис. 3, 4).

Исходя из особенностей технологии 3D-печати изделий на принтере Astra 420 и условий размещения коллектора подвода охладителя на расширяющейся части сопла, в качестве оптимального варианта для проведения экспериментальных исследований принят вариант конструкции со степенью расширения Fa = 10, который не исключает режима незначительного перерасширения газового потока.

Рис. 3. Траектория продуктов сгорания в сопле с рабочей степенью расширения Fa = 80

• Fig. 3.    The trajectory of combustion products in a nozzle with an operating degree of expansion of F = 80

Рис. 4. Траектория продуктов сгорания в сопле с рабочей степенью расширения Fa = 10

• Fig. 4.    The trajectory of combustion products in a nozzle with an operating degree of expansion of F = 10

На рис. 5 представлены 3D-модели экспериментальных камер РДМТ с меридиональными (продольными) и винтовыми (спиральными) каналами регенеративного охлаждения без внешней стенки камеры.

а

б

Рис. 5. 3D-модели экспериментальных камер: а – камера с меридиональными каналами; б – камера с винтовыми каналами

• Fig. 5.    3D-models of experimental camera: а – cameras with meridian channels; б – cameras with screw channels

Проведенные при проектировании экспериментальных камер расчеты регенеративного охлаждения получили проверку в процессе огневых стендовых испытаний. Результаты испытаний представлены в заключительном разделе статьи.

Разработка и оптимизация аддитивной технологии 3D-печати камеры РДМТ

С целью обеспечения требуемого качества печати на первом этапе проведена оптимизация теплового режима и поддержек. При длительном воздействии лазера на деталь построения происходит накопление тепла в заготовке, приводящее к перегреву и образованию пор [16–18]. Для улучшения отвода тепла от детали, на этапе подготовки цифровой модели к стандартным поддерживающим структурам были добавлены специальные теплоотводы. Эти элементы повышают адгезию изделия к платформе и позволяют передать тепло от детали построения к массивной платформе (рис. 6).

Рис. 6. Поддержки и теплоотводы в основании модели

• Fig. 6.    Supports and heat sinks at the base of the model

Предварительные печать образцов-брусков (55×11×6 мм) позволила определить базовый режим, параметры печати с отсутствием пористости и максимальной производительности (табл. 2).

Оценка пористости производилась визуально на шлифованных поверхностях брусков с помощью цифрового микроскопа.

Таблица 2

Параметры режима 3D-печати

Параметр	Обозначение	Значение
Мощность лазера	Р	300 Вт
Скорость сканирования	V	900 мм/с
Диаметр лазерного пучка	D	190 мкм
Шаг штриховки	s	130 мкм
Скорость холостого хода	JS	400 мм/с

Анализируя 3D-модель РДМТ, были определены участки с большим объемом заполнения. Ранее полученный опыт печати говорит о том, что для предотвращения перегрева на участках с площадью большей, чем у тестовых образцов, необходимо уменьшать удельный вклад энергии. Однако простое уменьшение мощности лазера или увеличение скорости сканирования приводит к недостаточному проплавлению материала. Уменьшение скорости холостого хода, в свою очередь, нерационально увеличивает общее время изготовления. Для решения этой задачи необходимо правильно спланировать структуру заполнения площади печати.

Оптимальным решением стала сегментация контура изделия и применение альтернативного паттерна сканирования. Вместо сплошного заполнения области луч последовательно сканирует восемь отдельных сегментов. Контурные стенки формируются полосой толщиной 1 мм, а внутреннее пространство заполняется по двойной шахматной схеме (рис. 7). Данный подход обеспечивает равномерное распределение энергии по площади, что предотвращает локальный перегрев без увеличения времени печати.

Рис. 7. Сегментация и шахматная штриховка

• Fig. 7.    Segmentation and checkerboard shading

Конструкция РДМТ включает внутренние полости и каналы. Традиционно нависающие элементы требуют поддержек, удаление которых из внутренних полостей после печати часто невозможно. В данном проекте камера сгорания была спроектирована с учетом технологических ограничений SLM: все нависающие элементы имеют угол наклона не менее 45°, что позволяет изготавливать их без опорных структур (см. рис. 2).

Дополнительно, для компенсации толщины расплавленного трека и упрощения последующей механической обработки, все отверстия в модели были спроектированы с технологическим отступом (рис. 8).

Рис. 8. Внутренняя штриховка и контуры: синий – оригинальный; красный – с отступом

• Fig. 8.    Internal hatching and contours: blue – original; red – indented

3D-печать камер проводилась в их вертикальном положении, так как данная технологическая ориентация изделий обеспечивает требуемое качество печати.

Подготовка экспериментального РДМТ к стендовым испытаниям

Для проведения огневых испытаний камер РДМТ, к входам окислителя и горючего были приварены ниппельные соединения из нержавеющей стали 12Х18Н10Т, а также втулка для установки свечи зажигания и отбора давления в камере сгорания Pк , (рис. 9). Для воспламенения топлива использована электроискровая керамическая свеча СД-55АНМ. Сварка Инконеля-718 со сталью 12Х18Н10Т выполнена с использованием присадочной проволоки Св-06Х15Н60М15 в среде аргона.

Рис. 9. Экспериментальный РДМТ

• Fig. 9.    Experimental low-thrust rocket engine

Результаты экспериментальных исследований

Экспериментальные исследования двух образцов камер кислородно-метановых РДМТ разработки СибГУ им. М. Ф. Решетнева проведаны на стенде 7 Центра Келдыша.

Подача газообразных компонентов топлива на вход в двигатели осуществлялась из баллонов с редуцированием давлений до значений, предусмотренных программой испытаний.

Испытания проведены на непрерывных режимах по циклограмме с одновременной подачей команд на открытие топливных электроклапанов и свечу зажигания. Свеча отключалась через 0,2 с после начала пуска.

Для подачи в РДМТ требуемых расходов кислорода и метана и определения их фактических значений использованы расходомерные сопла, работающие при сверхзвуковом перепаде давлений.

При испытаниях регистрировались давления и температуры компонентов перед расходомерными соплами, давления на входе в двигатель P _дв"О" и P _дв"Г" , по которым определены расходы окислителя m & _О и горючего m & _Г .

С помощью хромель-алюмелевых термопар измерялись температуры на наружной стенке коллектора метана после тракта охлаждения (температуры Т 2 , Т 3 ) и поверхности канала перепуска метана от коллектора к форсункам (температура Т 1 ) (рис. 9).

При испытаниях не ставилось задачи определения предельных по тепловой напряженности режимов, поэтому в экспериментах задавалось умеренное соотношение компонентов топлива K Д <  2,2.

Получаемые в результате испытаний РДМТ параметры используются для определения расходного комплекса р с использованием соотношения

Р • F в = р , m 2

где F _кр – площадь критического сечения сопла двигателя; m & _Σ – суммарный массовый расход топлива m & _Σ = m & _О + m & _Г .

Коэффициент камеры ϕ _к определяется как отношение полученного экспериментально значения β к теоретическому β _ИД при значениях соотношения компонентов топлива K _Д = ^{m O} и m _Г

P _К , соответствующих режиму проведённого испытания:

β ϕK =     .

^β ИД

К _Д

Коэффициент избытка окислителя – α =     , где K _СТ – стехиометрическое соотношение

^КСТ компонентов топлива.

В табл. 3 обобщены данные по всем испытаниям двух камер РДМТ с длительностью включений 30–60 с.

Таблица 3

Результаты испытаний камер с продольными и винтовыми каналами тракта охлаждения

№	5 о	t вкл	Рдв "О"	Рдв "Г"	Р к	m & О	m & Г	m & Σ	K Д	α	β	ϕ К	Iу	F
исп		с	105 Па	105 Па	105 Па	г/с	г/с	г/с	–	–	м/с	–	м/с	Н
1	3 о о К	50	15,9	26,6	8,4	37,4	17,7	55,1	2,12	0,53	1630	0,88	2994	147
2		30	16,0	26,3	8,5	37,3	17,4	54,7	2,14	0,54	1656	0,89	3048	148
3	3 о я CQ	60	16,4	22,4	8,3	37,0	17,7	54,7	2,09	0,52	1630	0,88	2992	146
4		60	16,5	22,6	8,4	37,1	17,7	54,9	2,09	0,52	1647	0,89	3023	148
5		30	16,1	22,5	8,3	36,2	17,8	53,9	2,03	0,51	1645	0,90	3011	145
6		60	16,0	23,6	8,4	35,9	19,8	55,8	1,81	0,45	1607	0,91	2930	145

Приведенные в табл. 3 параметры являются осредненными от момента достижения стационарных значений до останова, а также даны оценочные значения удельного импульса тяги Iy = I _ИД ⋅ ϕ _К ⋅ ϕ _С и тяги F = Iy ⋅ m & _Σ , сделанные для геометрической степени расширения сопла F a = 100.

На рис. 10 и 11 показано изменение регистрируемых параметров на испытаниях камер РДМТ с меридиональными и винтовыми каналами.

Записи температур Т 1 , Т 2 и Т 3 показывают, что выход камер сгорания на стационарный тепловой режим достигается в течение 15–20 c. Процесс выхода камеры РДМТ на стационарный тепловой режим также сопровождается повышением гидравлического сопротивления тракта охлаждения и форсунок горючего, что выражается в росте давления P _дв"Г" на начальном участке испытания

На рис. 12 показана зависимость коэффициента расходного комплекса ϕ_β от соотношения компонентов топлива.

Два варианта камер РДМТ с одинаковой конфигурацией форсуночных элементов показали практически идентичное качество рабочего процесса, которое характеризуется достаточно высокими значениями коэффициента расходного комплекса ϕ_β = 0,88…0,91.

Стабильность параметров камер РДМТ в процессе длительных испытаний и их состояние после испытаний указывают на сохранение работоспособности камеры с меридиональными каналами при огневой наработке 80 с на режимах с соотношением компонентов топлива K д = 2,12.2,14 и давлением в камере сгорания Р К = 8,4...8,5 - 105 Па. Для камеры с винтовыми каналами наработка составила 210 с на режимах с соотношением компонентов топлива K д = 1,81.2,09 и давлением в камере сгорания Р К = 8,3.8,4 - 10 5 Па.

Рис. 10. Изменение параметров работы РДМТ с меридиональными каналами в процессе испытания № 1 ( m _s = 55,1 г/с, Кд = 2,12)

Fig. 10. Changing the parameters of the RMT with meridional channels during test No. 1 ( mi _s = 55.1 g/s, Km = 2.12)

Рис. 11. Изменение параметров работы РДМТ с винтовыми каналами в процессе испытания № 4 ( m _s = 54,9 г/с, Кд = 2,09)

Fig. 11. Changing the parameters of the RMT with screw channels during test No. 1 ( m i _z = 54.9 g/s, Km = 2.09)

Рис. 12. Зависимость коэффициента расходного комплекса от соотношения компонентов топлива

Fig. 12. Dependence of the coefficient of the consumption complex on the ratio of fuel components

По завершении испытаний выполнены томографические исследования камер РДМТ.

Результаты томографических исследований

Исследование проводилось на рентгеновском компьютерном томографе [19]. В результате сканирования и анализа полученных изображений [20] камер РДМТ с меридиональными и с винтовыми каналами, в каналах охлаждения остатков порошка не обнаружено.

По результатам томографического исследования получены данные по фактическим размерам элементов камер РДМТ, представленным в табл. 1, влияющим на характеристики рабочего процесса и тепловое состояние.

В качестве примера на рис. 13 показано изображение, иллюстрирующее определение размеров каналов и анализ толщин стенок тракта охлаждения камеры РДМТ с меридиональными каналами.

а

б

Рис. 13. Измерение каналов и толщин стенок камеры с меридиональными каналами: а – анализ толщин стенок; б – размеры каналов охлаждения

Fig. 13. Measurement of channels and wall thicknesses of a chamber with meridional channels: a – analysis of wall thicknesses; б – sizes of cooling differences

На рис. 14 приведена диаграмма распределения одного из контролируемых параметров – толщины огневой стенки цилиндрической части камеры δ st .

Толщина стенки [мм]

Рис. 14. Диаграмма распределения толщин огневой стенки цилиндрической части камеры δст (камера с меридиональными каналами)

• Fig. 14.    Diagram of the thickness distribution of the firing wall of the cylindrical part of the chamber δ_st (chamber with meridional channels)

Область расположения форсунок является местом с наибольшей рентгеновской толщиной в исследуемых образцах, в связи с чем внутренняя геометрия не может быть определена с достаточной точностью. На рис. 15 и 16 показано сопоставление результатов сканирования (светло-серые области) с исходной моделью (зеленые линии).

Рис. 15. Сопоставление данных томографии с исходной моделью для камеры с винтовыми каналами

• Fig. 15.    Comparison of tomography data with the initial model for a camera with screw channels

  

  Рис. 16. Размеры форсунки камеры с винтовыми каналами

  
  
  
  
  

• Fig. 16.    Dimensions of the chamber nozzle with screw channels

В результате проведенных исследований получено, что отклонения контролируемых геометрических параметров (табл. 1) от исходной модели на цилиндрической части камеры не превышают 8 % в меньшую сторону и 13 % в большую сторону. Максимальное расхождение обнаружено в области критического сечения сопла, где измеренная высота каналов охлаждения на 20 % выше исходной.

Анализ теплового состояния

С целью оценки теплового состояния камер в ходе испытаний были выполнены расчеты охлаждения на соответствующих режимах, которые проводились по стандартной методике расчета охлаждения камер маршевых ЖРД с использованием модели смесеобразования, принятой при проектировании.

В соответствии с этой моделью принималось, что при номинальных параметрах работы ( K™ = 1,77 и р ^ном = 10 - 10 5 Па) на всей длине камеры существует пристеночный слой с постоянным соотношением компонентов: K ™^м = 0,468. Представленные в табл. 3 экспериментальные значения величины расходного комплекса не противоречат этой модели.

Режимы проведения огневых испытаний несколько отличались от номинальных, поэтому при расчете охлаждения соотношение компонентов в пристеночном слое приводилось к условиям конкретного огневого испытания по следующей формуле:

ном

K пс   K пс

•

эксп KД ном KД

.

Как показывает практика расчетов маршевых ЖРД, такой способ вполне допустим при не очень больших отличиях K _Д^эксп от K _Д^норм .

При проведении расчета теплообмена в каналах охлаждения использовалась эмпирическая зависимость, полученная ранее в Центре Келдыша для теплоотдачи к метану. Также при расчете теплообмена в каналах охлаждения учитывалось влияние повышенной шероховатости поверхностей каналов, изготовленных методом 3D-печати. Для этого в расчет вводились соответствующие коэффициенты интенсификации теплообмена.

Кроме этого, учитывалось отличие состава продуктов сгорания от равновесного при имевшемся низком K _пс и наличие в условиях наземных испытаний отрыва потока продуктов сгорания от стенки в расширяющейся части сопла.

Для определения неравновесного состава продуктов сгорания использовалась ранее разработанная в Центре Келдыша полуэмпирическая модель неполного сгорания метана в кислороде.

Влияние отрыва потока в сопле на тепловое состояние приближенно учитывалось отсутствием теплового потока на участке, начиная от сечения с давлением продуктов сгорания 8,4 - 10 5 Па и до сечения среза сопла.

Результаты расчетов представлены на рис. 17–19.

На рис. 17–19 приняты следующие обозначения: Т_ст.г – температура огневой поверхности стенки; Т_ст.х – температура стенки со стороны охладителя; Т_охл – температура охладителя. Координата "х" на рис. 17-19 отсчитывается согласно рис. 9.

Температуры стенки на начальном участке камеры (при x → 0), по-видимому, являются завышенными, так как на этом участке еще не полностью завершилось формирование пристеночного слоя, поэтому соотношение компонентов возле огневой стенки все еще существенно ниже принятого в расчетной модели. С учетом этого замечания можно принять, что температуры стенки камеры на испытаниях находились на безопасном уровне (это подтверждается и отсутствием повреждений огневой стенки).

Для подтверждения корректности представленных выше расчетных оценок теплового состояния сопоставим расчетные значения подогревов горючего в тракте охлаждения с экспериментальными значениями этих подогревов.

Рис. 17. Расчетные характерные температуры камеры с прямыми каналами охлаждения на испытании № 1 (P к = 8,4∙10⁵ Па, Kд = 2,12)

Fig. 17. Calculated characteristic temperatures of the chamber with direct cooling channels in test No. 1 (P к = 8.4∙10⁵ Pa, K m = 2.12)

Рис. 18. Расчетные характерные температуры камеры со спиральными каналами охлаждения на испытании № 3 (Pк = 8,3∙105 Па, Kд = 2,09)

Fig. 18. Calculated characteristic temperatures of the chamber with spiral channels in test No.3 (P к = 8.3∙10⁵ Pa, K m = 2.09)

Рис. 19. Расчетные характерные температуры камеры со спиральными каналами охлаждения на испытании № 6 (P к = 8,4∙10⁵ Па, Kд = 1,81)

Fig. 19. Calculated characteristic temperatures of the chamber with spiral channels in test No. 6 (Pк = 8.4∙105 Pa, Km = 1.81)

С целью обеспечения возможности проведения такого сопоставления каждая из испытывавшихся камер была дооснащена тремя хромель-алюмелиевыми термопарами ( Т 1 , Т 2 , Т 3 (см. рис. 9)), горячий спай которых был приварен к наружной оболочке камеры. Снаружи термопары были теплоизолированы несколькими слоями кварцевой ленты. За счет достаточно интенсивного теплообмена между горючим, прошедшим тракт охлаждения, и внутренними поверхностями коллектора и перепускного канала происходил нагрев наружной стенки. Теплоизоляция минимизировала потери тепла наружной стенкой в окружающую среду, поэтому через некоторое время работы камеры на постоянном режиме наружная стенка приобретала температуру, примерно равную стационарной температуре охладителя на выходе из тракта охлаждения. Температура на входе в тракт охлаждения Т _Г измерялась непосредственно в потоке горючего термометром сопротивления. Наличие этих измерений позволило достаточно точно оценить экспериментальный подогрев горючего в тракте охлаждения на стационарном режиме работы камеры.

Типичный характер изменения показаний термопар Т ₁, Т ₂, Т ₃ в ходе огневого испытания представлен на рис. 10 и 11. Экспериментальные подогревы горючего представлены в табл. 4.

Таблица 4

Экспериментальные параметры подогрева горючего в тракте охлаждения

Испытание	Рк	Kд	m & Г	Рдв «Г»	Т Г	эксп Δ T охл	расч охл
	105 Па		г/c	105 Па	К	К	К
№ 1, меридиональные каналы	8,4	2,12	17,7	26,6	291	253	257
№ 3, винтовые каналы	8,3	2,09	17,7	22,4	295	254–283	263
№ 6, винтовые каналы	8,4	1,81	19,8	23,6	296	201–233	228

Экспериментальные подогревы горючего определялись как разность стационарных значений показаний термопар Т ₁, Т ₂, Т ₃ и температуры горючего на входе в двигатель Т _г.

В табл. 4 для испытаний № 3 и 6 экспериментальный подогрев горючего в тракте охлаждения представлен в виде диапазона ввиду некоторого отличия в значениях температур Т ₁, Т 2 , Т 3 .

Полученное близкое соответствие расчетного подогрева горючего с экспериментальным указывает на достаточную достоверность расчетов теплового состояния камер, представленного на рис. 17–19.

Как было показано томографическими исследованиями, реальные геометрические характеристики камер отличаются от номинальных. В части, касающейся теплового состояния, наиболее заметные отклонения натурных размеров от номинальных значений следующие:

• –    везде толщина ребер тракта охлаждения на 8 % процентов больше, чем номинальная;

• –    в критическом сечении высота каналов охлаждения на 20 % больше, чем номинальная.

Указанные отклонения имеют место как на камере с прямыми каналами, так и на камере со спиральными каналами. Для анализа влияния этих отклонений на тепловое состояние был проведен дополнительный расчет охлаждения камеры со спиральными каналами и геометрическими характеристиками этих каналов, максимально приближенными к натурным. По результатам расчета получено, что подогрев охладителя не изменился, а температуры стенки возросли на 30° в критическом сечении и снизились на 10° в цилиндрической части по сравнению со значениями, представленными на рис. 17–19. Очевидно, что изменения температур стенки такого масштаба носят непринципиальный характер и не влияют на сделанный ранее вывод о достаточности охлаждения камер.

Заключение

• 1.    В рамках сотрудничества СибГУ им. М. Ф. Решетнева с АО ГНЦ «Центр Келдыша», на стендовой базе Центра Келдыша проведены экспериментальные исследования двух образцов камер РДМТ номинальной тягой 200 Н на газообразных компонентах топлива кислород-метан. Камеры РДМТ разработаны СибГУ им. М. Ф. Решетнева и изготовлены ООО «Полихром» по перспективной технологии селективного лазерного плавления.

• 2.    Проведено два огневых испытания камеры РДМТ с меридиональными каналами регенеративного охлаждения длительностью 30 и 50 с и четыре испытания камеры с винтовыми каналами длительностью 30–60 с. В результате данных испытаний с достижением стационарного теплового состояния камер РДМТ получены основные параметры и продемонстрирована работоспособность экспериментальных конструкций.

• 3.    Два варианта камер РДМТ с одинаковой конфигурацией форсуночных элементов показали практически идентичное качество рабочего процесса, которое характеризуется достаточно высокими значениями коэффициента расходного комплекса ϕ β = 0,88…0,91.

• 4.    После завершения испытаний проведены исследования камер РДМТ на рентгеновском компьютерном томографе, позволившие получить распределения действительных размеров по всем координатам камер и отклонения размеров от исходной модели. Результаты томографических исследований показывают приемлемую точность изготовления конструкций со сложной геометрией тракта охлаждения, внутренних каналов и форсуночных элементов.

• 5.    Уровень экспериментальной величины расходного комплекса и результаты сравнения расчетных и экспериментальных значений подогрева горючего в тракте охлаждения указывают на достоверность принятой при проектировании модели смесеобразования, включая формирование пристеночного слоя.

• 6.    Достаточно хорошее совпадение расчетных и экспериментальных подогревов горючего в тракте охлаждения подтверждает корректность представленных в работе расчетных оценок теплового состояния камер.

• 7.    Результаты настоящей работы подтверждают возможность использования методик расчета теплового состояния камер маршевых ЖРД для расчета параметров и характеристик теплового состояния камер ракетных двигателей малой тяги.