СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В КОСМИЧЕСКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ НА ГАЗООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ
METHOD OF OPERATING SPACE ENGINE RUNNING ON GAS FUEL

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси.
В настоящее время наиболее распространенными типами ракетных двигателей являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) [1]. Организация процессов горения в ракетном двигателе на газообразном топливе может найти применение при создании специальных двигательных установок. В частности, при создании ракетных двигателей малой тяги для увода отработанных ступеней ракет-носителей с занимаемых орбит, перспективным является использование в качестве газообразного топлива газифицированных жидких компонентов гарантийного запаса топлива ЖРД [2].
Известен способ организации рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя [3], в котором используют самовоспламеняющиеся компоненты топлива. При этом их подача в камеру сгорания осуществляется через тангенциальные вводы в соответствующие соосные камеры закручивания двухкомпонентной центробежной форсунки. Закрутка компонентов способствует более полному перемешиванию компонентов топливной смеси и обеспечивает тепловую защиту камеры сгорания. В патенте [4] предложено использование форкамеры (предкамеры) для закрутки и смешения топливной смеси за счет подачи газообразных компонентов с помощью шнека. Для повышения энергетических характеристик ракетных двигателей в [5] предложено использовать газообразный гелий в качестве инертной добавки, снижающей молекулярную массу продуктов сгорания.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является организация процесса сжигания топлива в камере сгорания с использованием вихревого движения для организации процессов смесеобразования и сгорания компонентов топлива [6]. При этом основная часть компонентов подается со стороны соплового блока через форсунки, расположенные равномерно по касательной к окружности под углом 60° к поверхности свода камеры сгорания.
Техническим результатом настоящего изобретения является организация процесса сжигания газообразного топлива, обеспечивающая достижение максимального значения энерго-тяговых характеристик двигательной установки и защиту корпуса камеры сгорания от теплового воздействия со стороны зоны горения при минимизации габаритов конструкции.
Технический результат достигается тем, что в камере сгорания космической двигательной установки на газообразном топливе топливные компоненты закручивают посредством их тангенциального ввода в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя. Газообразные горючее и окислитель предварительно перемешивают в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, причем массовые доли компонентов топливной смеси (горючее, окислитель, порошок алюминия и гелий) находятся в соотношении, соответственно
f
ox
Al
He
z/z/z/z=0.10/0.45/0.09/0.36
для топлива керосин+кислород,
f
ox
Al
He
z/z/z/z=0.11/0.55/0.11/0.23
для топлива водород+кислород,
f
где z - массовая доля горючего;
ox
z - массовая доля окислителя;
Al
z - массовая доля порошка алюминия;
He
z - массовая доля гелия.
Ввод гелия в форкамеру осуществляют из системы вытеснения топливных баков ЖРД, а газообразные горючее и окислитель получают газификацией гарантийного запаса жидких компонентов в топливных баках ЖРД, причем наряду с перечисленными традиционными компонентами (керосин, водород) используют и другие углеводородные соединения, например, метан, бутан, пропан.
Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.
1. Применение предварительного перемешивания компонентов топлива в форкамере (предкамере) с инертным газообразным гелием и порошком алюминия обеспечивает более однородную топливную смесь.
2. Подача закрученного потока со стороны сопла позволяет, сократить габариты камеры сгорания и организует эффективную тепловую защиту стенок камеры сгорания.
Hе
3. Использование при горении смеси порошка алюминия увеличивает температуру в камере сгорания T, что обеспечивает устойчивое горение топлива при содержании инертного разбавителя (гелия) z>масс.%.
4. Использование в процессе горения порошка алюминия дисперсностью не менее 10 мкм позволяет добиться высокой полноты сгорания алюминия.
5. Добавление в топливную смесь инертного газообразного гелия уменьшает молекулярную массу рабочего тела и увеличивает значение удельного импульса тяги, [1]:
<mrow><msub><mi>I</mi><mrow><mi>у</mi><mi>д</mi></mrow></msub><mo>~</mo><msqrt><mrow><mfrac><mi>T</mi><mi>M</mi></mfrac></mrow></msqrt><mo>,</mo><mtext>                                       (1)</mtext></mrow>
уд
где I - удельный импульс тяги;
T - температура в камере сгорания;
М - молекулярная масса рабочего тела.
6. Применение для работы двигателя газифицированных компонентов жидкого топлива из гарантийных запасов ЖРД и газообразного гелия из системы вытеснения топливных баков позволяет добиться более полной их утилизации, что повышает энерго-массовые характеристики двигателя.
Сущность изобретения поясняется схемой (Фиг.1), где представлен способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе. Цифрами обозначено: 1. - корпус камеры сгорания; 2. - сопло; 3. - бак горючего; 4. - бак окислителя; 5. - форкамера; 6. - периферийный тангенциальный завихритель. Реализация способа осуществляется следующим образом. Предварительно газифицированные компоненты топлива (горючее и окислитель) совместно с газообразным гелием из системы вытеснения подаются в форкамеру смешения. Одновременно в эту же форкамеру поступает порошок алюминия дисперсностью не менее 10 мкм. Из форкамеры смесь через периферийный тангенциальный завихритель поступает в камеру сгорания со стороны сопловой крышки по направлению к головной части камеры. Двигаясь по спирали вдоль стенки камеры сгорания в сторону головной части подготовленная к сжиганию смесь нагревается. Воспламенение уже нагретой смеси, происходит при развороте потока в области головной крышки камеры сгорания. Горящая часть потока занимает центральную часть полости камеры в области оси двигательной установки. Одновременно, нагреваясь, периферийная часть потока смеси защищает стенки камеры сгорания от теплового воздействия со стороны горящей части потока из осевой области двигателя.
Пример реализации 1
f
ox
Al
Hе
к
а
к
а
Hе
уд
Hе
уд
Hе
уд
He
f
ox
Al
He
Для двигательной установки с керосином в качестве горючего и кислородом в качестве окислителя топливная смесь включает керосин, кислород, порошок алюминия и гелий. Оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z, z, z и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла р/р=1/0.05 (р - давление в камере сгорания, р - наружное давление). Выбор степени расширения обусловлен условиями работы двигателя в космосе на высоте разделения ступеней ракеты - носителя с ЖРД. В расчетах, проведенных по программе «Астра-2» [7], предполагалось, что в данной смеси горючие компоненты (керосин и алюминий) с окислителем (кислород) находятся в стехиометрическом соотношении. Причем, содержание порошка алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (керосина и кислорода, требующегося для его сгорания). Для определения оптимального содержания гелия в указанной смеси варьировали его массовую долю z. Результаты расчета I от z приведены на Фиг.2. Анализ результатов, представленных на фиг.2, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I=2.77 км/с достигается при z=0.37. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I=3.19 км/с достигается при z=0.45. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 15%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является z/z/z/z=0.10/0.45/0.09/0.36.
Al
уд
Выбор значения z в количестве 20 масс.% обусловлен анализом литературных данных [8] по оптимальному содержанию порошка алюминия для твердых ракетных топлив. Проведенный анализ показывает, что дальнейшее увеличение содержания алюминия приводит к росту двухфазных потерь и, в конечном счете, к снижению I.
Hе
Hе
уд
Наличие оптимального значения z в топливной смеси связано с наличием двух альтернативных механизмов влияния добавки гелия на удельный импульс двигателя. С одной стороны, низкая молекулярная масса гелия М ведет к уменьшению молекулярной массы смеси М и увеличению I, согласно соотношению (1), а, с другой стороны, гелий является инертным веществом, не участвует в процессе горения, снижает общую температуру в камере как балластное вещество.
уд
уд
He
Al
В данном примере реализации 1 максимальное повышение I при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I при z=0 и z=0 составило 52%.
Пример реализации 2.
f
ox
Al
Hе
к
a
уд
Hе
уд
He
уд
Hе
f
ox
Al
He
Для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - водород и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (водорода и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z, z, z и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла p/p=1/0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета I от z приведены на Фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I=3.95 км/с достигается при z=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I=4.27 км/с достигается при z=0.23. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 8%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонентов является z/z/z/z=0.11/0.55/0.11/0.23.
уд
уд
Hе
Al
В данном примере реализации 2 максимальное повышение I при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I при z=0 и z=0 составило 22%.
Пример реализации 3.
f
ox
Al
Hе
к
а
уд
Hе
уд
He
уд
Hе
f
ox
Al
Hе
В качестве горючего в топливной смеси могут использоваться и другие углеводороды. В частности для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - метан и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий. Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (метана и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z, z, z и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла р/р=1 /0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета I от z приведены на фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I=3.71 км/с достигается при z=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I=3.93 км/с достигается при z=0.25. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 5%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является z/z/z/z=0.11/0.53/0.11/0.25.
уд
уд
Hе
Al
В данном примере реализации 3 максимальное повышение I при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I при z=0 и z=0 составило 26%.
Приведенные результаты анализа примеров реализации доказывают, что поставленная задача по повышению энерго-массового совершенства (в частности, удельного импульса ракетной системы) с использованием газифицированных компонентов топлива, газообразного гелия из системы вытеснения и порошка алюминия решена.
ЛИТЕРАТУРА
1. Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов машиностроительных специальных вузов/В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин; под ред. В.П.Глушко. - М.: Машиностроение, 1980. - 533 с.
2. Белоконов И.В., Круглов Г.Е., Трушляков В.И., Юдинцев В.В. Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках. Всероссийская научно-техническая конференция "Актуальные проблемы ракетно-космической техники и ее роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества", посвященная 50-летию образования ЦСКБ и 90-летию со дня рождения Д.И.Козлова. (4/2) Самара. 2009 (с.68-72).
3. Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б. Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги: RU 2192556 С2. Российская Федерация//Б.И. 10.11.2002.
4. Весноватов А.Г., Барсуков О.А. Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного двигателя малой тяги: RU 2183761 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.05.2002.
5. Чванов В.А., Архангельский В.И., Клепиков И.А., Стернин Л.Е., Хазов В.Н., Коновалов С.Г., Каторин Б.И. Жидкостной ракетный двигатель на топливе, содержащим гелиевую добавку: RU 2273754 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.03.2005.
6. Тимошенко И.К. Вихревой ракетный двигатель: RU 2300007 С1. Российская Федерация//Б.И. 27.05.2007.
7. Применение ЭВМ для термодинамических расчетов металлургических процессов /Г.Б.Синярев, Н.А.Ватолин, Б.Г.Трусов, Г.К.Моисеев. М.: Наука, 1982. - 263 с.
8. А.В.Алиев и др. Внутренняя баллистика РДТТ / А.В.Алиев, Г.Н.Амарантов, В.Ф.Ахмадеев, под ред. А.М.Липанова, Ю.М.Милехина Серия: Справочная б-ка разработчика-исследов. - М: Машиностроение, 2007, - 501 с.