Исследование локальной теплоотдачи при течении в элементах проточных частей агрегатов подачи летательных аппаратов

Решетневские чтения

А. А. Zuev, А. А. Kishkin, F. V. Tanasienko Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk

THERMAL CONTROL SYSTEM OF UNTIGHT PERFORM SPACECRAFT

The article is related to consideration of the role of thermal control systems in modern uptight perform spacecrafts and to the questions of given systems optimization.

© Зуев А. А., Кишкин А. А., Танасиенко Ф. В., 2010

УДК 669.713.7

А. А. Кишкин, Е. В. Шлоссер, А. А. Зуев, В. О. Фальков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск

ИССЛЕДОВАНИЕ ЛОКАЛЬНОЙ ТЕПЛООТДАЧИ ПРИ ТЕЧЕНИИ В ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ АГРЕГАТОВ ПОДАЧИ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

В результате преобразования уравнения энергии температурного пограничного слоя и с учетом закона теплообмена получено аналитическое выражение закона теплообмена для вращательного течения по закону «твердого тела», необходимое для определения локального коэффициента теплоотдачи.

К летательным аппаратам ракетно-космических систем традиционно предъявляются особо высокие требования по удельным энергетическим и эксплуатационным характеристикам. Учет особенностей течения с теплообменом при разработке методик расчета представляет важную научную и инженерную задачу, входящую в число определяющих при разработке новых образцов ракетно-космической техники. Это связано с увеличением энерговооруженности аппаратов и энергонапряженности протекаемых процессов, а также с повышенными требованиями к надежности и качеству регулирования энергетических систем.

Основным объектом исследования полостей вращения энергетических установок летательных аппаратов являются конструктивные элементы турбона-сосных агрегатов, компрессоров и газовых турбин: полость вращения между ротором и стенкой газовой турбины, подводящее устройство турбин, боковые полости вращения между рабочим колесом и стенкой корпуса лопаточного нагнетателя, полости гидродинамических уплотнений и т. п.

Рассмотрим локальную теплоотдачу для вращательных течений, реализующихся в полостях проточных частей агрегатов подачи.

Локальную теплоотдачу будем рассматривать для следующего профиля скорости потока [1]:

u= 1 - (1 - y)"

где u - окружная скорость; у - координата; m - показатель степени.

Для вращательного течения, учитывая, что линия тока - кольцевая линия, также сделав допущение, что диссипацией энергии пренебрегаем, интегральное соотношение уравнения энергии примет вид [1]

d

лот

JE dR (Длр} + R Длр cCpU(m + 1)(2m +1) д,

1

= 0,

где J, E, R - существенно положительные величины.

Учитывая, что раскрутка потока реализуется по закону «твердого тела»

U

— = щ = const, R

что характерно для полостей агрегатов подачи летательных аппаратов, уравнение энергии преобразуется следующим образом:

д

дй,

лот

1

— (д ) + --

dR ф R JEсCpn<m + 1)(2m +1) Rдtф

= 0.

Введя промежуточные обозначения дф

:y;

A-

лот

JEсС ni

и определим (3) как линейное первого порядка и решив уравнение относительно толщины пограничного слоя, получим выражение для толщины потери энергии температурного пограничного слоя:

y = uJ = др

лот

МЕсС n{m + 1)

С учетом закона теплообмена

St

m

1

сСи (m + 1)(2m + 1) д*'

Двигатели, энергетические установки и системы жизнеобеспечения летательных аппаратов

критерий Стантона для вращения по закону «твердого тела» примет следующий вид:

St =

m1 JE

( \ л

[

mC

chR2

m2 JE

(m + 1)(2m + 1)PrReH

Тогда локальный коэффициент теплоотдачи определяется как

б = с Сри  St,

где р - плотность, Cp - теплоемкость, U - скорость.

В результате получено аналитическое выражение закона теплообмена для вращательного течения по за-

кону «твердого тела», необходимое для определения локального коэффициента теплоотдачи и определения локального распределения тепловых потоков в конструктивных элементах агрегатов подачи летательных аппаратов.

Библиографическая ссылка

1 Кишкин, А. А., Зуев А. А.Течение и теплоотдача в закрученных потоках. Высокие технологии, фундаментальные и прикладные исследования, образование // Исследование, разработка и применение высоких технологий в промышленности : сб. тр. III Междунар. науч.-практ. конф. (1-17 марта 2007, г. Санкт-Петербург) / под ред. А. П. Кудинова. Спб. : Изд-во Политехн. ун-та, 2007. Т. 8.

A. A. Kishkin, Е. V. Shlosser, A. A. Zuev, V. O. Falkov Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk

RESEARCH OF LOCAL HEAT TRANSFER AT THE CURRENT IN ELEMENTS OF FLOWING PARTS OF UNITS FEEDING OF FLYING MACHINES

As a result of transformation of the equation of energy of a temperature interface and taking into account the heat exchange law analytical expression of the law of heat exchange for a rotary current under the law of «a firm body», necessary for definition of local factor transfer heat is received.

© Кишкин А. А., Шлоссер Е. В., Зуев А. А., Фальков В. О., 2010

УДК 629.7.036.5

С. В. Ковалев, Е. В. Колтунова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск

ОСОБЕННОСТИ ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Со времен первых космических запусков ракеты-носители разных стран и фирм-производителей конструируются по одному принципу: все они состоят из нескольких ступеней, которые последовательно, друг за другом, выполняют свою задачу, а затем отбрасываются, так как условия полета на околоземном участке и в открытом космосе существенно отличаются. Но это единообразие является нерациональным и неэкономичным для современного ракетостроения. Решением этой проблемы является создание трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя многократного использования, который сочетает в себе одновременно первую и вторую ступень.

Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Необходимость повышения энергетических характеристик двигательной установки в сочетании с высокой надежностью и многократностью использования является основной задачей современных конструкторских бюро.

Уже существуют двигатели многократного использования [1 ], в пример можно привести 4-камер-ный РД-170, работающий на жидких компонентах топлива, который считается самым мощным маршевым двигателем в мире, также аттестован для 10-кратного использования. Его тяга равна 740 т.с, в пустоте -

806,2 т.с, а удельный импульс достигает 3 036 м/с и в вакууме 3 308 м/с. Компонентами топлива служат керосин и кислород. Двигатель использовался на первой ступени РН «Энергия » и «Зенит».

Интересен применяемый ранее на второй ступени одной из ракет серии «Космос» жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-119. Этот двигатель работает на топливной паре кислорода с гептилом. И развивает тягу около 107 т.с. По удельному импульсу 3 450 м/с, РД-119 уступает лишь кислородно-водородным ЖРД. РД-119 является однокамерным с насосной подачей топлива. Газ для привода турбины вырабатывается за счет термического разложения горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложе-