Расчетное исследование теплового состояния ракетного двигателя малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород-метан, работающего в импульсном режиме

Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2014. № 11. С. 330-344.

Б01: 10.7463/1114.0742636

Представлена в редакцию: 21.11.2014

© МГТУ им. Н.Э. Баумана УДК 621.454

Расчетное исследование теплового состояния ракетного двигателя малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород-метан, работающего в импульсном режиме

Ворожеева О. А.1' , Ягодников Д. А.1 ''°а-уогодЬееу а^таАд!

:МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, Россия

Проведено математическое моделирование и исследовано тепловое состояние камеры модельного ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего в импульсном режиме на газообразных компонентах топлива кислород-метан. Разработаны алгоритм численного расчета, 3^ модель камеры сгорания РДМТ и соответствующая ей двухмерная расчетная сетка. С учетом конвективного, кондуктивного и радиационного механизмов теплообмена от продуктов сгорания к стенке, а также с учетом осевых перетечек тепла в конструкции и нестационарности протекающих процессов получены температурные поля в конструкции модельного РДМТ в процессе его работы. Показано, что элементы фланцевых соединений камеры сгорания РДМТ выступают в роли теплоотводящих элементов конструкции. Температуры в стенке камеры сгорания в процессе работы двигателя на рассмотренном режиме относительно невысоки. Повышенные температуры наблюдаются в смесительной головке в зоне подачи окислителя в камеру сгорания. Наиболее теплонапряженным узлом исследуемой конструкции является трансзвуковая область сопла.

Ключевые слова: ракетный двигатель малой тяги, газообразный метан, газообразный кислород, импульсный режим, тепловое состояние

Введение

В настоящее время перспективным направлением развития космического двигателестроение является использование в качестве органов управления космическим аппаратом ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на экологически чистых топливах. К таким топливам относятся такие композиции, как кислород-природный газ и, в частности, кислород-метан. Для современных РДМТ характерны отсутствие регенеративного охлаждения и импульсный режим работы, в процессе которого происходит аккумулирование тепловой энергии, что приводит к высокой теплонапряженности элементов конструкции РДМТ. Поэтому необходимо на этапе разработки нового изделия получить представление о тепловом состоянии его элементов, что в дальнейшем позволит сократить количество огневых испытаний. В соответствии с этим целью данной статьи

Наука и Образование

МГТУ им. Н.Э. Баумана

Сетевое научное издание

является математическое моделирование и расчетное исследование теплового состояния РДМТ на газообразных компонентах топлива кислород-метан, работающего в импульсном режиме.

Конструкция модельного РДМТ

В настоящей работе рассматривается модельный РДМТ, работающий в импульсном режиме на газообразных компонентах топлива кислород-метан. Трехмерная модель рассматриваемого РДМТ представлена на рис. 1. Камера рассматриваемого РДМТ выполнена разъемной и состоит из камеры сгорания, сопла и смесительной головки, которые собираются при помощи резьбовых и болтовых соединений.

Рис. 1. Трехмерная модель камеры модельного РДМТ

Газообразный кислород поступает в камеру сгорания через центральное осевое отверстие, диаметр которого равен 1,6 мм. Метан подается через 12 боковых отверстий, диаметром 0,2 мм, расположенных в смесительной головке под углом 30° к оси. Подача

компонентов топлива для импульсного режима работы РДМТ обеспечивается электроклапанами (на рис. 1 не показаны).

Воспламенение компонентов осуществляется с помощью электроискровой свечи, расположенной в корпусе перпендикулярно оси камеры сгорания. Охлаждение стенок камеры сгорания РДМТ емкостное и радиационное. Диаметр критического сечения сопла равен 2 мм. Смесительная головка, камера сгорания и сопло выполнены из хром-никелевого сплава ХН60ВТ.

Математическая модель и расчетная сетка РДМТ

Расчет температурного поля стенки камеры рассматриваемого модельного РДМТ проводился по математической модели нестационарной теплопроводности в двумерной осесимметричной постановке, подробное описание которой представлено в работе [1]. Данная математическая модель учитывает осевые перетечки тепла и нестационарность процессов, протекающих внутри камеры в процессе импульсного режима работы РДМТ.

При построении расчетной сетки (рис. 2) вводились следующие упрощения конструкции РДМТ: в камере двигателя отсутствуют отверстия под болтовые соединения и свечу зажигания; в смесительной головке отсутствуют отверстия подвода окислителя и горючего; геометрия внутренней поверхности смесительной головки упрощена.

Граничные условия определялись соответствующей геометрией двигателя и представлены следующим образом.

1. Граничное условие для внутренней поверхности стенки камеры во время работы двигателя:

Чрад вн ^г-Со-

Чрад вн Ег ' С о "

Здесь Аст ( Г) - теплоемкость материала стенки камеры РДМТ; г- геометрическая величина поперечного размера (радиус); х - геометрическая величина осевого размера (длина); т - время; Г - температура стенки камеры модельного двигателя; цконв вн -конвективный тепловой поток к внутренней поверхности стенки камеры; ад в н -радиационный тепловой поток к внутренней поверхности стенки камеры; осгаза -коэффициент теплоотдачи от горячего газа к стенке камеры; Ггаза - температура торможения газового потока продуктов сгорания; Гст в н - температура внутренней поверхности стенки камеры модельного РДМТ; £г - приведенная степень черноты материала стенки; с0 - постоянная Стефана-Больцмана, с0 = 5, 6 7 Вт/(м2 К4); Ггаза -осредненная статическая температура продуктов сгорания в рассматриваемом сечении.

2. Граничное условие для наружной поверхности стенки камеры во время работы двигателя и во время паузы:

камеры; - радиационный тепловой поток от наружной поверхности стенки камеры;

а0 - коэффициент естественной конвекции; Г0 - температура окружающей среды; Гст н -температура наружной поверхности стенки камеры модельного РДМТ; -

эффективная степень черноты стенки.

3. Граничное условие для внутренней поверхности стенки камеры во время паузы:

Здесь

конв н

конвективный тепловой поток от наружной поверхности стенки

Чрад вн п ^г п ' 'О '

(Гост \ /

100/ ~ V

Т \41

1 ст вн \

100/

Здесь q ко н в в н п - конвективный тепловой поток к внутренней поверхности стенки камеры; qp ад в н п - радиационный тепловой поток к внутренней поверхности стенки камеры; ао ст - коэффициент теплоотдачи от оставшегося газа к стенке камеры; Г0*ст -температура торможения газового потока продуктов сгорания; £г п - приведенная степень черноты; - осредненная статическая температура продуктов сгорания в

рассматриваемом сечении. Здесь подстрочный индекс «п» соответствует значению параметра во время паузы.

Результаты математического моделирования

Расчетные исследования теплового состояния конструкции проводились для импульсного режима работы модельного РДМТ с частотой включения / = 5 Гц, коэффициентом заполнения импульсного режима /с3 = 0, 5 , временем одного включения Тр = 0 , 1 с и временем паузы т п = 0, 1 с. Циклограмма моделируемого режима работы идеального модельного РДМТ показана на рис. 3.

Рис. 3. Циклограмма работы идеального модельного РДМТ

В камеру сгорания подаются газообразные кислород и метан, при коэффициенте избытка окислителя а = 0, 8. При этом суммарный расход топлива ш = 2 г/с и давление в камере сгорания МПа.

Также в качестве исходных данных были использованы распределения температур продуктов сгорания (рис. 4), концентраций углекислого газа (рис. 5) и паров воды (рис. 6), полученные в результате математического моделирования рабочего процесса, протекающего в камере модельного РДМТ, с использованием программного продукта ЛШУБ СБХ [2].

Рис. 4. Распределение температур по осевому сечению камеры

Рис. 5. Распределение концентраций С02 по осевому сечению камеры

Рис. 6. Распределение концентраций Н20 по осевому сечению камеры

Низкое значение температуры продуктов сгорания у оси камеры двигателя свидетельствует об отсутствии в этой области интенсивных реакций горения и

тепломассообмена. Учитывая высокое содержание кислорода (около 30%) в выходном сечении, а так же вид общей газодинамической структуры потока, можно заключить, что фактором, в некоторой степени лимитирующим рабочий процесс, является поступление окислителя в реакционную область.

Рассредоточенные по объему камеры сгорания зоны с максимальным градиентом концентраций указывают на очаговую структуру фронта пламени, из которой можно выделить две области, одна из которых располагается на незначительном удалении от форсуночной головки, вторая - во входной части сопла.

Также по рис. 4 видно, что схема поступления компонентов топлива в камеру модельного РДМТ и наличие в конструкции смесительной головки отражателя обеспечивают пониженные температуры продуктов сгорания в области у смесительной головки, что снижает риск прогара конструкции в данной области.

Рассмотрим далее расчет местных конвективных и радиационных потоков от продуктов сгорания к стенке, в котором использовались распределения параметров, приведенные на рис. 4-6. В результате численного исследования теплового состояния конструкции модельного РДМТ получены поля температур в процессе работы двигателя. Для оценки картины изменения распределения температур в стенке конструкции РДМТ представлены поля температур в конце 50 включения двигателя (рис. 7), в конце 100 включения двигателя (рис. 8) и в конце 150 включения двигателя (рис. 9).

По характеру изотерм температур видно, что элементы фланцевых соединений камеры сгорания РДМТ выступают в роли теплоотводящих элементов конструкции. Температуры в данных элементах в процессе работы двигателя лежат в диапазоне 300...450 К. Причем температура в элементе фланцевого соединения около смесительной головки вблизи стенки камеры сгорания в конце 50 включения не превышает 350 К, в конце 100 включения не превышает 400 К, а в конце 150 включения не превышает 450 К. Температура в элементе фланцевого соединения у сопла вблизи стенки камеры сгорания в конце 50 включения не превышает 330 К, в конце 100 включения не превышает 350 К, а в конце 150 включения не превышает 360 К. при этом температура внешней части элементов фланцевых соединений не меняется и остается равной 300 К.

Численные исследования показали, что температуры в стенке камеры сгорания в процессе работы двигателя на рассмотренном режиме относительно невысоки. Так в конце 50 включения температура внутренней поверхности камеры сгорания не превышает 450 К, в конце 100 включения температура внутренней поверхности стенки камеры сгорания не превышает 540 К, а в конце 150 включения температура внутренней поверхности камеры сгорания не превышает 600 К. От включения к включению темп нагрева конструкции снижается. За первые 50 включений температура внутренней поверхности стенки камеры сгорания увеличивается на 150 К, за вторые 50 включений -на 90 К, за последние 50 включений - на 60 К.

Наиболее теплонапряженным элементом конструкции является трансзвуковая часть сопла. Там температура в конце 50 включения достигает 1080 К, в конце 100 включения -

1130 К, а в конце 150 включения - 1170 К. В связи с тем, что за первые 50 включений эта область прогревается на 780 К, а за последние 50 включений - на 40 К, можно сделать вывод, что в данной области к 150 включению наступает стационарный тепловой режим. В процессе работы двигателя в области, формирующей критическое сечение, происходит интенсивный нагрев стенки, который может привести к ее оплавлению, что в свою очередь приведет к увеличению площади минимального сечения сопла и как следствие к изменению режимных параметров двигателя.

Повышенные температуры также наблюдаются в смесительной головке в зоне подачи окислителя в камеру сгорания, что объясняется большей поверхностью контакта с продуктами сгорания. Так в конце 50 включения максимальная температура на внешней поверхности смесительной головки равна примерно 490 К, в конце 100 включения - 590 К, а в конце 150 включения - 670 К. При этом максимальная температура в области подвода окислителя в конце 50, 100 и 150 включений равна 450 К, 560 К и 640 К соответственно. Максимальная температура в области подвода горючего в конце 50, 100 и 150 включений равна 415 К, 500 К и 585 К соответственно. При моделировании теплового состояния конструкции не учитывались тонкостенные отражатели, в связи, с чем целесообразно предположить, что они тоже будут испытывать повышенные тепловые нагрузки и разрушатся при длительном времени работы двигателя приводя к изменению картины смешения и горения компонентов в камере РДМТ.

а

б

Рис. 7. Поля температур в конструкции камеры модельного РДМТ (а) и в области критического сечения

сопла (б) в конце 50 включения двигателя

б

Рис. 8. Поля температур в конструкции камеры модельного РДМТ (а) и в области критического сечения

сопла (б) в конце 100 включения двигателя

б

Рис. 9. Поля температур в конструкции камеры модельного РДМТ (а) и в области критического сечения

сопла (б) в конце 150 включения двигателя

Выводы

1. Исследовано тепловое состояние конструкции РДМТ работающего в импульсном режиме на газообразных компонентах топлива кислород-метан с учетом конвективного, кондуктивного и радиационного механизмов теплообмена от продуктов сгорания к стенке.

2. Получены температурные поля в основных элементах конструкции модельного РДМТ в процессе его работы с учетом осевых перетечек тепла в конструкции и нестационарности протекающих в двигателе процессов.

3. Показано, что элементы фланцевых соединений камеры сгорания модельного РДМТ выступают в роли теплоотводящих элементов конструкции и наиболее теплонапряженным узлом является трансзвуковая область сопла и температура в области его критического сечения при 150 включениях достигает величины 1170 К.

Список литературы

1. Ворожеева О.А., Ягодников Д.А. Математическая модель и расчетные исследования теплового состояния стенки камеры сгорания РДМТ на газообразном топливе кислород-метан в импульсном режиме работы // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2013. № 7. С. 11-20.

2. Экспериментальное и расчетное исследование влияния режимных параметров в газогенераторах ЖРД на кислороде и сжиженном природном газе на концентрационные пределы процесса сажеобразования: отчёт о НИР / МГТУ им. Н.Э. Баумана; Рук. Д.А. Ягодников. Инв. № Э1/020-14. М., 2014. 217 с.

3. Новиков А.В., Ягодников Д.А., Антонов Ю.В. Роль осевых перетечек тепла вдоль стенки камеры сгорания при расчёте охлаждения РДМТ на компонентах топлива: газообразный кислород-керосин // Всерос. науч.-техн. конф. «Ракетно-космические двигательные установки»: тез. докл. М.: МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2008. С. 24-25.

4. Разработка математической модели и методики расчета рабочих процессов в камере сгорания РДМТ на компонентах топлива кислород - сжиженный природный газ, работающего в импульсном режиме: отчёт о НИР / МГТУ им. Н.Э. Баумана; Рук. Д.А. Ягодников. Инв. № Э1/006-12. М., 2012. 74 с.

5. Лебединский Е.В., Калмыков Г.П, Мосолов С.В. и др. Рабочие процессы в жидкостном ракетном двигателе и их моделирование / под ред. акад. РАН А.С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2008. 512 с.

6. Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1993.

7. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов. 2-е изд., перераб. и доп. / под ред. Д.А. Ягодникова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. 488 с.

8. Кузьмин М.П., Лагун И.М. Нестационарный тепловой режим элементов конструкции двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1988. 240 с.

9. Станкус С.В., Савченко И.В., Багинский А.В., Верба О.И., Прокопьев А.М., Хайрулин Р.А. Коэффициенты теплопроводности нержавеющей стали 12Х18Н10Т в широком интервале температур // Теплофизика высоких температур. 2008. Т.45, № 5. С. 795-797.

10. Осинцев О.Е., Федоров В.Н. Медь и медные сплавы. Отечественные и зарубежные марки: Справочник. М.: Машиностроение, 2004. 336 с.

11. Буркальцев В.А., Лапицкий В.И., Новиков А.В. и др. Численное моделирование и экспериментальное исследование рабочего процесса в камере РДМТ на газообразных компонентах топлива кислород + метан. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009. 60 с.

12. Новиков А.В., Ягодников Д.А., Буркальцев В.А., Лапицкий В.И. Математическая модель и расчет характеристик рабочего процесса в камере сгорания ЖРД малой тяги на компонентах топлива метан-кислорода // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2004. Спец. вып. С. 8-17.

Science and Education of the Bauman MSTU, 2014, no. 11, pp. 330-344.

DOI: 10.7463/1114.0742636

Received:

21.11.2014

Science ^Education

of the Bauman MSTU

ISSN 1994-0448 © Bauman Moscow State Technical Unversity

The Thermal State Computational Research of the Low-Thrust Oxygen-Methane Gaseous-Propellant Rocket Engine in the Pulse Mode of Operation

O.A. Vorozheeva1'*, D.A. Yagodnikov1 'W-vorozheevaigmailju

1Bauman Moscow State Technical University, Moscow, Russia

Keywords: low-thrust rocket engine, gaseous oxygen, gaseous methane, pulse mode, thermal state

Currently promising development direction of space propulsion engineering is to use, as spacecraft controls, low-thrust rocket engines (RDTM) on clean fuels, such as oxygen-methane. Modern RDTM are characterized by a lack regenerative cooling and pulse mode of operation, during which there is accumulation of heat energy to lead to the high thermal stress of RDTM structural elements. To get an idea about the thermal state of its elements, which further will reduce the number of fire tests is therefore necessary in the development phase of a new product. Accordingly, the aim of this work is the mathematical modeling and computational study of the thermal state of gaseous oxygen-methane propellant RDMT operating in pulse mode.

In this paper we consider a model RDTM working on gaseous propellants oxygen-methane in pulse mode.

To calculate the temperature field of the chamber wall of model RDMT under consideration is used the mathematical model of non-stationary heat conduction in a two-dimensional ax-isymmetric formulation that takes into account both the axial heat leakages and the non-stationary processes occurring inside the chamber during pulse operation of RDMT.

As a result of numerical study of the thermal state of model RDMT, are obtained the temperature fields during engine operation based on convective, conductive, and radiative mechanisms of heat transfer from the combustion products to the wall.

It is shown that the elements of flanges of combustion chamber of model RDMT act as heat sinks structural elements. Temperatures in the wall of the combustion chamber during the engine mode of operation are considered relatively low.

Raised temperatures can also occur in the mixing head in the feeding area of the oxidant into the combustion chamber.

During engine operation in the area forming the critical section, there is an intensive heating of a wall, which can result in its melting, which in turn will increase the minimum nozzle throat area and hence will change the operating conditions of engine.

References

1. Vorozheeva O.A., Yagodnikov D.A. Mathematical Model and Computational Research of Combustion Chamber Wall Thermal State for Gaseous-Propellant Oxygen-Methane Low-Thrust Rocket Engine on a Pulse Mode. Izvestiia vysshikh uchebnykh zavedenii. Mashinostroenie = Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building, 2013, no. 7, pp. 11-20. (in Russian).

2. Yagodnikov D.A., et al. Eksperimental'noe i raschetnoe issledovanie vliyaniya rezhimnykh parametrov v gazogeneratorakh ZhRD na kislorode i szhizhennom prirodnom gaze na kontsentratsionnye predely protsessa sazheobrazovaniya: otchet o NIR [Experimental and numerical study of the effect of regime parameters in LRE gas generators on oxygen and compressed natural gas on concentration limits of process of soot-formation: report on scientific research works]. Moscow, Bauman MSTU, 2014. 217 p. (In Russian, unpublished).

3. Novikov A.V., Yagodnikov D.A., Antonov Yu.V. Role heat leakages along the axial wall of the combustion chamber when calculating the cooling RDMT on components: fuel gas oxygen - kerosene. Vseros. nauch.-tekhn. konf. "Raketno-kosmicheskie dvigatel'nye ustanovki": tez. dokl. [Abstracts of the Russian scientific and technical conference "Rocket and Space Propulsion"].Moscow, Bauman MSTU Publ., 2008, pp. 24-25. (in Russian).

4. Yagodnikov D.A., et al. Razrabotka matematicheskoy modeli i metodiki rascheta rabochikh protsessov v kamere sgoraniya RDMT na komponentakh topliva kislorod - szhizhennyy prirodnyy gaz, rabotayushchego v impul'snom rezhime: otchet o NIR [Development of mathematical models and calculation methods of work processes in the combustion chamber RDMT on the components of oxygen-fuel liquefied natural gas, operating in a pulsed mode: report on scientific research works]. Moscow, Bauman MSTU, 2012. 74 p. (In Russian, unpublished).

5. Lebedinskiy E.V., Kalmykov G.P, Mosolov S.V., et al. Rabochie protsessy v zhidkostnom raketnom dvigatele i ikh modelirovanie [Working processes in liquid-propellant rocket engine and their simulation]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 2008. 512 p. (in Russian).

6. Vasil'ev A.P., Kudriavtsev V.M., Kuznetsov V.A., et al. Osnovy teorii i rascheta zhidkostnykh raketnykh dvigatelei. [Fundamentals of theory and design of liquid propellant rocket engines]. Moscow, Vysshaia shkola Publ., 1993. (in Russian).

7. Dobrovol'skiy M.V. Zhidkostnye raketnye dvigateli. Osnovy proektirovaniya: uchebnik dlya vuzov [Liquid rocket engines. Principles of design]. Moscow, Bauman MSTU Publ., 2005. 488 p. (in Russian).

8. Kuz'min M.P., Lagun I.M. Nestatsionarnyy teplovoy rezhim elementov konstruktsii dvigateley letatel'nykh apparatov [Unsteady thermal regime of structural elements of aircraft engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1988. 240 p. (in Russian).

9. Stankus S.V., Savchenko I.V., Baginskiy A.V., Verba O.I., Prokop'ev A.M., Khayrulin R.A. Thermal conductivity and thermal diffusivity coefficients of 12Kh18N10T stainless steel in a

wide temperature range. Teplofizika vysokikh temperature, 2008, vol.45, no. 5, pp. 795-797. (English translation: High Temperature, 2008, vol. 46, no. 5, pp. 731-733. DOI: 10.1134/S0018151X08050222 ).

10. Osintsev O.E., Fedorov V.N. Med' i mednye splavy. Otechestvennye i zarubezhnye marki: Spravochnik [Copper and copper alloys. Domestic and foreign brands: directory]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 2004. 336 p. (in Russian).

11. Burkal'tsev V.A., Lapitskiy V.I., Novikov A.V., et al. Chislennoe modelirovanie i eksperimental'noe issledovanie rabochego protsessa v kamere RDMT na gazoobraznykh komponentakh topliva kislorod + metan [Numerical simulation and experimental study of the working process in the chamber RDMT for gaseous oxygen propellants + methane]. Moscow, Bauman MSTU Publ., 2009. 60 p. (in Russian).

12. Novikov A.V., Yagodnikov D.A., Burkal'tsev V.A., Lapitskiy V.I. [Mathematical model and calculates the performance of the workflow in the combustion chamber rocket engine thrust-ers on the components of the methane-oxygen fuel. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Ser. Mashinostroenie = Herald of the Bauman MSTU. Ser. Mechanical Engineering, 2004, spec. iss., pp. 8-17. (in Russian).