Liquid rocket engine. Low thrust rocket engine chambers Low thrust rocket engine

A liquid rocket engine is an engine that uses liquefied gases and chemical liquids as fuel. Depending on the number of components, liquid rocket engines are divided into one-, two- and three-component ones.

Brief history of development

For the first time, the use of liquefied hydrogen and oxygen as fuel for rockets was proposed by K.E. Tsiolkovsky in 1903. The first prototype of a liquid-propellant rocket engine was created by the American Robert Howard in 1926. Subsequently, similar developments were carried out in the USSR, USA, and Germany. The greatest successes were achieved by German scientists: Thiel, Walter, von Braun. During World War II they created a whole line of rocket engines for military purposes. There is an opinion that if the Reich had created the V-2 earlier, they would have won the war. Subsequently, the Cold War and the arms race became a catalyst for accelerating the development of liquid propellant rocket engines for use in the space program. With the help of RD-108, the first artificial Earth satellites were launched into orbit.

Today, liquid-propellant rocket engines are used in space programs and heavy missile weapons.

Scope of application

As mentioned above, liquid-propellant rocket engines are used mainly as engines for spacecraft and launch vehicles. The main advantages of liquid propellant engines are:

highest specific impulse in class;
the ability to perform a full stop and restart paired with traction control gives increased maneuverability;
significantly lower weight of the fuel compartment compared to solid fuel engines.

Among the disadvantages of liquid rocket engines:

more complex device and high cost;
increased requirements for safe transportation;
In a state of weightlessness, it is necessary to use additional engines to settle the fuel.

However, the main disadvantage of liquid propellant engines is the limit of the energy capabilities of the fuel, which limits space exploration with their help to the distance of Venus and Mars.

Device and principle of operation

The principle of operation of a liquid propellant rocket engine is the same, but it is achieved using different device circuits. Using pumps, fuel and oxidizer are supplied from different tanks to the nozzle head, pumped into the combustion chamber and mixed. After combustion under pressure, the internal energy of the fuel turns into kinetic energy and flows out through the nozzle, creating jet thrust.

The fuel system consists of fuel tanks, pipelines and pumps with a turbine for pumping fuel from the tank into the pipeline and a control valve.

Pumping fuel supply creates high pressure in the chamber and, as a result, greater expansion of the working fluid, due to which the maximum value of the specific impulse is achieved.

Injector head - a block of injectors for injecting fuel components into the combustion chamber. The main requirement for an injector is high-quality mixing and speed of fuel supply into the combustion chamber.

Cooling system

Although the proportion of heat transfer from the structure during the combustion process is insignificant, the cooling problem is relevant due to the high combustion temperature (>3000 K) and threatens thermal destruction of the engine. There are several types of chamber wall cooling:

Regenerative cooling is based on creating a cavity in the walls of the chamber through which fuel passes without an oxidizer, cooling the chamber wall, and the heat, together with the coolant (fuel), is returned back to the chamber.

The wall layer is a layer of gas created from fuel vapors near the walls of the chamber. This effect is achieved by installing nozzles around the periphery of the head that supply only fuel. Thus, the combustible mixture lacks an oxidizer, and combustion at the wall does not occur as intensely as in the center of the chamber. The wall layer temperature insulates the high temperatures in the center of the chamber from the walls of the combustion chamber.

The ablative method of cooling a liquid rocket engine is carried out by applying a special heat-protective coating to the walls of the chamber and nozzles. At high temperatures, the coating changes from a solid to a gaseous state, absorbing a large proportion of heat. This method of cooling a liquid rocket engine was used in the Apollo lunar program.

Launching a liquid-propellant rocket engine is a very important operation in terms of explosion hazard in the event of failures in its implementation. There are self-igniting components with which there are no difficulties, but when using an external initiator for ignition, perfect coordination of its supply with the fuel components is necessary. The accumulation of unburnt fuel in the chamber has destructive explosive force and promises serious consequences.

The launch of large liquid-propellant rocket engines takes place in several stages, followed by reaching maximum power, while small engines are launched with immediate access to one hundred percent power.

The automatic control system for liquid-propellant rocket engines is characterized by the safe start of the engine and entry to the main mode, control of stable operation, adjustment of thrust according to the flight plan, adjustment of consumables, and shutdown when reaching a given trajectory. Due to factors that cannot be calculated, the liquid-propellant rocket engine is equipped with a guaranteed supply of fuel so that the rocket can enter a given orbit in the event of deviations in the program.

Propellant components and their selection during the design process are critical to the design of a liquid propellant rocket engine. Based on this, the conditions of storage, transportation and production technology are determined. The most important indicator of the combination of components is the specific impulse, on which the distribution of the percentage of fuel and cargo mass depends. The dimensions and mass of the rocket are calculated using the Tsiolkovsky formula. In addition to the specific impulse, density affects the size of tanks with fuel components, the boiling point can limit the operating conditions of rockets, chemical aggressiveness is characteristic of all oxidizers and, if the tanks are not operated in accordance with the rules, can cause a tank fire, the toxicity of some fuel compounds can cause serious harm to the atmosphere and the environment . Therefore, although fluorine is a better oxidizing agent than oxygen, it is not used due to its toxicity.

Single-component liquid rocket engines use liquid as fuel, which, interacting with a catalyst, disintegrates with the release of hot gas. The main advantage of single-propellant rocket engines is the simplicity of their design, and although the specific impulse of such engines is small, they are ideal as low-thrust engines for orientation and stabilization of spacecraft. These engines use a displacement fuel supply system and, due to the low process temperature, do not require a cooling system. Single-component engines also include gas-jet engines, which are used in conditions where thermal and chemical emissions are inadmissible.

In the early 70s, the USA and the USSR were developing three-component liquid rocket engines that would use hydrogen and hydrocarbon fuel as fuel. This way the engine would run on kerosene and oxygen at startup and switch to liquid hydrogen and oxygen at high altitude. An example of a three-component liquid propellant engine in Russia is the RD-701.

Rocket control was first used in V-2 rockets using graphite gas-dynamic rudders, but this reduced engine thrust, and modern rockets use rotating cameras attached to the body with hinges, creating maneuverability in one or two planes. In addition to rotating cameras, control motors are also used, which are fixed with nozzles in the opposite direction and are turned on when it is necessary to control the device in space.

A closed-cycle liquid-propellant rocket engine is an engine in which one of the components is gasified when burned at a low temperature with a small part of the other component; the resulting gas acts as the working fluid of the turbine, and is then fed into the combustion chamber, where it burns with the remainder of the fuel components and creates jet thrust. The main disadvantage of this scheme is the complexity of the design, but at the same time the specific impulse increases.

The prospect of increasing the power of liquid rocket engines

In the Russian school of liquid propellant rocket engine creators, the leader of which was Academician Glushko for a long time, they strive for the maximum use of fuel energy and, as a consequence, the maximum possible specific impulse. Since the maximum specific impulse can be obtained only by increasing the expansion of the combustion products in the nozzle, all developments are being carried out in search of an ideal fuel mixture.

Liquid rocket engine (LPRE)- a chemical rocket engine that uses liquids, including liquefied gases, as rocket fuel. The number of components used distinguishes between one-, two- and three-component liquid propellant engines.

Encyclopedic YouTube

1 / 5

✪ HOW DOES A ROCKET ENGINE WORK? [LPRE]

✪ Liquid rocket engine RD-191

✪ rocket engines

✪ 🌑 ROCKET ENGINE PARADOX or rocket paradoxes Cool experiment Igor Beletsky

✪ RDM-60-5 No. 36 (NN-Fructose-Sorbitol-S-Fe2O3 61.4%-25%-8%-5%-0.6%)

Subtitles

Story

The possibility of using liquids, including liquid hydrogen and oxygen, as fuel for rockets was pointed out by K. E. Tsiolkovsky in the article “Exploration of world spaces using jet instruments,” published in 1903. The first working experimental liquid-propellant rocket engine was built by the American inventor Robert Goddard in 1926. Similar developments in 1931-1933 were carried out in the USSR by a group of enthusiasts under the leadership of F. A. Zander. This work was continued at the RNII, organized in 1933, and in 1939 flight tests of the 212 cruise missile with the ORM-65 engine were carried out.

The greatest successes in the development of liquid propellant engines in the first half of the 20th century were achieved by German designers Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun and others. During the Second World War, they created a whole range of liquid propellant engines for military missiles: ballistic V-2, anti-aircraft Wasserfall, "Schmetterling", "Reintochter R3". In the Third Reich, by 1944, a new industry branch was actually created - rocket science, under the general leadership V. Dornberger, while in other countries the development of liquid propellant rocket engines was in the experimental stage.

At the end of the war, the developments of German designers stimulated research in the field of rocket science in the USSR and in the USA, where many German scientists and engineers emigrated, including W. von Braun. The outbreak of the arms race and the rivalry between the USSR and the USA for leadership in space exploration were powerful stimulators for the development of liquid-propellant rocket engines.

In 1957, in the USSR, under the leadership of S. P. Korolev, the R-7 ICBM was created, equipped with liquid propellant engines RD-107 and RD-108, at that time the most powerful and advanced in the world, developed under the leadership of V. P. Glushko. This rocket was used as a carrier for the world's first artificial Earth satellites, the first manned spacecraft and interplanetary probes.

In 1969, the first spacecraft of the Apollo series was launched in the United States, launched onto a flight path to the Moon by the Saturn 5 launch vehicle, the first stage of which was equipped with 5 F-1 engines. The F-1 is currently the most powerful among single-chamber liquid propellant engines, inferior in thrust to the four-chamber engine RD-170, developed by the Energomash Design Bureau in the Soviet Union in 1976.

Currently, liquid propellant engines are widely used in space programs. As a rule, these are two-component liquid rocket engines with cryogenic components. In military equipment, liquid rocket engines are used relatively rarely, mainly on heavy missiles. Most often these are two-component liquid-propellant rocket engines using high-boiling components.

Scope of use, advantages and disadvantages

Design and principle of operation of a two-component liquid propellant rocket engine

There is quite a wide variety of liquid propellant rocket engine design schemes, with the same main principle of their operation. Let us consider the design and principle of operation of a liquid-propellant rocket engine using the example of a two-component engine with pump fuel supply as the most common, the design of which has become classic. Other types of liquid propellant rocket engines (with the exception of the three-component one) are simplified versions of the one under consideration, and when describing them it will be enough to indicate the simplifications.

In Fig. 1 schematically shows the liquid propellant rocket engine device.

Fuel system

The fuel system of a liquid-propellant rocket engine includes all elements used to supply fuel to the combustion chamber - fuel tanks, pipelines, a turbopump unit (TNA) - a unit consisting of pumps and a turbine mounted on a single shaft, an injector head, and valves that regulate the flow fuel.

Pump feed fuel allows you to create high pressure in the engine chamber, from tens of atmospheres to 250 atm (LPRE 11D520 RN "Zenit"). High pressure provides a greater degree of expansion of the working fluid, which is a prerequisite for achieving a high specific impulse. In addition, at high pressure in the combustion chamber, a better value of the engine's thrust-to-weight ratio is achieved - the ratio of the thrust to the weight of the engine. The higher the value of this indicator, the smaller the size and weight of the engine (with the same amount of thrust), and the higher the degree of its perfection. The advantages of the pump system are especially noticeable in high-thrust liquid rocket engines - for example, in the propulsion systems of launch vehicles.

In Fig. 1, exhaust gases from the TNA turbine enter through the nozzle head into the combustion chamber along with the fuel components (11). Such an engine is called a closed-cycle engine (otherwise known as a closed-cycle engine), in which the entire fuel flow, including that used in the TPU drive, passes through the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine. The pressure at the turbine outlet in such an engine should obviously be higher than in the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine, and at the inlet to the gas generator (6) feeding the turbine, it should be even higher. To meet these requirements, the same fuel components (at high pressure) that the liquid-propellant rocket engine itself operates on are used to drive the turbine (with a different ratio of components, usually with excess fuel, to reduce the thermal load on the turbine).

An alternative to a closed cycle is an open cycle, in which the turbine exhaust is released directly into the environment through an exhaust pipe. The implementation of an open cycle is technically simpler, since the operation of the turbine is not connected with the operation of the liquid propellant engine chamber, and in this case, the TPU can generally have its own independent fuel system, which simplifies the procedure for starting the entire propulsion system. But closed-cycle systems have slightly better specific impulse values, and this forces designers to overcome the technical difficulties of their implementation, especially for large launch vehicle engines, which have particularly high requirements for this indicator.

In the diagram in Fig. 1 one pump pump pumps both components, which is acceptable in cases where the components have comparable densities. For most liquids used as propellant components, the density varies in the range of 1 ± 0.5 g/cm³, which allows the use of one turbo drive for both pumps. The exception is liquid hydrogen, which at a temperature of 20 K has a density of 0.071 g/cm³. Such a light liquid requires a pump with completely different characteristics, including a much higher rotation speed. Therefore, in the case of using hydrogen as a fuel, an independent fuel pump is provided for each component.

Displacement system. With low engine thrust (and, therefore, low fuel consumption), the turbopump unit becomes too “heavy” an element, worsening the weight characteristics of the propulsion system. An alternative to the pump fuel system is a displacement fuel system, in which the supply of fuel to the combustion chamber is ensured by the boost pressure in the fuel tanks, created by compressed gas, most often nitrogen, which is non-flammable, non-toxic, non-oxidizing and relatively cheap to produce. Helium is used to pressurize tanks with liquid hydrogen, since other gases condense at the temperature of liquid hydrogen and turn into liquids.

When considering the operation of an engine with a displacement fuel supply system from the diagram in Fig. 1, the TNA is excluded, and the fuel components are supplied from the tanks directly to the main valves of the rocket engine (9, 10). The pressure in the fuel tanks during positive displacement must be higher than in the combustion chamber, and the tanks must be stronger (and heavier) than in the case of a pump fuel system. In practice, the pressure in the combustion chamber of an engine with displacement fuel supply is limited to 10-15 at. Typically, such engines have a relatively low thrust (within 10 tons). The advantages of the displacement system are the simplicity of the design and the speed of the engine's response to the start command, especially in the case of using self-igniting fuel components. Such engines are used to perform maneuvers of spacecraft in outer space. The displacement system was used in all three propulsion systems of the Apollo lunar spacecraft - service (thrust 9760 kgf), landing (thrust 4760 kgf), and takeoff (thrust 1950 kgf).

Nozzle head- a unit in which nozzles are mounted, designed to inject fuel components into the combustion chamber. (You can often find the incorrect name for this unit “mixing head”. This is an inaccurate translation, a copy of English-language articles. The essence of the error is that the mixing of fuel components occurs in the first third of the combustion chamber, and not in the injector head.) The main requirement for injectors is - mixing the components as quickly and thoroughly as possible when entering the chamber, because the rate of their ignition and combustion depends on this.
Through the nozzle head of the F-1 engine, for example, 1.8 tons of liquid oxygen and 0.9 tons of kerosene enter the combustion chamber every second. And the residence time of each portion of this fuel and its combustion products in the chamber is calculated in milliseconds. During this time, the fuel should burn as completely as possible, since unburned fuel means a loss of thrust and specific impulse. The solution to this problem is achieved by a number of measures:

Maximum increase in the number of nozzles in the head, with proportional minimization of the flow rate through one nozzle. (The F-1 engine's injector head has 2,600 oxygen injectors and 3,700 kerosene injectors.)
Special geometry of the nozzles in the head and the order of alternating fuel and oxidizer nozzles.
The special shape of the nozzle channel, due to which rotation is imparted when the liquid moves through the channel, and when it enters the chamber it is scattered to the sides by centrifugal force.

Cooling system

Due to the rapidity of the processes occurring in the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine, only an insignificant part (fractions of a percent) of the total heat generated in the chamber is transferred to the engine structure, however, due to the high combustion temperature (sometimes over 3000 K), and a significant amount of heat generated, even small part of it is enough for thermal destruction of the engine, so the problem of protecting the material part of the liquid-propellant rocket engine from high temperatures is very relevant. To solve it, there are two fundamental methods that are often combined - cooling and thermal protection.

For liquid-propellant rocket engines with pumped fuel supply, one cooling method is mainly used together with one method of thermal protection of the walls of the liquid-propellant rocket engine chamber: flow cooling And wall layer [unknown term ] . Often used for small engines with positive displacement fuel systems. ablative cooling method.

Flow cooling consists in the fact that in the wall of the combustion chamber and the upper, most heated part of the nozzle, a cavity is created in one way or another (sometimes called a “cooling jacket”), through which one of the fuel components (usually fuel) passes before entering the nozzle head, cooling thus the wall of the chamber.

If the heat absorbed by the cooling component is returned to the chamber along with the coolant itself, then such a system is called “ regenerative", if the rejected heat does not enter the combustion chamber, but is dumped outside, then this is called “ independent» by flow cooling method.

Various technological methods have been developed to create a cooling jacket. The chamber of the V-2 liquid-propellant rocket, for example, consisted of two steel shells, an inner one (the so-called “fire wall”) and an outer one, repeating the shape of each other. The cooling component (ethanol) passed through the gap between these shells. Due to technological deviations in the thickness of the gap, uneven fluid flow arose, resulting in the creation of local zones of overheating of the inner shell, which often burned out in these zones with catastrophic consequences.

In modern engines, the inner part of the chamber wall is made of highly thermally conductive bronze alloys. It creates narrow thin-walled channels by milling (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energy) or acid etching (SSME Space Shuttle). From the outside, this structure is tightly wrapped around a load-bearing sheet shell made of steel or titanium, which absorbs the force load of the internal pressure of the chamber. The cooling component circulates through the channels. Sometimes the cooling jacket is assembled from thin heat-conducting tubes, sealed with a bronze alloy for tightness, but such chambers are designed for lower pressure.

Wall layer [unknown term ] (boundary layer, Americans also use the term “curtain”) is a gas layer in the combustion chamber, located in close proximity to the chamber wall, and consisting mainly of fuel vapor. To organize such a layer, only fuel nozzles are installed along the periphery of the mixing head. Due to an excess of fuel and a lack of oxidizer, the chemical combustion reaction in the near-wall layer occurs much less intensely than in the central zone of the chamber. As a result, the temperature of the wall layer is significantly lower than the temperature in the central zone of the chamber, and it insulates the chamber wall from direct contact with the hottest combustion products. Sometimes, in addition to this, nozzles are installed on the side walls of the chamber, removing part of the fuel into the chamber directly from the cooling jacket, also with the aim of creating a wall layer.

Launch of the rocket engine

Launching a liquid propellant rocket engine is a responsible operation, fraught with serious consequences in the event of emergency situations during its execution.

If the fuel components are self-igniting, that is, they enter into a chemical combustion reaction upon physical contact with each other (for example, heptyl/nitric acid), initiation of the combustion process does not cause problems. But in the case where the components are not such (for example oxygen/kerosene), an external ignition initiator is required, the action of which must be precisely coordinated with the supply of fuel components to the combustion chamber. An unburned fuel mixture is an explosive of great destructive power, and its accumulation in the chamber threatens a serious accident.

After ignition of the fuel, maintaining a continuous process of its combustion occurs by itself: the fuel newly entering the combustion chamber is ignited due to the high temperature created during the combustion of previously introduced portions.

For the initial ignition of fuel in the combustion chamber when starting a liquid-propellant rocket engine, different methods are used:

The use of self-igniting components (usually based on phosphorus-containing starting fuels, self-igniting when interacting with oxygen), which at the very beginning of the engine starting process are introduced into the chamber through special, additional nozzles from the auxiliary fuel system, and after combustion begins, the main components are supplied. The presence of an additional fuel system complicates the design of the engine, but allows it to be restarted several times.
An electric igniter located in the combustion chamber near the injector head, which when turned on creates an electric arc or a series of high voltage spark discharges. This igniter is disposable. Once the fuel is ignited, it burns.
Pyrotechnic igniter. Near the nozzle head, a small pyrotechnic incendiary bomb is placed in the chamber, which is ignited by an electric fuse.

Automatic engine starting coordinates the action of the igniter and the fuel supply in time.

The launch of large liquid-propellant rocket engines with a pump fuel system consists of several stages: first, the pump starts and accelerates (this process can also consist of several phases), then the main valves of the liquid-propellant rocket engine are turned on, usually in two or more stages with a gradual increase in thrust from stage to stage. steps up to normal.

For relatively small engines, it is practiced to start the rocket engine immediately at 100% thrust, called “cannon”.

LRE automatic control system

A modern liquid-propellant rocket engine is equipped with rather complex automation, which must perform the following tasks:

Safe starting of the engine and bringing it to the main mode.
Maintaining stable operating conditions.
Thrust change in accordance with the flight program or at the command of external control systems.
Turning off the engine when the rocket reaches a given orbit (trajectory).
Regulating the ratio of component consumption.

Due to the technological variation in the hydraulic resistance of the fuel and oxidizer paths, the ratio of component flow rates in a real engine differs from the calculated one, which entails a decrease in thrust and specific impulse in relation to the calculated values. As a result, the rocket may never complete its task, having completely used up one of the fuel components. At the dawn of rocket science, they struggled with this by creating a guaranteed reserve of fuel (the rocket is filled with more than the calculated amount of fuel, so that it would be enough for any deviations of real flight conditions from the calculated ones). The guaranteed fuel supply is created at the expense of the payload. Currently, large rockets are equipped with an automatic control system for the ratio of component consumption, which makes it possible to maintain this ratio close to the calculated one, thus reducing the guaranteed fuel supply, and accordingly increasing the payload mass.
The automatic control system of the propulsion system includes pressure and flow sensors at different points of the fuel system, and its executive bodies are the main valves of the rocket engine and turbine control valves (in Fig. 1 - positions 7, 8, 9 and 10).

Fuel components

The choice of fuel components is one of the most important decisions when designing a liquid propellant engine, predetermining many details of the engine design and subsequent technical solutions. Therefore, the choice of fuel for a liquid-propellant rocket engine is made with a comprehensive consideration of the purpose of the engine and the rocket on which it is installed, the conditions of their operation, production technology, storage, transportation to the launch site, etc.

One of the most important indicators characterizing the combination of components is specific impulse, which is especially important when designing spacecraft launch vehicles, since the ratio of the mass of fuel and payload, and therefore the size and mass of the entire rocket, greatly depends on it ( see Tsiolkovsky Formula), which may turn out to be unrealistic if the specific impulse is not high enough. The following table shows the main characteristics of some combinations of liquid fuel components.

Characteristics of two-component fuel vapors

Oxidizer	Fuel	Average density fuel, g/cm³	Chamber temperature combustion, K	Void specific impulse, s
Oxygen	Hydrogen	0,3155	3250	428
Oxygen	Kerosene	1,036	3755	335
Oxygen		0,9915	3670	344
Oxygen	Hydrazine	1,0715	3446	346
Oxygen	Ammonia	0,8393	3070	323
Nitrogen tetroxide	Kerosene	1,269	3516	309
Nitrogen tetroxide	Unsymmetrical dimethylhydrazine	1,185	3469	318
Nitrogen tetroxide	Hydrazine	1,228	3287	322
Fluorine	Hydrogen	0,621	4707	449
Fluorine	Hydrazine	1,314	4775	402
Fluorine	Pentaborane	1,199	4807	361

In addition to specific impulse, when choosing fuel components, other indicators of fuel properties can also play a decisive role, including:

Density, affecting the dimensions of the component tanks. As follows from the table, hydrogen is flammable, with the highest specific impulse (for any oxidizer), but it has an extremely low density. Therefore, the first (largest) stages of launch vehicles usually use other (less efficient, but denser) types of fuel, such as kerosene, which makes it possible to reduce the size of the first stage to an acceptable size. Examples of such “tactics” are the Saturn 5 rocket, the first stage of which uses oxygen / kerosene components, and the 2nd and 3rd stages - oxygen / hydrogen, and the Space Shuttle system, in which the first stage uses solid fuel boosters.
Boiling temperature, which can impose serious restrictions on the operating conditions of the rocket. According to this indicator, liquid fuel components are divided into cryogenic - liquefied gases cooled to extremely low temperatures, and high-boiling - liquids with a boiling point above 0 ° C.
- Cryogenic components cannot be stored for a long time and transported over long distances, so they must be manufactured (at least liquefied) in special energy-intensive production facilities located in close proximity to the launch site, which makes the launcher completely immobile. In addition, cryogenic components have other physical properties that impose additional requirements for their use. For example, the presence of even a small amount of water or water vapor in containers with liquefied gases leads to the formation of very hard ice crystals, which, if they enter the rocket fuel system, act on its parts as an abrasive material and can cause a serious accident. During the many hours of preparation of the rocket for launch, a large amount of frost freezes on it, turning into ice, and the fall of its pieces from a great height poses a danger to the personnel involved in the preparation, as well as to the rocket itself and the launch equipment. After the rockets are filled with liquefied gases, they begin to evaporate, and until the moment of launch they must be continuously replenished through a special replenishment system. Excess gas formed during the evaporation of components must be removed in such a way that the oxidizer does not mix with the fuel, forming an explosive mixture.
- High boiling The components are much more convenient to transport, store and handle, so in the 1950s they replaced cryogenic components from the field of military rocketry. Subsequently, this area increasingly began to focus on solid fuels. But when creating space carriers, cryogenic fuels still retain their position due to their high energy efficiency, and for maneuvers in outer space, when fuel must be stored in tanks for months, or even years, high-boiling components are the most suitable. An illustration of this “division of labor” can be seen in the liquid rocket engines involved in the Apollo project: all three stages of the Saturn 5 launch vehicle use cryogenic components, and the engines of the lunar ship, intended for trajectory correction and for maneuvers in lunar orbit, use high-boiling ones unsymmetrical dimethylhydrazine and dinitrogen tetroxide.
Chemical aggressiveness. All oxidizing agents have this quality. Therefore, the presence of even small amounts of organic substances in tanks intended for oxidizer (for example, grease stains left by human fingers) can cause a fire, as a result of which the material of the tank itself can ignite (aluminum, magnesium, titanium and iron burn very vigorously in the environment of the rocket oxidizer) . Due to their aggressiveness, oxidizers, as a rule, are not used as coolants in liquid-propellant rocket engine cooling systems, and in TNA gas generators, to reduce the thermal load on the turbine, the working fluid is oversaturated with fuel rather than oxidizer. At low temperatures, liquid oxygen is perhaps the safest oxidizer because alternative oxidizers such as dinitrogen tetroxide or concentrated nitric acid react with metals, and although they are high-boiling oxidizers that can be stored for long periods at normal temperatures, the service life The tanks in which they are located are limited.
Toxicity fuel components and their combustion products is a serious limitation for their use. For example, fluorine, as follows from the table above, as an oxidizing agent is more effective than oxygen, however, when paired with hydrogen, it forms hydrogen fluoride - an extremely toxic and aggressive substance, and the release of several hundred, much less thousands of tons of such combustion product into the atmosphere when starting a large The rocket itself is a major man-made disaster, even with a successful launch. And in the event of an accident and a spill of such a quantity of this substance, the damage cannot be calculated. Therefore, fluorine is not used as a fuel component. Nitrogen tetroxide, nitric acid and unsymmetrical dimethylhydrazine are also toxic. Currently, the preferred (from an environmental point of view) oxidizer is oxygen, and the fuel is hydrogen, followed by kerosene.

There are LPRE chambers operating on one- and two-component fuels.

Two-component liquid propellant rocket engines have greater efficiency and an expanding range of applications.

Chambers of two-component liquid propellant rocket engines. There are chambers with a constant and variable flow area of the mixing head, as well as single-nozzle and multi-nozzle chambers.

Chambers with variable flow area are called throttling; Usually such chambers are also single-nozzle.

Chambers with a constant flow area of the mixing head and several nozzles are simple in design, but have slightly increased values of the time to reach the mode and the time of thrust decay due to the location of the start-up and shut-off valves at the entrance to the head and the presence of a certain volume between these valves and the bottom of the head; this volume should be as small as possible.

Both centrifugal and jet nozzles are used in LPRE chambers.

In the liquid rocket engine chambers with a thrust of 10 and 400 N of the Symphony satellite and the Galileo spacecraft, a mixing head with one two-component centrifugal nozzle is used, while a coaxial rotating jet of fuel components is created in the chamber, providing a conical spray of droplets. The nozzle also provides internal cooling of the chamber walls by creating an excess of oxidizer in the near-wall layer of combustion products.

The E-3 liquid rocket engine chamber (auxiliary engine of the Space Shuttle rocket control system) uses one two-component nozzle with colliding jets of oxidizer and fuel. The head manifold has a small volume, which ensures: 1) quick filling and emptying of the manifold; 2) minimizing changes in engine characteristics due to the saturation of fuel components with displacing helium and 3) eliminating large pressure surges in the chamber when the fuel ignites during the startup process.

At a constant pressure in the fuel tanks and, consequently, at the inlet to the mixing head, a head with a variable injection area of fuel components is used to change the thrust of the liquid-propellant rocket engine chamber. This is most easily achieved if the mixing head is a single two-component nozzle, the moving element of which (for example, a sleeve moving along the axis of the head) simultaneously changes the injection flow areas for both fuel components.

In this case, within a given range of thrust changes, the pressure drop across the injectors can be kept practically unchanged, which is important for ensuring the quality of atomization of fuel components and the stability of the chamber. With a decrease in the consumption of fuel components, the pressure in the chamber and, consequently, the completeness of fuel combustion decreases. Such a head was used in the landing chamber of the Apollo lunar stage; this engine provided a reduction in thrust by 10 times compared to thrust when operating at nominal mode.

The RS-2101C engines of the Viking-75 and R-4D-1l spacecraft use jet nozzles with colliding jets of oxidizer and fuel. The injectors are placed on a single circle having an average radius between the center and the wall of the combustion chamber.

When operating a liquid propellant rocket engine, the temperature of the chamber head must be such that the possibility of boiling of fuel components in its cavity is excluded. To do this, a thin-walled cylindrical perforated thermal insulating spacer is often installed between the head and the combustion chamber. Reducing the heat flow into the head and at the same time increasing the completeness of fuel combustion is ensured by manufacturing the mixing head from a plate in which numerous fuel channels are etched, ensuring its porous cooling, and which determines the uniformity and accuracy of the flow of fuel components into the combustion chamber.

The head of some liquid rocket engine chambers was made of aluminum alloys. Such material was used, in particular, in the chamber head of the MA-109 auxiliary engines of the Apollo spacecraft with a thrust of 450 N. In the chamber head of the RS-2101 engine, aluminum alloy 2219-T6 was used. Since the combustion chamber of this engine was made of beryllium, a V-shaped sealing ring coated with a layer of gold and a Viton ring were placed between the head and the combustion chamber.

The chamber head of the R-40 engine is made of steel and aluminum alloy, the chamber head of the liquid-propellant rocket engine with a thrust of 1 O and 400 N of the Symphony satellite and the Galileo spacecraft is made of corrosion-resistant steel, and in the R-4D-11 engines

and R-1E-3 - made of titanium alloy.

For the purpose of strengthening at elevated temperatures, the aluminum flange connecting the head to the combustion chamber was wrapped with fiberglass impregnated with phenolic resin. However, most often the head is connected to the combustion chamber by welding (if the joining walls are made of weldable materials).

In the combustion chambers and nozzles of the liquid rocket engine chambers R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C and R·BV, welded seams are used. In the chambers of the liquid rocket engine with a thrust of 1 O and 400 N of the Symphony satellite, all connections made by electron beam welding, ensuring high tightness of the joints.

Chambers of two-component liquid-propellant rocket engines during continuous operation on N 2 O 4 and MMG fuel at R a= 40...150 and thrust R P= 2.2 ... 445 N provide specific impulse 1 u.p = 2735 ... 2825 m/s (Table 8.2). In the pulsed mode of the liquid rocket engine, the specific impulse is lower, and the shorter the thrust pulse time, the lower the specific impulse. The thrust pulse time is determined by the time the voltage is applied to the fuel valves (electro-hydraulic valves) installed on the chamber head, which is called width of the electrical pulse. At τ min = 6…20 ms specific impulse of liquid propellant rocket engine is usually equal to 1860 ... 2350 m/s. The rather high specific impulse of the R-IE-3 engine (2350 m/s) with an electrical pulse width of 40 ms is due to the small volume of the internal cavity of the mixing head.

The second consumption of fuel components is extremely low. For example, in the R-6B liquid rocket engine, the oxidizer and fuel consumption is only 0.5 and 0.3 g/s, respectively.

The design of the LPRE chambers depends on the cooling method. Regenerative, ablative, internal (film), radiant and combined cooling are used.

The most effective is regenerative cooling, but its implementation in LPRE chambers is very difficult: at low thrust and low pressures in the chamber, the ratio of the surface heat flux density and the chamber surface determines the high temperature of the coolant; Moreover, due to the low flow rate of the coolant, its speed in the cooling channels is insufficient to cool the chamber walls. As a result, the temperature of the walls of the chamber and the cooler may increase to unacceptable values, decomposition or film boiling of the coolant and other unacceptable phenomena occur. In particular, hydrazine and combustibles based on it have a temperature limitation throughout their entire volume due to possible decomposition.

Chambers with regenerative cooling have limited performance on variable thrust, in particular on self-igniting fuels with long-term storage.

The liquid propellant rocket engine chamber of the Mariner-9 spacecraft had a thick-walled combustion chamber made of beryllium with high thermal conductivity and external flow cooling.

Ablative cooling of liquid propellant rocket engine chambers ensures simplicity of their design and minimal heat flux into the environment, but chambers with ablative cooling have a larger mass compared to chambers with radiant cooling (due to a fairly thick layer of ablative material). The mass of a chamber with ablative cooling increases according to the law of the square root of its operating time. With a long operating time, the mass of such cameras can become excessive.

Ablative cooling was used in a number of rocket engines of the Apollo spacecraft (in the take-off rocket engines of the lunar stage, braking rocket engines that are switched on when approaching the Earth, etc.), used in the combustion chamber and nozzle of the main rocket engine (Fig. 8.7) and eight rocket engines of the separation stage orientation the head parts of the M-X ICBM, the chamber being made from a monolithic beryllium billet; A layer of ablative material is applied to the inner surface of the combustion chamber and nozzle, the latter having a low density on the nozzle. Beryllium is strong and durable and does not require coating. The ablative material used is, in particular, a material based on phenolic resin and silica.

Radiant cooling is ensured by the simple design and relatively low mass of the liquid propellant rocket engine chamber compared to ablative cooling, especially with a long engine operating time. With radiant cooling, a large heat flux is created into the environment. This can cause damage to adjacent aircraft structural elements, so it is advisable to place the camera openly and not inside the aircraft compartment. Chambers with radiant cooling are characterized by a high temperature of the chamber walls, which necessitates the use of refractory metals (molybdenum, tungsten, tantalum and niobium) and alloys based on them. The performance and service life of radiant-cooled chambers are determined by the selected heat-resistant and refractory metals and coatings, which prevent oxidation of the heat-resistant and refractory metals at elevated temperatures. In this case, the coatings must have sufficiently high adhesion.

Limiting the wall temperature is also achieved by selecting the appropriate combination of mixing head and combustion chamber configuration.

The liquid rocket engine chamber MA·109 of the Apollo spacecraft with a thrust of 441 N was made of niobium with a silicide coating. The nozzle neck was coated with molybdenum disilicide. For similar chambers, a molybdenum alloy containing Ti and Zr additives, or molybdenum coated with molybdenum disilicide Mo Si 2, was used.

For the manufacture of nozzle attachments using radiant cooling, refractory and heat-resistant metals are also used.

The nozzle of the liquid propellant rocket engine chamber of the Mariner-9 spacecraft was made of heat-resistant steel with cobalt additives; such a nozzle was heated red-hot during operation (to a temperature of approximately 1375 TO).

In addition to their low chemical resistance to combustion products, refractory metals are expensive materials, and the manufacture of chambers from them is difficult due to the fragility of these metals. The development of oxidation-resistant coatings for refractory metals with a long service life presents certain difficulties.

In some cases, the coating not only protects the wall surface from oxidation, but also increases its emissivity, which causes an additional reduction in the wall temperature. Such properties are possessed, in particular, by a layer of aluminum oxide deposited on the surface of a nickel alloy wall.

For creating film To cool the walls of the combustion chamber and the nozzle, nozzles are placed on the periphery of the chamber head, creating a wall layer with an excess of oxidizer or fuel (the latter is used more often). For example, in the chamber head of the R-4D-11 liquid rocket engine, along with eight two-jet nozzles with colliding jets of oxidizer and fuel, there are 16 nozzles to provide film cooling.

Film cooling with an oxidizer was used, as indicated above, for the walls of the cylindrical part of the combustion chamber of liquid-propellant rocket engines with thrusts of 10 and 400 N of the Symphony satellite and is used for the walls of the chamber of the auxiliary liquid-propellant rocket engines of the Minuteman Sh ICBM, for which fuel is consumed (approximately 13% of the total consumption). The walls of the latter (as well as its mixing head) are made of niobium alloy SCb-291. The choice of this alloy is due to its inertness with respect to nitric acid, which can form during long-term storage of nitrogen tetroxide.

Chambers with film cooling can withstand high values of surface heat flux density and have minimal values of the specified density into the environment. Such chambers are characterized by losses caused by a decrease in combustion efficiency in the wall layer.

Film cooling is often used in combination with radiant cooling, and the chamber is also made from refractory metals. For example, a film-cooled chamber made of niobium has a permissible wall temperature of 2030 K.

Specific cooling was used for the RS-2101C liquid-propellant rocket engine chamber of the Viking-75 spacecraft. The fuel was sprayed on the inner surface of the walls of the tapering part of the nozzle, evaporated, taking away heat flows spreading along the wall from the specified part of the nozzle to the cylindrical part of the chamber. This distribution was ensured by the fact that the combustion chamber was made of beryllium, which has very high thermal conductivity. In the cylindrical part of the chamber, heat is absorbed by the evaporating film curtain supplied to it from the tapering part of the nozzle. This cooling is called internal regenerative cooling.

A combination of internal and radiant cooling is used in the chamber of the auxiliary engine of the Space Shuttle rocket control system, while a layer of combustion products with excess fuel is created near the wall of the combustion chamber and the nozzle. This is done by changing the injection angle of part of the fuel going to film cooling. A steeper angle improves cooling at the interface between the spray head and the combustion chamber, resulting in lower temperatures

heads during the engine operating cycle. A layer of thermal insulation material with low thermal conductivity can operate at a combustion chamber wall temperature of 1700 K. At a maximum wall temperature in the minimum nozzle cross-section of 1285 K, a chamber life of 7.2"105 s is provided. The maximum continuous operation time is 125 s.

The maximum temperature of the chamber walls of liquid propellant rocket engines R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C and R-6B is relatively low (in the range of 1313 ... 1563 K). This makes it possible to ensure sufficient safety margins when manufacturing the combustion chamber walls and nozzles from niobium and titanium alloys.

In the liquid propellant rocket engine chamber DU RSPE, which ensures maneuvering of the head part of the Minuteman IP ICBM, the head, combustion chamber and nozzle are also made of niobium (design chamber temperature 2030 K).

A number of cameras use R-512A coating applied by fusion. It is designed for maximum temperatures of 1800...1920 K. R-512A coating is a special glassy rough silicide material to protect against oxidation and ensure long service life. The thickness of the applied coating is approximately 75...125 microns; The specified thickness and uniformity of the coating must be measured after application using a special sensor (in particular, at vortex points).

The combination of niobium alloy C-I03 and R-512A coating on the external internal surfaces of the chamber of the main and auxiliary engine of the Space Shuttle jet control system (R-40A and R-lE-3) provides a large service life and reliability for the flight of the Space Shuttle. , as well as increased ductility over the entire temperature range during flight.

The outer surface of the chambers "D R-40A and R-1E-3 is covered with thermal insulation made of Dynaflex material with a density of 400 kg/m 3, placed inside a titanium housing. These liquid propellant engines are located inside the fuselage of the Space Shuttle, and thermal insulation protects the internal structural elements of the ship from excessive heating due to heaving heat flows, since it maintains the temperature of the outer surface of the chamber no more than 450 K under any operating conditions on the ground and in the void.

To ensure the temperature of the chamber of the auxiliary liquid-propellant rocket engine of the lunar spacecraft "Surveyor" between operating cycles in the range of -17 ... ± 37 ° C, a gold coating was applied to most of the outer surface of the chamber.

In Fig. 8I shows the liquid propellant rocket engine of the apogee propulsion system of the Lisyat satellite, the chamber of which has radiant cooling.

A combination of internal and radiant cooling is used in the R-4D rocket engine. Part of the fuel in excess enters the wall layer, which also improves cooling in the area between the mixing head and the combustion chamber. The minimum temperature of the combustion chamber walls during continuous operation is 1300 K.

The combined (regenerative, internal and radiant) cooling of the chambers of the liquid-propellant rocket engine of the artificial satellite "Symphony" with a thrust of 10 and 400 N is very effective. The peculiarity of the cooling of these chambers is that in the chamber with a thrust of 400 N, regenerative cooling with fuel is applied to the area of the nozzle neck, and in the chamber with thrust 10 N - for the lower part of the combustion chamber.

Radiant cooling was used for the neck and expanding part of the nozzle of the liquid-propellant rocket engine chambers with thrusts of 10 and 400 N, made of nimonic, of the Symphony satellite.

The maximum time of continuous operation of the chamber with a thrust of 10 N during bench fire tests exceeded 3,103 s. The constant thermal state of the liquid-propellant rocket engine chamber with a thrust of 400 N with the above-mentioned combined cooling was also ensured during long-term operation (more than 10.8 103 s). The phenomenon of thermal absorption is almost not observed. With a chamber wall thickness of 1.i mm, its heat capacity is small. The temperature of the fuel in the chamber cooling path after turning off the engine increased only by 10 K.

The chamber nozzle of the main liquid propellant rocket engine of the M-X stage is made of Kevlar.

Some liquid propellant rocket engines can operate on various fuels. For example, in the R-4D -11 engine, in addition to MMG, hydrazine and aerozine-50 can be used.

Liquid propellant rocket engines (and therefore cameras) can operate in both pulsed and continuous modes. The pulse mode is used mainly for spatial position and roll control maneuvers. A feature of operation in the pulse mode is the relatively small value of the thrust impulse created during one cycle of operation, even if the chamber develops a relatively large thrust; this allows you to avoid long-term operation of the camera, which imposes more stringent requirements for its cooling; in addition, it is possible to provide different values of the thrust impulse at constant thrust by changing only the operating cycle time.

However, the pulsed operating mode imposes restrictions on the choice of fuel (repeated LPREs have been tested only on self-igniting fuels) and, as already noted, causes a decrease in the specific impulse of the chamber.

High-thrust liquid-propellant rocket engines, when supplying fuel components under the pressurization pressure of the tanks with the pumps not working, can develop thrust corresponding to the thrust of the liquid-propellant rocket engine. For example, in this operating mode, the RL-10 liquid-propellant rocket engine provides a thrust of 854 N and a specific impulse in vacuum of approximately 4000 m/s.

Values CT for fuel N 2 0 4 + MMG for most liquid propellant rocket engines are chosen equal to 1.60 ... 1.65 (with a tolerance of ± 0.03 ... 0.05).

To reduce the size and weight of the liquid propellant rocket engine chamber, you can increase the pressure R to but high pressures R lead to stricter cooling requirements, especially in the area of the nozzle neck.

To dampen HF vibrations during combustion in the combustion chamber of a number of liquid rocket engines (R40A, R-4D-ll, RS-2101C, etc.), acoustic cavities (acoustic resonant dampers) are placed on the periphery of the mixing head.

With the help of acoustic cavities, dynamic combustion stability is achieved, ensuring almost complete insensitivity to all natural and artificially introduced disturbances, as well as stable operation of the chamber in a wide range of operating conditions, including transient processes.

A number of liquid propellant rocket engines have a very long service life, for example, the operating time of the R-4D liquid propellant rocket engine in the nominal mode can reach 3.6 106 s. The service life of the auxiliary engines of the Space Shuttle rocket control system is also planned to be increased to 106 seconds through the use of improvements in chamber technology and application methods, protective coatings, as well as improved operational maintenance methods.

The service life of the camera depends not only on the construction materials and coatings used, BUT ALSO on the selected parameters. In particular, as the temperature of the combustion products in the chamber decreases, its resource increases.

Typically, the plane of the exit section of the nozzle of LPRE chambers is perpendicular to their longitudinal axis. However, the main and auxiliary engines of the Space Shuttle rocket control system are recessed into the fuselage of the spacecraft, and their outlet section is profiled flush with the surface of the fuselage. Due to the different positions of the cameras relative to the fuselage, 17 different nozzle angles are obtained for the main and four for the auxiliary rocket engines.

The axis of the nozzle of the liquid-propellant rocket engine chamber is usually a continuation of the axis of the combustion chamber, but the nozzle can be located at an angle (in some cases at a large angle (up to 1000)) to the continuation of the axis of the combustion chamber; the need for this may arise primarily for the rocket engine heading system. According to the layout conditions, the exit section of the nozzle can have a rectangular shape (for example, with an aspect ratio of two).

Chambers of single-component liquid propellant rocket engines. The design and parameters of single-component chambers, as well as single-component gas generators, depend on the method of fuel decomposition. The catalytic decomposition chambers in CIIIA are being developed by Hayes. In thermal decomposition chambers, the fuel component decomposes upon contact with a heated surface, with electric heaters being the most common. The electric heater is used, in particular, in the decomposition chamber of liquid rocket engines with a thrust of 0.3 N from TRW, used in the Intelsat V communications satellite.

Feasible. decomposition of hydrazine by constantly supplying a relatively low flow rate of nitrogen tetroxide into the chamber, which forms a self-igniting fuel with hydrazine; hydrazine decomposes thermally under the influence of heat released during the combustion of part of hydrazine with nitrogen tetroxide.

The number of nozzles in the chambers of single-component liquid-propellant rocket engines can be very different - from one nozzle (for example, in the liquid-propellant rocket engine of the orientation control of a research satellite of the People's Republic of China) to a large number of nozzles. The nozzles of such chambers have a very small nozzle diameter. Therefore, during engine operation, cases of a strong decrease in the nozzle flow area, up to its complete blocking, were observed.

The chamber head may consist of a plurality of diffuser capillary tubes. This head design, used in the Hamilton REA 20-4 engine, limits the injection speed to a low level and ensures uniform distribution of hydrazine in the sewer package. This increases the catalyst area washed by hydrazine, improves dynamic characteristics, ensures smoother engine operation and reduces pack wear. The surface of the head is protected by a double mesh, which prevents catalyst particles from entering the head and valve, which is possible as a result of vibration or engine shock. For the same purpose, in the liquid rocket engine of the Intelsat IV A communications satellite (thrust 24.5 N), the nozzles are covered with a thin mesh. For liquid rocket engine chambers of very low thrust (0.1 ... 0.4 N), hydrazine can be gasified before feeding it into the chamber (the normal boiling point of hydrazine is 387 K).

The catalyst package must be securely fixed in the cavity of the decomposition chamber to prevent the entrainment of catalyst particles (Fig. 8.9), and the materials used for the structural elements must be resistant to nitration. In particular, the catalyst package of the Intelsat IV A satellite liquid rocket engine is placed in a double mesh made of platinum alloy.

The REA 204 engine catalyst package is divided into two sections by a perforated screen. The upper section uses a fine-grained lIIell-405 catalyst, which ensures rapid decomposition of hydrazine and stable engine operation. To reduce the hydraulic resistance of the catalyst package, a coarse-grained Shell 405 catalyst is placed in the lower section.

The catalyst has insufficient activity at low temperatures. In addition, the time it takes to reach the mode is overestimated, since the released heat is first spent on heating the catalyst and the walls of the chamber. A number of engines, including the REA 204 liquid-propellant rocket engine, use an electric package heater to maintain a temperature that prevents package destruction associated with a cold engine start. This engine uses two nichrome electric heating elements (N= 3.8 W; V= 28 V), placed in a housing made of Inconel 600. The catalyst package can be heated for quite a long time - up to 30 minutes.

To improve the strength characteristics of the granules, the catalyst is subjected to special intensive treatment, ensuring their greater sphericity; In particular, they use near-spherical granules with a diameter of 0.6 mm with a sphericity coefficient of approximately 0.75 (this coefficient is equal to the ratio of the surface area of the sphere to the surface area of the catalyst granule). Sufficiently dense filling of the chamber is ensured by an electrodynamic vibrator.

Crucial for. When calculating the diameter of the decomposition chamber, its flow rate is determined, which is usually chosen equal to 0.75...3.5 g/(cm 2 s).

Below are typical values of the parameters of a hydrazine chamber with a thrust of 10 N: flow rate 3.5 g/ (cm 2 s); 1" 1.P= 2256 m/s; R k = = 1.5 MPa; "P] = 0.95; v = 4.7 cm" /s; granule size 0.6 mm; their sphericity coefficient is 0.75; D K = 13 mm; L K = 16.3 mm; d* = 2.23 mm; pressure drop across the capillary spray head is 0.4 MPa; pressure drop across the catalyst package is 0.25 MPa.

The catalyst package of the spacecraft's LPRE chambers is exposed to ambient vacuum.

In LPRE chambers, profiled nozzles are usually used. A profiled nozzle is used, in particular, in the REA 204 liquid rocket engine chamber; it is shortened, with a minimum surface area. The nozzle shape is optimized to provide maximum impulse with minimum length and mass. The thickness of the nozzle wall along its length decreases to a minimum value towards the exit, which ensures a reduction in mass with sufficient strength.

To thermally insulate the fuel valve from the heat flows of the chamber, its flange is connected to the chamber with a thin perforated spacer and, in addition, hydrazine is supplied from the valve to the head through thin capillary tubes. Additionally, heat flows from capillary pipelines and spacers are perceived by the engine mounting flange.

The following maximum values of hydrazine chambers have been achieved: a 560 N or more; specific impulse 2300 m/s; number of operating cycles 5∙10 5; total operating time 1.5 105 s; total thrust impulse 5.5 MN·s. The continuous operation time of some hydrazine engines (for example, REA 20-4 liquid rocket engine) is not limited at all. CIIIA is developing hydrazine liquid-propellant rocket engines with a number of operating cycles of 10 6 with a total thrust impulse of 0.89 MN·s, with the main problem being thermal fatigue of materials.

Single-component liquid propellant rocket engines, unlike two-component ones, have no restrictions on the lower thrust level. One of the smallest values of u - 0.212 N - is found in the chamber of the rocket engine used in the spacecraft, which is intended for flights to the outer planets of the Solar System.

Even less draft can be obtained when using evaporating propane. Such a system, designed to provide high orientation accuracy along with a hydrazine propulsion system, is used in the Exo satellite of the Western European Space Agency, launched in 1983, with which the thrust can be changed in the range of 30...50 mN.

In order to increase the specific impulse by approximately 30%, some propulsion systems use artificial satellites. electrical heating of decomposition products. This increase is explained by the fact that in liquid propellant rocket engines operating in pulsed mode, a significant part of the heat released during the decomposition of hydrazine is spent on heating the catalyst and chamber walls, and in liquid propellant rocket engines with thermal decomposition of hydrazine and electrical heating of the decomposition chamber, all the heat released during decomposition is goes almost exclusively to accelerating decomposition products.

In four liquid-propellant rocket engines with a thrust of 0.3 N from the TRW satellite "Intelsat U", decomposition products enter an additional chamber, where they pass through a roaring electric heater, as a result of which the temperature of the decomposition products before entering the nozzle rises to 2200 K. Since this engine is rarely turned on (about once a month), then it does not require additional solar panels. The electric heaters (including the electric heater of the catalyst package) are powered by the main solar panels, while a current of 15 A is supplied to the electric heaters through a separate battery bus. The average specific impulse of this chamber reaches 2900 m/s. The weight savings of hydrazine as a result of electrical heating of decomposition products is approximately 20 kg.

Four similar rocket engines from Rockit Research, each 0.36 N, are used by the GTE G Star, GTE Spacenet and ASC satellites. These liquid propellant engines also provide a total thrust impulse of up to 311.5 kN s. The engines in the satellite operate only in constant thrust mode and are used to maintain the north-south orientation of the satellite. Such liquid propellant engines were tested for the Satcom IR and IIR satellites, on which they operated for more than 6.12 10 4 s. Although the satellite is equipped with four liquid-propellant rocket engines with electrically heated decomposition products, only two of them are used for each maneuver (the other two engines are backup).

A section of a liquid-propellant rocket engine with electrically heated decomposition products is shown in Fig. 8.10. The following components can be distinguished as part of the engine: fuel valve with electric heater; decomposition chamber with gas outlet tube; electric heaters of the catalyst package with heat shields; electric heating unit for decomposition products; a block of heat exchangers with radiant and thermal screens and a mounting unit for fastening the above components and blocks.

The package of catalysts for these engines is similar to the package of a standard hydrazine liquid-propellant rocket engine with a thrust of 0.89 N (12 such engines are included in the power systems of the same satellites), developed for the Voyager program and currently used on all RCA satellites.

The decomposition chamber has a conical gold-plated heat shield.

The nozzle is replaced by a gas exhaust tube connected to the heat exchanger.

It consists of two concentric cylindrical sections with axial elements directing the flow to a conical nozzle. An electric heater for decomposition products is located in the central part of the heat exchanger. It is equipped with radiant screens to prevent heat flow in the axial direction. Radiant heat flows from the electric heater reach the inner section of the heat exchanger. The decomposition products washing this section absorb heat with a corresponding increase in their temperature. The heat exchanger has a number of screens that prevent heat leakage into the environment.

In the event of failure of the electric motor of decomposition products, these chambers operate in the decomposition mode of hydrazine in the presence of a catalyst.

The operating life of single-component liquid propellant rocket engines is very long; it is reduced only when using electric heaters, which have a limited resource.

Hydrazine liquid propellant rocket engines are widely used in propulsion systems for orientation of spacecraft and artificial satellites.

Such engines usually operate in short-time (up to 7...10 ms) pulses and therefore the processes in the chamber and other components of such engines are non-stationary.

Heat-resistant alloys are usually chosen as materials for chambers of single-component liquid propellant rocket engines, since the materials must withstand high temperatures and the complex effects of gaseous products (in particular, nitrides) of hydrazine decomposition for a long time; for example, the rocket engine camera of the Intelsat satellite N A" is made of cobalt alloy I-605.

Hastelloy-B alloy, corrosion-resistant steel and other materials are also used. The LPRE chamber of the spacecraft, intended for flight to the outer planets of the Solar System, is planned to be made of aluminum, anodized to reduce the reflection of solar radiation.

When designing LPRE chambers, the safety margin is chosen to be equal to one and a half, and the failure pressure is twice the maximum operating pressure.

The manufacture of LPRE chambers is relatively complex due to the small diameter of the minimum nozzle cross-section (0.8 mm or less); in particular, it is quite difficult to ensure with high accuracy a smooth transition from the tapering part of the nozzle to the diverging part.

Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" MINISTRY OF EDUCATION AND SCIENCE OF THE RUSSIAN FEDERATION STATE EDUCATIONAL INSTITUTION OF HIGHER PROFESSIONAL EDUCATION "SAMARA STATE AEROSPACE UNIVERSITY named after academician S. P. QUEEN (national research university)” V.S. Egorychev, A.V. Sulinov Low-thrust liquid rocket engines and their characteristics Electronic textbook SAMARA 2010 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency UDC 629.7.036.5 (621.454.2) BBK 39.65 Authors: Egorychev Vitaly Sergeevich, Sulinov Alexander Vasilievich Re censors : chief designer of the PF JSC NPO ENERGOMASH named after. Academician V.P. Glushko" I.A. Ganin, Ph.D. tech. Sciences, Associate Professor V.A. Borisov General information about liquid propellant rocket engines is provided and their classification is given. Distinctive features of the design, organization of the work process, operating modes and characteristics are considered. The experience of experimental determination of the characteristics of liquid propellant rocket engines in continuous and pulsed modes has been systematized. The stands for their testing, methods and means of testing, measuring work process parameters, manual and automated processing of test results are considered. Intended for students of the Faculty of Aircraft Engines studying in the direction 160700.68 “Aircraft Engines”, it is a mandatory section of the academic discipline “Propulsion Systems and Energy of Spacecraft”, necessary for performing laboratory work and practical classes, coursework and diploma design. Completed within the framework of the master's program “Energy, ecology and propulsion systems of rocket and space systems” in the direction 160700.68 “Aircraft Engines” at the Department of Theory of Aircraft Engines. Samara State Aerospace University, 2010 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency CONTENTS Main abbreviations, symbols and indices....... ....... 4 PREFACE.................................... ........................................................ ....... 7 INTRODUCTION.................................... ........................................................ .............. 9 1. GENERAL INFORMATION ABOUT LOW-THRUSH LIQUID ROCKET ENGINES......................... ........................................................ ................... 10 1.1. Liquid propellant rocket engines and their classification.................................................... ................... 10 1.2. Distinctive features of liquid propellant rocket engines.................................................... 12 1.3. Operating modes of liquid propellant rocket engines and their classification.................................... 15 1.4. Design and principle of operation of a single-component liquid propellant rocket engine.......... 16 1.4. Design and principle of operation of a two-component liquid propellant rocket engine........... 20 2. CHARACTERISTICS of a liquid propellant rocket engine................................... ........................................... 25 2.1. Static characteristics................................................................ ................ 25 2.1.1. Characteristics of fuel composition.................................................... 26 2.1.2. Throttle characteristic................................................... ..... 33 2.1.3. Altitude characteristics................................................... .......... 37 2.2. Dynamic characteristics........................................................ ............ 39 2.2.1. Parameters of liquid propellant rocket engines in pulsed mode.................................... 40 2.2.2. Characteristics of the duration of switching on of liquid propellant rocket engines.......... 46 2.2.3. Characteristics of the frequency of switching on of liquid propellant rocket engines.................................... 52 2.2.4. Characteristics according to the sequence number of engine activation in the series.................................................... .......... 53 3. LPRE TESTS.................................... ............................................... 56 3.1. Types of tests and their classification.................................................... .... 56 3.2. Test benches for liquid propellant rocket engines.................................................... ............ 60 3.2.1. Stand for cold testing of liquid propellant rocket engines.................................... 64 3.2.2. Stands for fire tests of liquid propellant rocket engines.................................... 67 3.2.3. Automated stand system.................................................... 73 3.3. Experimental equipment for research into the working process of liquid propellant rocket engines.................................................... ....................................... 80 3.4. Methodology for processing test results.................................................... 84 3.4. Experimental static and dynamic characteristics of liquid propellant rocket engines and their analysis.................................................... ......... 92 3.4.1. Static characteristics of liquid propellant rocket engines by fuel composition.................................................... ............................................... 93 3.4.2. Static throttle and altitude characteristics of liquid propellant rocket engines.................................................... ........................................... 95 3.4.3 Dynamic characteristics of liquid propellant rocket engines in pulse mode. ........................................................ ........................ 99 Bibliography.................................... ........................................................ .. 102 3 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Basic abbreviations, symbols and indices Abbreviations DU – propulsion system; LRE – liquid rocket engine; LPRE – low-thrust liquid rocket engine; Liquid rocket propulsion system - liquid rocket propulsion system; KA – spacecraft; KS – combustion chamber; LA – aircraft; PS – combustion products; RD – rocket engine; RDMT – low thrust rocket engine; RT – working fluid; Legend: D, d – diameter; F – area; f – specific area; F is the relative cross-sectional area of the chamber; I y – specific impulse of thrust; K m – mass actual ratio of components; K mo – mass stoichiometric ratio of components; L, l – length; m – mass; m – mass flow; n is the average isentropic expansion index; P – thrust; p – pressure; Ro, R – universal and specific gas constants, respectively; r – radius; T – temperature; 4 Copyright OJSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service"    coefficient of completeness of the consumable complex; I  specific impulse coefficient k  combustion chamber coefficient; с  nozzle coefficient; w is the speed of the working fluid;  ok  oxidant excess coefficient;   consumable complex;   degree of expansion of the working fluid in the nozzle;  – reduced speed;  – flow coefficient, molar mass;   density;  f  total pressure recovery coefficient;   time;   loss coefficient of specific thrust impulse. Subscripts a – exit from the nozzle; in – entrance; out – exit; g – fuel; h – curtain; id – ideal; k – chamber or entrance to the chamber; n – atmospheric; ok – oxidizing agent; o – braking parameter; wholesale – optimal; p – in emptiness; pr – wall; p – calculated; c – nozzle inlet; av – average value; st – wall; I am the core. 5 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Sections of the chamber 6 a k s m, * k s m, * k – entrance to the chamber; c – nozzle inlet; m – minimum nozzle cross-section;  – critical section of the nozzle; a – exit from the nozzle; a Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" PREFACE The proposed textbook is a supplement to the textbooks on the disciplines "Theory, calculation and design of rocket engines" and "Testing and ensuring the reliability of rocket engines." It is devoted to liquid-propellant rocket engines (LPREM), which are the executive bodies of active control systems for spacecraft. The need to write this manual is dictated by the fact that the currently known educational literature on rocket engines does not sufficiently fully reflect the distinctive features of the theory of the working process, design and construction of liquid propellant rocket engines. The methodology for experimentally obtaining static and dynamic characteristics and efficiency parameters, by which the degree of perfection of the engine being developed and its competitiveness on the world market is assessed, is practically not covered. Guided by the desire to implement innovative technologies in the process of training future specialists, the authors summarized in the manual the experience of setting up liquid rocket engines for the design operating mode, preparing and conducting experiments in conditions close to space ones, determining the required characteristics in continuous and pulsed modes, processing experimental data and analyzing the results obtained . The manual discusses the features of working processes and the design of low-thrust liquid-propellant rocket engines using single-component and self-igniting two-component fuel, methods and means of measuring and recording their parameters, experimental equipment for ground and high-altitude tests Liquid propellant rocket engine. This information allows you to prepare the student for the practical implementation of experimental studies of the working process of the liquid propellant rocket engine. A methodology for manual and automated processing of information obtained during studies of liquid propellant rocket engines in continuous and pulsed operating modes, as well as methods for statistical analysis of experimental data, are outlined. This allows the student to independently perform initial processing of engine test results. Theoretical information on the static and dynamic characteristics of liquid propellant rocket engines is presented, the features of assessing the characteristics of the pulsed operation of low-thrust liquid propellant rocket engines in the single-start mode are shown, methods for experimentally determining the main characteristics of liquid propellant rocket engines are described, and the experimental characteristics of liquid propellant rocket engines are analyzed. Methodologically, the manual is structured taking into account the solution of specific research problems. Each section is logically and structurally completed and focused on practical application as additional material necessary for laboratory work, independent work, coursework and diploma design. 8 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency INTRODUCTION To successfully perform the ever-increasingly complex tasks facing spacecraft for various purposes, you need to be able to effectively control these devices in outer space. Spacecraft control systems perform the following functions:  eliminate disturbances that inevitably arise when the spacecraft is separated from the launch vehicle, i.e. carry out initial calming of the apparatus;  orient the spacecraft in a given coordinate system;  maintain the orientation of the spacecraft with the required accuracy;  stabilize the position of the spacecraft while the device performs various corrective, braking and unloading functions;  perform software turns of the spacecraft necessary to solve the assigned tasks;  adjust the speed and flight path of the spacecraft;  carry out angular and linear movements of the spacecraft during the maneuver;  perform mooring and docking;  brake the spacecraft during descent;  create the required overloads on board the spacecraft. The executive bodies of rocket control systems for spacecraft are low-thrust liquid rocket engines (LPREM). Thus, the manned spacecraft "Soyuz TM" is equipped with 14 liquid propellant rocket engines with a thrust of 135 N and 14 engines with a thrust of 25 N. This training manual provides general information about liquid propellant rocket engines and their classification, and discusses the distinctive features of the design, organization of the work process, operating modes and characteristics. The manual is intended for students of the aircraft engines department studying in the specialty 160302 Rocket engines. It is necessary for students when completing coursework in the academic discipline “Theory, calculation and design of rocket engines” and graduation projects. 9 Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" 1. GENERAL INFORMATION ABOUT LOW THRUST LIQUID ROCKET ENGINES 1.1. Liquid rocket engines and their classification According to GOST 22396, a low-thrust liquid-propellant rocket engine (LPREM) is a liquid-propellant rocket engine with a thrust from 0.01 to 1600 N, capable of operating in both continuous and pulsed modes and used as an executive element of the spacecraft control system. Figure 1 shows the classification of low-thrust liquid rocket engines. LPRE 1 1 With displacement fuel supply With pump fuel supply 2 1 Two-component 2 1 One-component Self-igniting fuel 3 1 Non-self-igniting fuel Catalytic 4 1 Thermocatalytic Fig. 1. Classification of liquid propellant rocket engines It is carried out according to the following criteria: 1 1 10 – method of fuel supply; With additional electr. RT heating Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency 2 − number of fuel components; 3 1 – ability of fuel components to self-ignite; − method of decomposition of single-component fuel. 4 1 According to the method of supplying fuel components, LPRE can be with pumping and displacement fuel supply. The advantage of displacement fuel supply systems is their relative structural simplicity, but their main disadvantage is the significant mass of the propulsion system due to the high pressure in the fuel tanks, which exceeds the pressure in the combustion chamber of the liquid propellant rocket engine. The disadvantage of turbopump supply systems is the significant complexity of the turbopump unit (TPA). The most efficient fuel supply system for a liquid rocket engine is considered to be the one that, for a given total impulse of the spacecraft propulsion system I , will provide a smaller mass of the propulsion system in the fueled state m propulsion system, i.e. the maximum value of the ratio I  m DC in the absence of other restrictions (costs, development time, etc.). A comparative analysis of the energy and mass parameters and characteristics of propulsion systems with displacement and pump fuel supply showed that in conditions of outer space and low pressure in the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, liquid propellant propulsion systems with a displacement supply system are the most optimal today. In outer space, at low ambient pressure, it is possible, even at low pressure in the combustion chamber, to obtain a sufficiently high specific thrust impulse due to a significant degree of expansion of the working fluid in the nozzle. Based on the number of fuel components, LPREs can be single-component or two-component. Single-component liquid rocket engines use thermal energy released during the exothermic decomposition reaction of single-component liquid rocket fuel. The decomposition products, heated by this heat to a high temperature, are the working fluid of the LPRE chamber. Based on the ability of two-component fuel components to self-ignite, two-component liquid propellant rocket engines can be used with self-igniting and non-self-igniting liquid fuel. 11 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Two-component liquid propellant rocket engines using self-igniting fuel are currently the most widespread in active spacecraft control systems. The standard fuel for them is nitrogen tetroxide (N2O4) and unsymmetrical dimethylhydrazine (H2N−NH(CH)3. According to the method of fuel decomposition, single-component LPRE are catalytic, thermocatalytic, and with additional electrical heating of the working fluid. In catalytic LPRE, the conversion of fuel into gaseous products of a chemical reaction decomposition is carried out with the help of a catalyst. In thermocatalytic liquid propellant rocket engines, forced heating of the catalyst is performed to increase its chemical activity. This leads to increased efficiency and improved dynamic characteristics of the engine. A combination of thermocatalytic and electrically heated low-thrust rocket engines is possible, in which, in addition to the chemical energy of the fuel, electrical energy is used for additional heating of either the fuel or decomposition products, i.e. working fluid. A spacecraft's propulsion system may include several dozen liquid propellant rocket engines. For example, the combined propulsion system of the service module of the Mir station included 32 liquid propellant rocket engines with a thrust of 135 N. Therefore, reducing the overall dimensions and weight of the liquid propellant rocket engine, as well as all units of the spacecraft liquid propellant rocket engine, is of great importance. 1.2. Distinctive features of the LPRE An important distinctive feature of the LPRE is the low level of thrust in continuous operation. The amount of engine thrust is determined, first of all, by its purpose and function in the spacecraft control system. To date, engines of this class have been created that develop a thrust of several tenths of a newton up to 1600 N. The second distinctive feature of liquid propellant rocket engines is that they must operate reliably in both continuous and pulsed modes. The engines of the active attitude control system of the spacecraft are required to operate up to several hundred thousand times, and depending on the control tasks, the duration of one engine activation can vary from several hundredths and even thousandths fractions of a second to tenths of it. These engine starts can occur at different frequencies (duty cycle). If the engines are used to correct speed or orbit, then they operate continuously from several seconds to several minutes. Such a wide range of pulsed and continuous modes is provided by liquid propellant rocket engines operating on self-igniting two-component fuel nitrogen tetroxide (AT) and unsymmetrical dimethylhydrazine (UDMH). Creating a perfect low-level liquid propellant rocket engine that operates with a high degree of efficiency in both continuous and pulsed modes represents a very complex technical problem. The main difficulty lies in the low values of fuel consumption in liquid propellant rocket engines, which in continuous modes, depending on the thrust rating, range from fractions of g/s to several tens of g/s. In pulse modes, the amount of fuel consumed per pulse is much less than the consumption in continuous mode. Such low fuel consumption, not only during pulsed, but also during continuous operation of the engine, actually excludes the possibility of using external regenerative cooling of the chamber walls by one of the components in the LPRE due to low heat removal. As a result, for such engines the task of protecting the fire wall of the engine chamber from burnout and erosion upon contact with high-temperature combustion products is very urgent. One of the possible ways to solve this problem is to organize a low-temperature wall layer of combustion products near the fire wall of the chamber. High engine efficiency, subject to reliable internal cooling, can only be achieved by placing a large number of fuel injectors with very low component consumption on a mixing head of small geometric dimensions. Since such mixing heads are extremely complex to manufacture, a relatively small number of nozzles are usually placed on the LPRE head. As a result, the efficiency of the working process inevitably deteriorates due to the appearance in the engine chamber of large-scale uneven distribution of components across the cross section of the combustion chamber. 13 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency The mixture formation scheme in a liquid propellant rocket engine is quite typical, forming a two-zone diagram of the distribution of components. In the axial central zone (core) of the flow, a fuel mixture is created with a ratio of components close to stoichiometric, and in the near-wall zone at the fire wall, either fuel or oxidizer is supplied in excess. More often, fuel is supplied in excess. The supply of oxidizer to the combustion chamber is usually carried out through one or several nozzles, which is determined by the amount of oxidizer consumption, only to the central zone - the flow core. Fuel is supplied through nozzles located closer to the periphery of the mixing head, onto the chamber wall and into the flow core. This is done with the aim of creating a low-temperature wall layer, a high-temperature core of the flow. The number of injectors depends on the fuel consumption. They can be located in one or several rows. As engine thrust increases, fuel consumption increases, which makes it easier to solve the problem of cooling the fire wall of the chamber. In addition, there is an opportunity, favorable for increasing engine efficiency, to supply the remaining part of the fuel from cooling costs directly to the central flow area, placing the corresponding nozzles here. The third distinctive feature of liquid propellant rocket engines is the need to operate reliably in outer space conditions for a long time, estimated in tens of years. This feature of liquid propellant rocket engines must be taken into account when designing new engines, especially when choosing structural materials and carrying out evaluation calculations for strength and reliability. It is necessary to take into account the long-term impact of all factors of outer space on the LPRE. Tests of liquid propellant rocket engines on the ground must be carried out on special stands that simulate the conditions of outer space to the maximum extent possible. The purpose of engine testing is to obtain comprehensive information that allows one to draw a conclusion about its functioning within a given range of changes in various influencing factors. Conducting an experimental study involves performing a fairly wide range of measurements of steam meters of the engine, characterizing its operation under conditions closest to operational ones. Therefore, when creating experimental equipment and means for testing, it is necessary to proceed, first of all, from the purpose of the engine, which determines the level of operating parameters, its design and other features. 1.3. Operating modes of LPRE and their classification The main distinctive feature of LPRE is their ability to operate in both continuous and pulsed modes. The continuous mode of operation of a liquid propellant rocket engine is considered to be the mode of a single engine start of such duration, starting from which the specific thrust impulse practically becomes independent of the time the engine is turned on. For the majority of created and operated two-component liquid propellant rocket engines, the minimum switching duration from which continuous mode begins is in the range from 0.5 to 1.0 s. The maximum duration of continuous operation can be tens of minutes. The pulse mode of operation is the mode of repeated short-term switching on of a liquid propellant rocket engine, in which the specific thrust impulse in the general case depends on the switching time, the order pulse in the series and the switching frequency. For most existing two-component liquid propellant rocket engines, the switching time in pulsed operating mode ranges from 0.02 to 1.00 s. Pulse operating modes of liquid propellant rocket engines, based on the dependence of the specific thrust impulse on the serial number of inclusion in the series, are:  steady;  unsteady. A pulsed mode of operation of a liquid propellant rocket engine is considered to be steady, in which the specific thrust impulse does not depend on the sequence number of activation. In the unsteady pulse mode of operation of a liquid propellant rocket engine, the specific thrust impulse depends on the serial number of its activation. 15 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency A large place in the operating cyclogram is occupied by the mode of single switching on of the liquid propellant rocket engine. The mode of single switching on of the liquid propellant rocket engine is a pulsed mode of engine operation with pauses between switching ons, during which the engine returns to its original state. The valve cavities in the engine are completely emptied and the initial thermal state of the structural elements is established. The specific thrust impulse in the single switching mode has the minimum value among all pulsed operating modes at the same switching time. Pulse operating modes of liquid propellant rocket engines according to the type of relationship between individual inclusions are:  with coupled pulses;  overlapping impulses. The operating mode of a liquid propellant rocket engine with coupled pulses is a pulsed mode in which thermal energy is exchanged between individual inclusions, i.e. The engine does not have time to cool down to the initial temperature during the pause. In this mode, the specific thrust impulse will increase from impulse to impulse. The pulse mode of operation of a liquid propellant rocket engine with overlapping pulses is distinguished by the fact that not only thermal energy is exchanged between individual inclusions, but also the working fluid (mass), since The engine chamber does not have time to be completely emptied of combustion products from the previous start-up, and fuel from the next engine start-up begins to flow into it. The specific thrust impulse in this mode will increase from impulse to impulse more significantly and faster than in the mode with coupled impulses. The cyclic operating mode of a liquid propellant rocket engine consists of combinations of continuous and pulsed modes that are repeated during operation. The cyclic mode is used when the spacecraft performs the same orientation, maneuver and correction operations. 1.4. Design and principle of operation of a single-component LPRE Single-component LPRE is simpler than two-component ones in design, cheaper and more reliable, but inferior to them in specific and dynamic parameters. Operating single-component LPREs have a lower thrust level of 0.09 N, and for two-component LPREs - 5 N. The number of starts and operating time for them are approximately the same as for two-component LPREs. The fuel of the majority of created and operated single-component LPREs is hydrazine (N2H4) or hydrogen peroxide (H2O2). Let's consider the design and operating principle of a single-component hydrazine liquid propellant rocket engine, the design diagram of which is shown in Fig. 2. The engine has a displacement fuel supply. It consists of an electromagnetic fuel valve 4, a chamber 16, a separator 9, a housing 10, a thermal resistance 11 and thermal insulation 17. Liquid hydrazine from the fuel tank under the required pressure is supplied through a pipeline of the storage and supply system to the inlet fitting 1 of the electromagnetic fuel valve 4. At the required moment, the spacecraft control system generates a control electrical signal to turn on the liquid propellant rocket engine. This signal is supplied to the electrical winding 5 of the electromagnetic valve 4. After a period of time equal to the time when the valve begins to open, the valve opens and hydrazine, through separator 9 and thermal resistance 11, which is a thin tube, begins to flow into the engine chamber 16. At the sprayer 12, hydrazine disintegrates into small drops and with the help of distributor 13 with a fairly uniform flow rate diagram it is supplied to the catalytic package 14. The catalyst is capable of decomposing hydrazine at room temperature, however, with increasing catalyst temperature, the dynamic parameters of the liquid propellant rocket engine improve. Therefore, the catalytic package is heated during the pause between engine starts by electric heater 15. To prevent the heated catalyst from cooling too much during the pause, the engine chamber is covered with thermal insulation 17 (see Fig. 3). The catalyst is porous grains of aluminum oxide measuring 1.0...2.5 mm with a highly developed surface, coated with iridium, one of the best initiators of hydrazine decomposition. It has high catalytic ability and heat resistance, low thermal expansion, good thermal conductivity and mechanical properties, 1 2 3 4 5 Fig. 2. One-component hydrazine liquid propellant rocket engine: 1 – fitting; 2 – throttle; 3 – filter; 4 – solenoid valve; 5 – electrical winding; 6 – valve spring; 7 – electromagnet armature; 8 – sealing element of the valve pair; 9 – separator; 10 – body; 11 – thermal resistance; 12 – sprayer; 13 – distributor; 14 – catalytic package; 15 – electric heater; 16 – camera; 17 – thermal insulation; 18 - nozzle 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 The catalyst is porous grains of aluminum oxide 1.0...2.5 mm in size with a highly developed surface, coated with iridium, one of the best initiators of hydrazine decomposition. It has high catalytic ability and thermal stability, low thermal expansion, good thermal conductivity and mechanical properties. When hydrazine enters the catalytic package 14, it intensively decomposes in accordance with the reaction equation 18 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency N2H4 → 4 1  x  NH3 + 1 1  2 x  N2 + 2 x H2, 3 3 (1) where x is the degree of ammonia decomposition, which determines the content of N2 and H2 in the decomposition products. The degree of decomposition of ammonia varies widely. It is mainly determined by the method of organizing the components of the working process of hydrazine decomposition in the chamber, the properties and temperature of the catalyst. For example, thermal decomposition at a chamber temperature of 550 K gives x  0.06. Figure 3 shows the dependences of the ideal I y. p. id, specific impulse in puε = 1000 m/s T, K stote I y. p. id at two degrees of expansion of the RT in the nozzle   20 and 1000 and the temperature of the hydrazine decomposition products T on the degree of ammonia decomposition x. It can be seen that hydrazine-powered liquid propellant rocket engines have a fairly low actual specific thrust impulse (I< 2400 м/с). Это го- 2200 2400 ε=20 2000 2000 1800 1600 Т 1600 1200 1400 0 0,2 0,4 0,6 0,8 x 800 Рис. 3. Зависимости идеального удельного ворит об их низкой эконо- импульса в пустоте и температуры продукмичности по сравнению с тов разложения гидразина от степени разЖРДМТ на двухкомпо- ложения аммиака нентных топливах. Гидразин по I у. п. ид превосходит перекись водорода, у которой при концентрации 97% I у. п. ид =1800 м/с. Гидразиновые двигатели имеют преимущество и в эксплуатации, т.к. перекись водорода может разлагаться при контакте со многими конструкционными материалами, грязью, жиром. У гидразиновых ЖРДМТ тягой менее 0,4 Н диаметр сопла форсунки, подающей в камеру и распыляющей жидкий гидразин, очень 19 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мал. Появляется возможность засорения форсунки, поэтому в некоторых двигателях гидразин до подачи в камеру газифицируют. Имеются конструкции однокомпонентных ЖРДМТ, где через катализатор пропускается 10…15 % расхода топлива, а основная часть расхода гидразина разлагается в камере за счет нагрева его продуктами каталитического разложения. Уменьшается масса дорогостоящего пакета катализатора и двигателя. Несмотря на низкую экономичность по сравнению с двухкомпонентными двигателями, использование гидразиновых ЖРДМТ тягой 0,1…0,4 Н вполне оправдано, поскольку изготовление двухкомпонентных ЖРДМТ с такой тягой сопряжено с большими техническими и технологическими трудностями. 1.4. Устройство и принцип работы двухкомпонентного ЖРДМТ Двухкомпонентные ЖРДМТ нашли в настоящее время наибольшее распространение по сравнению с однокомпопнентными, т.к. они превосходят последние по удельным и динамическим параметрам. Выбор топлива для ЖРДМТ значительно ограничен из-за ряда отличительных особенностей рабочего процесса и эксплуатации по сравнению с маршевыми ЖРД. Современные двухкомпонентные ЖРДМТ используют в качестве окислителей азотный тетраоксид (N2O4, АТ) или кислород (O2), а в качестве горючих − несимметричный диметилгидразин (H2N−N(CH3)2, НДМГ), гидразин (N2H4), монометилгидразин (H2N−NH(CH3)) керосин (C7,21H13,29), этиловый спирт (C2H5OH), водород (H2). Штатным топливом двухкомпонентных ЖРДМТ является АТ и НДМГ. Реализуемый нижний уровень тяги составляет 0,4 Н, минимальная длительность включения − 30 мс, число включений достигает миллиона, а общее время работы − десятки часов. Если используются несамовоспламеняющиеся топлива, то для воспламенения топливной смеси в камере сгорания при запуске двигателя применяются, главным образом, электроискровые, пьезоэлектрические или калильные системы воспламенения. В качестве примера конструкции двухкомпонентные ЖРДМТ на рисунке 4 показан общий вид двигателя 11Д428АФ-16 тягой 135 Н 20 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» разработки ФГУП НИИМАШ. Этот двигатель использовался в составе орбитальных пилотируемых станций «Салют» и «Мир», применялся в служебном модуле «Звезда МКС, в пилотируемых космических аппаратах серии «Союз» и грузовых серии «Прогресс», астрофизической обсерватории «Гамма». Рассмотрим устройство двухкомпонентного ЖРДМТ, 1 конструкция которого пред2 ставлена на рис. 5, и принцип 3 его работы. Двигатель работает на са4 мовоспламеняющихся компо5 нентах топлива АТ и НДМГ и имеет вытеснительную подачу 6 топлива. Он состоит из двух иден7 тичных электромагнитных клапанов окислителя и горю8 чего 1, смесительной головки 9, камеры сгорания 15 и сверхзвукового сопла 16. Жидкие АТ и НДМГ из топливных баков под необходимым давлением подводятся по трубопроводам системы хранения и подачи к входным штуцерам 1 электромагнитРис. 4. ЖРДМТ 11Д428А: ных топливных клапанов 3. 1 − трубопровод подачи окислителя; 2 − В требуемый момент ситрубопровод подачи горючего; 3 − сигналистема управления КА вырабазатор давления; 4 − штепсельный разъем; 5 − пенопластовая теплоизоляция; 6 − тывает управляющий элексмесительная головка; 7 − камера сгорания; трический сигнал на включе8− сверхзвуковое сопло ние ЖРДМТ. Этот сигнал подается на электрическую обмотку 4 электромагнитных топливных клапанов. Через промежуток времени, равный времени задержки начала открытия клапаны горючего и окислителя открываются. НДМГ поступает через дроссельную диафрагму 8 в корпус смесительной головки 9 и через каналы смесительной головки подается в 21 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Ок Г 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Рис. 5. Двухкомпонентный ЖРДМТ на АТ и НДМГ: 1 − штуцер; 2 − фильтр; 3 − электромагнитный клапан; 4 − электрическая обмотка; 5 − пружина клапана; 6 − якорь электромагнита; 7 − уплотнительный элемент клапанной пары; 8 − дроссельная диафрагма горючего; 9 − корпус; 10 − полость СТР; 11 − трубопровод СТР; 12 − двухкомпонентная центробежная форсунка; 13 − втулка окислителя; 14 − струйная форсунка окислителя; 15 − камера сгорания; 16 − сверхзвуковое сопло. 22 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двухкомпонентной центробежной форсунке 12. Точно также, но через клапан горючего, к двухкомпонентной форсунке 12 подается АТ. В рассматриваемом ЖРДМТ смесеобразование в центре камеры сгорания (ядре потока) осуществляется одной жидкостной двухкомпонентной центробежной форсункой с внутренним смешением компонентов. Внутренний контур двухкомпонентной форсунки представляет собой центробежную шнековую форсунку горючего закрытого типа, а наружный контур − центробежную тангенциальную форсунку окислителя открытого типа. Смешение компонентов топлива начинается уже внутри двухкомпонентной форсунки на выходе из камеры закручивания наружнего контура, представляющего собой форсунку окислителя. Такая одна двухкомпонентная центробежная форсунка обеспечивает достаточно хорошее смешение компонентов в ядре потока камеры сгорания при соотношении компонентов, близком к стехиометрическому. Компоненты топлива АТ и НДМГ самовоспламеняющиеся, поэтому, попав в камеру сгорания в частично перемешанном жидком состоянии, они распыляются, перемешиваются, нагреваются, испаряются, перемешиваются в газовой фазе и воспламеняются через время, равное периоду задержки самовоспламенения  з. в. При сгорании топлива его химическая энергия преобразуется в тепловую, которая подводится к образовавшимся продуктам сгорания, нагревая их до высокой температуры. Эта высокотемпературная газовая смесь продуктов сгорания топлива поступает в сверхзвуковое сопло 16. Здесь рабочее тело ускоряется. Его потенциальная и тепловая энергии преобразуются в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, вытекающей из сопла со сверхзвуковой скоростью и создающей реактивную силу тяги. Очевидно, чем меньше  з. в, тем экономичнее работает ЖРДМТ в импульсном режиме. Тепловая защита огневой стенки камеры сгорания и сопла осуществляется в рассматриваемом ЖРДМТ созданием низкотемпературного пристеночного слоя продуктов сгорания, а на начальном участке камеры сгорания организацией завесного охлаждения жидким окислителем. Это достигается подачей жидкого азотного тетраоксида через струйные форсунки смесительной головки 14 (см. рис.5) непосредственно на огневую стенку камеры сгорания. 23 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В настоящее время разрабатываются двухкомпонентные ЖРДМТ на газообразных водороде и кислороде разных номиналов тяг, имеющие лучшие удельные и динамические параметры и характеристики по сравнению с ЖРДМТ на АТ и НДМГ. Кислород и водород предполагается получать на борту КА из воды . 24 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРДМТ Характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя. Зависимости, связывающие указанные параметры при работе двигателя на установившемся режиме работы, называют статическими характеристиками, а на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный − динамическими. К выходным параметрам ЖРДМТ относятся тяга, импульс тяги, удельный импульс тяги и другие. К внешним параметрам − давление и температура компонентов топлива на входе в двигатель, их плотность, давление, температура и влажность окружающей среды, температура конструкции, положение регулирующих органов. Внутренними параметрами ЖРДМТ являются давление в камере сгорания, массовые расходы, соотношение компонентов топлива и другие параметры внутрикамерных процессов, отклонение размеров и формы гидравлических трактов агрегатов и трубопроводов от проектных, точность изготовления элементов двигателя, чистота обработки поверхностей деталей и т.д. Наиболее существенное влияние на тягу, импульс тяги и удельный импульс ЖРДМТ оказывают следующие параметры:  массовый расход топлива;  давление в камере сгорания;  соотношение компонентов топлива;  давление окружающей среды или, что тоже самое, высота полета (орбиты);  длительность включения двигателя;  порядковый номер следования импульса;  частота следования импульсов. 2.1. Статические характеристики Наибольший практический интерес представляют три статические характеристики ЖРДМТ:  по составу топлива; 25 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  дроссельная;  высотная. 2.1.1. Характеристика по составу топлива Характеристика ЖРДМТ по составу топлива − это зависимость тяги, импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от соотношения компонентов или коэффициента избытка окислителя при постоянных давлениях в камере сгорания и окружающей среды. В формализованном виде это запишется P, I и, I у  f Km  или P, I и, I у  f  ок  при pк, pн  const . (1) Жидкостный ракетный двигатель рассчитывается на некоторый определенный состав топлива, отвечающий номинальным значениям давлений окислителя pвх. ок и горючего pвх. г на входе в двигатель. В условиях эксплуатации возможно отклонение этих значений давлений от номинальных, что приводит к изменению состава топлива и, как следствие, к изменению выходных параметров двигателя. Существенное изменение состава топлива, а значит и выходных параметров, наблюдается в ЖРДМТ, имеющих низкое давление в камере сгорания, и, следовательно, более низкие значения давлений подачи компонентов топлива. Двухкомпонентное жидкое топливо состоит из окислителя и горючего. Горючим называют компонент топлива, содержащий преимущественно элементы с электроположительной валентностью (H, C, B, Al) и некоторые другие. Окислителем − преимущественно элементы с электроотрицательной валентностью (O, F, Cl) и некоторые другие. Компоненты топлива могут подаваться в камеру двигателя с любым массовым расходом, определяя действительный состав топливной смеси в камере сгорания. Фактический (действительный) состав топливной смеси в камере сгорания ракетного двигателя определяется массовым действительным соотношением компонентов Km  26 m ок, m г (2) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  ок и m г − массовые расходы окислителя и горючего в камеру где m сгорания ЖРДМТ соответственно. Чаще на практике для определения состава топлива используется коэффициент избытка окислителя  ок, представляющего собой отношение массового действительного соотношения компонентов K m к массовому стехиометрическому соотношению компонентов K mo:  ок  Km . K mo (3) Стехиометрическое массовое соотношение компонентов  ок, г K mо  æo (4) где æo − мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива, ок и г − молярные массы окислителя и горючего соответственно. На практике для описания состава топлива удобнее пользоваться коэффициентом избытка окислителя. При стехиометрическом соотношение компонентов  ок  1 . Когда  ок  1 , топливная смесь содержит в избытке окислитель, а когда  ок  1 , − горючее. Коэффициент избытка окислителя особенно удобен для сравнения термодинамических характеристик различных ракетных топлив. Мольное стехиометрическое соотношение компонентов топлива o æ равно количеству молей окислителя, которое необходимо подать на один моль горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного моля горючего. Если имеются условные химические формулы окислителя и горючего, то величина æo определяется, по уравнению m æ  о b  b  i 1 m i 1 i. г i , (5) i . ок i 27 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m где b i 1  − число свободных электроположительных валентно- i. г i m стей в одной молекуле горючего; b i 1  − число свободных элект- i . ок i роотрицательных валентностей в одной молекуле окислителя;  i − высшая валентность i -го химического элемента; bi. ок и bi. г − число атомов i -го химического элемента в условной молекуле окислителя и горючего соответственно. Массовое стехиометрическое соотношение компонентов топлива о K m равно количеству килограммов окислителя, которое необходимо подать на один килограмм горючего, чтобы произошло полное замещение валентностей горючих элементов валентностями окислительных элементов т.е. произошло полное сгорание этого одного килограмма горючего. Состав топливной смеси, соответствующий такому соотношению компонентов топлива называется стехиометрическим. Стехиометрической топливной смеси соответствует наибольший тепловой эффект окислительно-восстановительной реакции (реакции горения), протекающей в камере сгорания между компонентами топлива. Состав топлива определяет количество тепла, выделившегося в камере сгорания при его сжигании, химический состав продуктов сгорания, их молекулярную массу и температуру, т.е. работоспособность рабочего тела, поступающего из камеры сгорания в сопло. При отклонении значения массового действительного соотношения компонентов K m от стехиометрического K mo тепловой эффект реакции горения топлива уменьшается. Это объясняется наличием в топливной смеси избыточных окислительных элементов при K m >K mo ( ok > 1) or combustible elements at K m< K mo ( ок < 1), не принимающих участия в химической реакции горения. Если бы в результате горения топлива действительно образовывались только продукты полного окисления, то стехиометрической топливной смеси соответствовала бы максимальная температура продуктов сгорания. Она могла бы достигать чрезвычайно высоких значений. Так, например, для стехиометрической смеси H2 и O2 тем28 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» пература недиссоциированных продуктов сгорания составила бы 7250 К. Однако реально на практике максимальные температуры продуктов сгорания жидких ракетных топлив не превышают 3500…4500 К. Это объясняется тем, что при температурах выше 2000…2500 К начинается диссоциация продуктов сгорания. Если в продуктах сгорания содержатся вещества, H2O, CO2, H2, O2, то в рабочем теле будут протекать следующие реакции диссоциации: H2O <=>H+OH; CO2<=>CO + O; H2<=>H+H; O2<=>O + O. At higher temperatures in the working fluid, along with dissociation reactions, ionization reactions also begin to occur. Dissociation and ionization reactions are endothermic, i.e. they come with the absorption of heat, which leads to a decrease in the temperature of the combustion products at the entrance to the nozzle and a shift in the maximum temperature, and for most liquid rocket fuels in the range of values K m< K mo ( ок < 1) (см. кривые на рис. 5). Степень диссоциации продуктов сгорания при данном составе топлива зависит от давления в камере сгорания Без диссоциации T прдуктов сгорания pк. При повышении давления количество степень диссоциации продуктов сгорания С диссоциации снижается, а температупрдуктов сгорания ра их на выходе из камеры сгорания увеличиKm K mo 0 вается. Массовое соотношение компонентов, Рис. 6. Зависимость температуры продуктов при котором температусгорания от массового соотношения ра продуктов сгорания компонентов топлива достигает максимума, приближается к стехиометрическому его значению. 29 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» От состава топлива, определяемого массовым действительным соотношением компонентов K m или коэффициентом избытка окислителя  ок, зависят состав рабочего тела, его термодинамические и теплофизические свойства, а значит и выходные параметры двигателя такие как тяга на непрерывном режиме импульс тяги при коротком включении, удельный импульс тяги и другие. Удельный импульс тяги ЖРДМТ на непрерывном режиме Р (р  рн) Fа, (6)  wa  а т т  − массовый расход топлива; Fа − плогде P − тяга двигателя; т щадь сечения сопла на выходе; pa − статическое давление РТ на Iу  срезе сопла; pн − давление окружающей среды; wа − скорость продуктов сгорания в выходном сечении сопла. На расчетном режиме, когда pa  pн имеем I у. р  wa . (7) Из выражений (6) и (7) видно, что значение I у определяется в основном величиной скорости wа, причем зависимость I у  f ( ок) аналогичена зависимости wа  f ( ок) . Из газовой динамики уравнение для определения скорости рабочего тела в выходном сечении сопла Лаваля имеет вид: wа  n 1   n   n   pa   , Rо. с Tо. с 1   pо. с   n 1     (8) где n − средний показатель изоэнтропы расширения; Rо. с − удельная газовая постоянная рабочего тела по параметрам торможения на входе в сопло; To. c − температура торможения продуктов сгорания на входе в сопло; ро. с − давление торможения на входе в сопло; ра − статическое давление РТ в выходном сечении сопла. 30 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Из выражения (8) следует, что при определенном значении степени расширения рабочего тела в сопле Iу,   ро. с ра скорость истечения wа и, соответственно, удельный импульс тяги I у зави- To. c , сят от состава рабочего тела (n), его газовой постоянной Rо. с и температуры To. c c , Iу Ro. c , To. c n c Ro. c на входе в сопло. Изменение этих величин Rо. с To. c и n от коэффициента избытка окислителя  ок показано на рис.6. Оно приводит к тому, что удельной импульс тяги I у достигает мак- n   ок  1,0  ок  ок Рис. 7. Зависимость удельного импульса тяги Iу, температуры торможения РТ на входе в сопло To.c, молярной массы µс, газовой постоянной продуктов сгорания Roc, от коэффициента избытка окислителя αок. симального значения  , который меньше по вепри коэффициенте избытка окислителя  ок  , соответствующего максимальной темпеличине коэффициента  ок ратуре продуктов сгорания To. c . Сдвиг обусловлен ростом удельной газовой постоянной рабочего тела Rо. с при уже начавшемся снижении его температуры To. c , когда движение осуществляется в сторону снижения  ок, а значит увеличения в топливной смеси избытка горючего. Зависимости I у  f ( ок) и Tо. с  f ( ок) имеют при этом качественно одинаковый характер. 31 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для большинства ЖРТ, используемых в настоящее время в ЖРД, максимум I у лежит в диапазоне значений  ок  0,70…0,95, хотя, например, для топлива жидкие кислород и водород удельному импульсу тяги I у достигает максимума при  ок  0,4. Зависимости I у  f ( ок) индивидуальны для каждого топлива ной пары, причем даже для конкретного топлива значения I у  f ( ок) существенно зависят от давления в камере сгорания рк и степени расширения продуктов сгорания в сопле   рк ра. В справочнике приведены результаты расчета термодинамических и теплофизических свойств продуктов сгорания двухкомпонентных жидких ракетных топлив и идеальных удельных параметров ЖРД в широком диапазоне значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания, и степеней расширения рабочего тела в сопле. Уравнения, описывающие зависимости удельного импульса тяги I у и других удельных параметров двигателя от коэффициента избытка окислителя, получены для идеального ЖРД, в котором отсутствуют все вида необратимых потерь энергии к камере сгорания и сопле, являются идеальными характеристиками ЖРД по составу топлива. Для конкретного двигателя (если известна площадь минимального сечения FM и степень расширения сопла Fа  Fa / Fм лег- ко можно получить идеальную зависимость тяги Р  f () . Для этого по данным термодинамического расчета определяется значе , по которой получают расход ние удельной площади f M  FM / m  . Тяга двигателя определяется по формуле Р  m IуТ. топлива m Реальная характеристика ЖРД по составу топлива из-за несовершенства рабочих процессов, происходящих в камере двигателя, отличается от идеальной, причем наиболее значительны эти отличия для ЖРДМТ. Расчетное определение реальной характеристики для ЖРДМТ в настоящее время не представляется возможным. Единственный способ определения этой характеристики − экспериментальный. 32 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В то же время идеальные зависимости параметров ЖРДМТ от состава топлива дают достаточно достоверное представление об относительном изменении параметров ЖРДМТ и могут быть поэтому использованы при проектировании двигателей. 2.1.2. Дроссельная характеристика Дроссельная характеристика ЖРДМТ является основной статической эксплуатационной характеристикой. Еѐ называют также расходной или регулировочной, подчеркивая этим возможность регулирования величины тяги двигателя. Дроссельная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давле при ния в камере сгорания рк или массового расхода топлива m постоянном составе топлива и давлении окружающей среды рн. В формализованном виде это запишется:   при Km , pн  const . (9) P, I од, I у  f  рк  или P, I од, I у  f m Теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, совпадающую с характеристикой камеры, рассчитывают по уравнениям для тяги и удельного импульса камеры:  wa  pa Fa  pн Fa  Pп  pн Fa , (10) Pm I у  I у. п  pн Fa , m (11) где wa , pa − скорость и статическое давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла соответственно; Fa − площадь выходного сечения сопла; рн − давление окружающей среды; Рп и I у. п − тяга и удельный импульс тяги в пустоте. Учитывая выражения для:  коэффициента тяги сопла в пустоте KТ. п  I у. п Рп  , ро. м Fм с с (12) 33 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  коэффициента сопла с  KТ. п KТ. п. ид, (13)  давления торможения в минимальном сечении сопла (14) pо. м   f  c pк, где  с − коэффициент расхода сопла; c − характеристическая скорость в камере; рк − давление в камере сгорания на входе у смесительной головки; Fм − площадь минимального сечения сопла;  f  ро. с рк,  с  ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно, выражение (10) запишется: P  с c  f  c Fм KТ. п. ид pк  pн Fa . (15) Установим связь между массовым расходом топлива и давлением в камере сгорания, используя понятие характеристической скорости в камере. ро. м Fм с, m с  f  c Fм pк с  откуда m  к с ид (16) , (17) где к  с с ид − коэффициент камеры сгорания. Тогда выражение (11) окончательно запишется  Fa pн  . I у  к с ид  c KТ. п. ид   с  f  c Fм pк   (18) Для камеры ЖРДМТ постоянной геометрии величины KТ. п. ид, с ид, с,  f ,  c , к, c можно считать постоянными для всех режимов работы. Это допущение приводит к ошибкам не превышающим 3%. В этом случае можно записать: Р  Арк  рн Fa , (19) Iу  B  C 34 pн p  I у. п  С н, рк рк (20) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»   D pк, (21) m где A, B, C, D − постоянные величины. Построим на рис. 8 теоретическую дроссельную характеристику ЖРДМТ, используя полученными зависимостями (19) и (20). Р, Iу I у. п (H= ∞) I у (H=const) I у (H=0) Рп (H= ∞) Р (H=const) Р (H=0) рнFa рк. min m min  рк. отр m  отр. рк. max m max  рк m  Рис. 8. Дроссельная характеристика ЖРДМТ  pн  0 , 1. H   тогда Рп  А рк − прямая пропорцио- нальная зависимость, а I у. п  В − удельный импульс в пустоте постоянен и не зависит от давления в камере сгорания. 2. H  0 pн  pн. max , тогда Р  Рп  рн Fa  А рк  рн Fa −   линейная зависимость, представляющая собой прямую, параллельную прямой Рп  А рк и смещенную от неѐ вниз на величину pн Fa . 35 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Iу  В  С рн E , где Е=const − уравнение гиперболы с  В рк рк асимптотами: 1) I у  I у. п при рк → ∞; 2) рк = 0 − ось ординат при рк → 0 (I у → − ∞). 3. H = const, (рн = const), тогда Р  А рк  рн Fa , Iу  В  С рн E . Имеем тоже, что и во втором случае,  В рк рк только при меньшей величине давления окружающей среды рн.  изИз уравнения (21) следует, что массовый расход топлива m меняется прямо пропорционально давлению в камере сгорания рк,  . Вид поэтому дроссельную характеристику можно построить по m характеристики при этом не меняется (см. рис. 8). Дроссельную характеристику обычно получают в виде зависимости тяги и удельного импульса от давления в камере сгорания, а не от массового расхода топлива, т.к. давление в камере сгорания нагляднее характеризует изменение режима работы двигателя и точнее может быть измерено при испытаниях. Для каждого конкретного ЖРДМТ имеется действительный диапазон реализуемой на практике дроссельной характеристики от рк. min до рк. max . Максимально допустимый (форсированный) режим рк. max (m max) определяется прочностью и жаропрочностью камеры двигателя. На него рассчитываются все агрегаты системы подачи  min) определяется порогом эффективной и топлива. Режим рк. min (m устойчивой работы камеры двигателя. Теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ для случая безотрывного течения продуктов сгорания по соплу построена пунктирной линией (см. рис. 8). При уменьшении рк снижается давление на срезе сопла ра. Если отношение pa pн становится меньше 0,3…0,5, то нормальная работа сопла нарушается. В сопло входит косой скачок уплотнения и поток продуктов сгорания отрывается от стенок сопла. Критическая величина отношения pa pн 36 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» зависит от состава продуктов сгорания, типа пограничного слоя (ламинарный или турбулентный) и числа Маха потока на срезе сопла. Тяга и удельный импульс тяги ЖРДМТ возрастают, т.к. из работы выключается участок сопла, создающий отрицательную тягу изза перерасширения на нем рабочего тела. Дроссельная характеристика с отрывом потока в сопле при рк  рк. отр показана на рис. 8 сплошной линией. 2.1.3. Высотная характеристика Высотная характеристика − это зависимость тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя от давления окружающей среды рн или высоты полета H при постоянном давлении в камере сгорания рк и соотношении компонентов топлива K m , т.е. на постоянном режиме работы двигателя. В формализованном виде это запишется: P, I у  f  рн  или P, I у  f H  при pк, Km  const . (22) Важность высотной характеристики обусловлена тем, что ЖРДМТ в полете во многих случаях работает при переменном давлении окружающей среды. Теоретическая высотная характеристика ЖРДМТ с вытеснительной подачей топлива совпадает с характеристикой камеры двигателя. Построим высотную характеристику ЖРДМТ с камерой фиксированной геометрии при принятых допущениях, используя полученные ранее зависимости (19) и (20) (см. рис. 9). При безотрывном течении рабочего тела в сопле высотная характеристика описывается уравнениями: Р  Арк  рн Fa  M  Fa pн, (23) Iу  B  C pн  I у. п  N pн, рк (24) где A, B, C, M и N − постоянные величины. Из уравнений (23) и (24) видно, что с увеличением давления ок37 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ружающей среды рн тяга Р и удельный импульс тяги I у уменьшаются линейно от их значений в пустоте (см. рис. 9). Р, I у Р, I у рк. max рк. max Iу Рп рк. min Рп р н Fa рк. max рк. min Р 0 (H=∞) р н Fa I у. п рн. max рн рк. min Iу рк. max Р рк. min 0 H (H=0) (H=0) Рис. 9. Высотная характеристика ЖРДМТ: ───── − безотрывное течение РТ в сопле; − − − − − − − отрывное течение. Каждому значению рк соответствует своя высотная характеристика (см. рис. 9). При этом, чем больше давление в камере сгорания, тем меньше относительно пустотного значения снижаются тяга и удельный импульс тяги двигателя с ростом давления окружающей среды рн. Увеличение площади выходного сечения сопла Fa при pк  const ведет к росту Pп, I у. п и увеличению угла наклона линейных высотных характеристик P  f (pн) , и I y  f (pн) к оси абсцисс. При этом большему Fa соответствуют большие значения Pп I у. п. ЖРДМТ с круглым сверхзвуковым соплом (соплом Лаваля) в полете при переменном давлении окружающей среды будет иметь самый высокий удельный импульс тяги в случае регулирования 38 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» площади среза сопла Fa по определенному закону так, чтобы на любой высоте сопло работало на расчетном режиме. Для построения характеристики ЖРДМТ по высоте полета H необходимо иметь зависимость атмосферного давления от высоты рн  f H  . Эту зависимость принимают по данным стандартной атмосферы (СА) ГОСТ 4401, ИСО 2533. Выдержки из СА приведены в таблице 1. Таблица 1 Международная стандартная атмосфера Н рн км Па 0 101325 0,5 95461,3 2,0 79501,4 5,0 54048,3 7,5 38299,7 10,0 26499,9 15,0 12111,8 Н рн км Па 20,0 5529,29 25,0 2549,21 30,0 1197,03 35,0 574,592 40,0 287,143 45,0 149,101 50,0 79,7787 Зависимость атмосферного давления от высоты рн  f H  не- линейная, поэтому и высотная характеристика P, I у  f H  будет нелинейной (см. рис. 9). При росте давления окружающей среды для данного pк  const уменьшается отношение pa pн и при условиях, отмеченных ранее, может произойти отрыв потока в сопле. В этом случае изменение протекания высотной характеристики при росте рн аналогично изменению протекания дроссельной характеристики при уменьшении рк. Расчет высотной характеристики ЖРДМТ при отрыве потока в сопле может быть выполнен приближенно. 2.2. Динамические характеристики Динамическими характеристиками ЖРДМТ называют зависимости его выходных параметров от внешних и внутренних параметров, определяющих работу двигателя на неустановившихся режимах, таких как запуск, останов, импульсный. 39 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 2.2.1. Параметры ЖРДМТ в импульсном режиме Основной отличительной особенностью ЖРДМТ является их способность работать в непрерывном и импульсном режимах. В импульсном режиме работы, т.е. режиме многократных кратковременных включений, выходные параметры двигателя, такие как импульс тяги, удельный импульс и др. зависят в общем случае от времени включения двигателя, порядкового номера импульса в серии и частоты включений. Рабочий процесс двигателя носит ярко выраженный нестационарный характер. Использование выходных параметров, пригодных для установившегося режима, таких как тяга, удельный импульс тяги, массовый расход топлива, давление в камере сгорания, теряет смысл. Появляется необходимость введения подобных выходных интегральных характеристик, оценивающих работу двигателя в импульсном режиме. Важно также знание характерных времен, за которые эти скоротечные процессы в ЖРДМТ совершаются. Рассмотрим основные динамические параметры ЖРДМТ. Для этого на рис. 10 изобразим диаграмму работы ЖРДМТ в импульсном режиме. На диаграмме показаны переходные процессы, имеющие место в импульсном режиме работы ЖРДМТ, и времена их характеризующие. Эти интервалы времени и представляют собой временные динамические параметры ЖРДМТ. Показано изменение во времени  силы тока i , напряжения u на обмотках электромагнитных клапанов двигателя, давлений в магистралях горючего и окислителя на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок, тяги Р или давления в камере сгорания рк. Изменение тяги или давления в камере сгорания представлено в относительном к непрерывному режиму работы виде, т.е. Р Рн или рк рк. н. Время включения ЖРДМТ  вк представляет собой интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента его снятия, т.е. это длительность управляющего электрического сигнала на включение двигателя (см. рис. 10). 40 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рвх.г, рвх.ок рвх.г рвх.ок τвк τп u,i u Р Рн i τо.к  рк    р   к. н  τз.к τи 1,0 0,9 0,1 0 τз.в τпд τ τ0,9 Рис. 10. Диаграмма работы ЖРДМТ в импульсном режиме Пауза между отдельными включениями  п − интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных кла41 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» панов до момента подачи следующего напряжения, т.е. интервал между следующими друг за другом управляющими сигналами. Период включения двигателя (25) Т   вк   п. Отношение паузы к сумме времени включения и паузы называется скважностью включения ЖРДМТ: s п  вк   п. (25) Коэффициент заполнения импульсного режима ЖРДМТ kз   вк  вк   п. (26) Частота включения двигателя f  1 s  . T п (27) Быстродействие ЖРДМТ оценивается временами его выхода на режим и останова. Время выхода ЖРДМТ на режим  0,9 − это интервал времени от момента подачи напряжения на электромагнитные топливные клапаны до момента, когда тяга или давление в камере сгорания достигает значения, равного 0,9 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Время выхода двигателя на режим  0,9 определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их открытия  о. к, и задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ  з. в (см. рис. 10). Время открытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( о. к. ок и  о. к. г соответственно) − это интервал времени от момента подачи напряжения на клапан до момента его полного открытия. Задержка воспламенения топлива в ЖРДМТ  з. в − это интервал времени от момента начала поступления второго компонента топли42 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ва в камеру сгорания ЖРДМТ до момента воспламенения топлива, вызывающего резкий рост давления в камере сгорания (см. рис. 10). Если компоненты топлива самовоспламеняющиеся, то это задержка самовоспламенения топлива в ЖРДМТ. Время запуска ЖРДМТ  з − это интервал времени от момента подачи напряжения на электрические топливные клапаны до момента начала резкого роста давления в камере сгорания (см. рис. 10). Оно включает в себя время открытия клапанов окислителя и горючего  о. к. ок и  о. к. г, время заполнения компонентами заклапанных объемов и задержку воспламенения топлива в ЖРДМТ  з. в. С началом открытия топливных клапанов окислитель и горючее начинают поступать в заклапанные полости, заполняя их. Заклапанные полости в ЖРДМТ − это объемы магистралей компонентов от топливных клапанов до выхода из форсунок. После заполнения заклапанных полостей окислитель и горючее начинают подаваться в камеру сгорания. До этого момента времени  к, связанного с начала появления топлива в камере импульс тяги двигателем не создается. Пренебрежимо мала величина создаваемой двигателем тяги и в следующий период, обусловленный задержкой воспламенения топлива в ЖРДМТ  з. в, что объясняется задержкой воспламенения компонентов в камере сгорания в условиях практически нулевого начального значения давления. При низком давлении в камере сгорания в момент запуска двигателя величина  з. в возрастает из-за существенного снижения химической активности компонентов топлива. Время останова ЖРДМТ  п. д − это интервал времени от момента снятия напряжения с электромагнитных топливных клапанов до момента, когда тяга или давление в камере сгорания снизится до значения, равного 0,1 значения тяги или давления в камере сгорания на непрерывном режиме Рн или рк. н. Это время характеризует последействие ЖРДМТ, поэтому и обозначается  п. д. Время останова ЖРДМТ определяется быстродействием электроклапанов окислителя и горючего, т.е. временами их закрытия 43 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  з. к, временем догорания топлива, поступающего из заклапанных объемов, и опорожнения камеры сгорания от продуктов сгорания. Время закрытия электромагнитного клапана окислителя или горючего ( з. к. ок и  з. к. г соответственно) − это интервал времени от момента снятия напряжения с клапана до момента его полного закрытия. Сумма времен включения и останова представляет собой время работы ЖРДМТ  р:  р   вк   п. д. (28) В целом быстродействие двигателя зависит от скорости открытия и закрытия топливных электромагнитных клапанов, величины задержки воспламенения или самовоспламенения топлива, объема заклапанных полостей, объема и конструкции его камеры сгорания. В импульсном режиме работы результат работы двигателя определяется не тягой, а импульсом тяги, создаваемым ЖРДМТ за время работы при одном коротком включении двигателя: р  вк  п. д 0 0 I и   Р d   Р d . (29) Используется импульс тяги в пустоте I п. и, т.к. ЖРДМТ работают как правило в космическом пространстве. Определяется он по значению тяги в пустоте Рп. Удельные параметры, оценивающие эффективность работы двигателя в импульсном режиме:  Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте  вк  п. д Р п I у. п. и   вк  п. д 0  m ок 0 d  р d п   вк  п. д  m d г 0 Р d 0 р  m d  I п. и mи, (30) 0  ок m г − мгновенные массовые расходы окислителя и горючего где m в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. 44 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  Расходный комплекс  вк  п. д р Fм и   к 0  п. д вк  m р d 0 mи  m d d  ок   вк  п. д Fм  рк d , (31) г 0 0 где Fм − площадь минимального сечения сопла; рк − давление рабочего тела на входе в камеру сгорания. Коэффициент камеры сгорания и полноты удельного импульса связаны между собой следующим образом: к. и  с  f  c . и, (37) где  f и  c − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и в докритической части сопла соответственно.  Характеристическая скорость  вк  п. д с Fм си   вк  п. д р о. с 0  m ок р d   вк  п. д с Fм  ро. с d 0 mи  m d d  , (31) г 0 0 где  с − коэффициент расхода сопла; ро. с − давление торможения на выходе из камеры сгорания.  Тяговый комплекс в пустоте  вк  п. д Р п K P. п. и  d  0  вк  п. д Fм р к d I у. п. и и. (32) 0  Коэффициент тяги в пустоте 45 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  вк  п. д Р п K Т. п. и  d  0  вк  п. д р с Fм о. с d I у. п. и си. (32) 0 Для оценки совершенства рабочих процессов в ЖРДМТ, камере сгорания и сопле в импульсном режиме работы вводятся следующие коэффициенты:  Коэффициент камеры сгорания  к. и  си, с ид (33) где сид − идеальная характеристическая скорость, полученная термодинамическим расчетом идеального ЖРД.  Коэффициент полноты расходного комплекса  . и  и,(34) ид где  ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД.  Коэффициент сопла с. и  KТ. п. и KТ. п. ид, (35) где KТ. п. ид − идеальный коэффициент тяги сопла в пустоте, полученный термодинамическим расчетом идеального ЖРД.  Коэффициент удельного импульса, учитывающий все потери энергии в ЖРДМТ в импульсном режиме работы,  I. и  I у. п. и I у. п. ид  к. и с. и, (36) где I у. п.ид − идеальный удельный импульс тяги в пустоте, полученный термодинамическим расчетом. 2.2.2. Характеристика по длительности включения ЖРДМТ Характеристика по длительности включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных пара46 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» метров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от длительности включения  вк при неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: (37) I и, I у. и  f  вк  при pк. н, Km. н  const . Эта характеристика необходима для системы управления КА. Она позволяет значительно экономить топливо, расходуемое системой управления КА на ориентацию аппарата. Обобщенная экспериментальная характеристика по длительности включения конкретных ЖРДМТ, используемых в системе управления КА, заноситься в постоянную память бортового компьютера. Она используется системой управления при выработке требуемой величины управляющего импульса силы или момента, что позволяет экономить топливо на борту КА. Время включения ЖРДМТ  вк определяет величину создаваемого импульса тяги I и, массу топлива, израсходованного за одно включение, mи, а значит удельный импульс тяги в импульсном режиме I y. и, определяющий экономичность работы двигателя. Экспериментальная характеристика I y. и  f  вк  используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением КА в пространстве. Иногда эту характеристику строят не от времени включения  вк, а от времени открытого состояния топливных клапанов  кл. Эти времена однозначно связаны между собой. Характеристику I y. и  f  кл  удобнее использовать для анализа рабочего процесса ЖРДМТ на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе его доводки. Для оценки степени снижения экономичности двигателя при переходе от непрерывного к импульсным режимам применяется относительный удельный импульс тяги I y. и  I y. и / I y. н, значения которого существенно меньше единицы. Анализ показывает, что основной 47 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» причиной низких значений I y. и является наличие в ЖРДМТ заклапанных полостей и задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания  з. в (см. рис. 10). Проведем оценку влияния  з. в, на экономичность ЖРДМТ. Она может быть выполнена в предположении постоянства давлений обоих компонентов топлива на входе в двигатель на протяжении всего времени включения ЖРДМТ  вк. Используя уравнение массового расхода жидкого компонента через форсунки смесительной головки  ф  ф Fф 2 pф, m (38) где pф − перепад давления на форсунках окислителя или горючего, для работы двигателя на непрерывном режиме, можно записать:  ф  ф Fф 2 (pвх  pк.н) , m (39) где pвх и рк. н − абсолютные давления компонентов топлива на входе в двигатель и в камере сгорания на непрерывном режиме соответственно. Для понимания физической картины рабочего процесса изобразим на рис. 11 диаграмму работы ЖРДМТ в режиме короткого единичного включения при различных длительностях включения двигателя  вк. На участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания  з. в давление в камере сгорания двигателя рк близко к нулю, поэтому можно записать:  з. в  ф FФ 2 pвх. m (40) Полагая коэффициент расхода форсунок горючего и окислителя  ф неизменным, т.е. независящим от перепада давления на них, можно получить уравнение, описывающее изменение мгновенного массового расхода топлива на участке времени задержки воспламенения топливной смеси в камере сгорания  з. в, а, значит, на участках вре- 48 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» мени запуска ЖРДМТ  з и времени выхода двигателя на режим  0,9: m  0 , 9  m (41) τвк u,i, τвк.1 Р Рн m m max pвх. pвх  pк. н τвк.2 u i 1,0 0,9 m m max 0,1 0 τз.в τпд τ τз ττ0,9 0,9 0,9 Рис. 11. Диаграмма работы ЖРДМТ при коротком единичном включении Видно, что массовый расход топлива на участке выхода двигателя на режим  0,9 существенно больше, чем на непрерывной работе двигателя. Масса топлива, поступившего в камеру на участке выхо49 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» да двигателя на режим  0,9 , практически не создает импульса тяги. Оно тратиться неэффективно. Относительная массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, от общей массы топлива, выработанной за короткое включение двигателя (за импульс) запишется:  0,9 m 0 , 9 m 0 , 9  mи  m ок   вк  0,9  m d d  0  п. д г 0  m ок.  вк  п. д (42)  m d d  г 0 0 Из (42) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ  вк при неизменном числителе значение знаменателя снижается, приближаясь к значению числителя (m → 1), т.е. относительная 0,9 массовая доля топлива, не пошедшего на создание импульса тяги, возрастает (см рис. 11). Удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении  вк  п. д Р п I у. п. и   вк  п.д 0  m ок 0 d   вк  п. д d п   вк  п. д  m d г 0 Р 0  вк  п. д d  m d  I п. и mи, (43) 0  ок m г и m − мгновенные массовые расходы окислителя, гогде m рючего и топлива в камеру соответственно, mи − масса топлива, выработанного за одно короткое включение двигателя. Из (43) следует, что с уменьшением времени включения ЖРДМТ  вк площадь под зависимостью Рп  f   снижается, а площадь   f   увеличивается, т.е. числитель падает, а под функцией m знаменатель растет. Поэтому удельный импульс тяги ЖРДМТ в пустоте при коротком единичном включении I у. п. и резко падает. Это хорошо видно на диаграмме работы ЖРДМТ в режиме короткого 50 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единичного включения при различных длительностях включения двигателя  вк, изображенной на рис. 11. Учитывая все сказанное, изобразим на рис. 12 теоретическую динамическую характеристику ЖРДМТ по длительности включения, т.е. построим вид зависимостей I у. п. и, и, m 0 , 9  f  вк  . Начиная с минимальной длительности включения, существующей для любого конкретного  вк. min , ЖРДМТ удельный импульс тяги возрастает по экспоненциальной зависимости с увеличением длительности включения  вк, асимптотически приближаясь к значению I у. п на непрерывном I у. п. и, I у.п. и I у. п. и 1,0 m 0 , 9 0  m 0 , 9 з  вк. min и  вк Рис. 12. Динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения режиме работы. Это объясняется тем, что доля времен выхода двигателя на режим  0,9 и его останова  п. д, где топливо, поступившее в камеру, используется неэффективно для создания тяги, во времени включения ЖРДМТ  вк значительно снижается (см. рис. 10 и 11). При переходе от непрерывного режима к импульсному имеют место дополнительные, не учтенные при данном упрощенном анализе виды потерь энергии. Эти потери обусловлены нестационарностью рабочего процесса после запуска двигателя, интенсивным теплоотводом от продуктов сгорания в стенку камеры и окружающую среду, влиянием колебаний давления подачи топлива и другими факторами. Выявление и учет этих потерь проводится при детальном исследовании рабочего процесса ЖРДМТ. При определении значений удельного импульса в импульсном режиме обычно не учитывается и часть импульса тяги, создаваемого 51 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» двигателем после времени работы ЖРДМТ  р   вк   п. д, (см. рис. 10), получаемого от выгорания и испарения топлива из заклепанных полостей после останова двигателя. Изучение импульса последействия двигателя является самостоятельной задачей, решение которой направлено на минимизацию величины импульса последействия. На сегодняшний день расчетная динамическая характеристика ЖРДМТ по длительности включения для находящего в эксплуатации и вновь проектируемого двигателя получена быть не может. Это объясняется отсутствием достоверных математических моделей, описывающих рабочий процесс ЖРДМТ в импульсном режиме. Однако она может быть построена с использованием статистических экспериментальных данных по прототипам схем смесеобразования с целью выбора исходных режимных и конструктивных параметров двигателя. 2.2.3. Характеристика по частоте включения ЖРДМТ Характеристика по частоте включения − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров ЖРДМТ в импульсном режиме работы от частоты следования включений двигателя f при постоянной длительности включения  вк и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и массовом соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и  f  f  при pк. н, Km. н, вк  const . (37) Характеристика по частоте включения ЖРДМТ используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретическая характеристика двухкомпонентного ЖРДМТ по частоте включения при постоянной длительности включения приведена на рис.13. 52 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Удельный импульс тяги в импульсном режиме работы I у. и для первого импульса в серии (n=1) не зависит от частоты включений ЖРДМТ при неизменном времени включения, т.к. для них реализуется режим одиночных включений. Для последующих импульсов в серии I у. и увеличивается с возрастанием частоты включений ЖРДМТ, причем тем быстрее, чем больше порядковый номер импульса в серии. n=1 С увеличением n=5 n=10 I у.и, длительности вклюIи чения  вк скорость Iи n=10 возрастания удельn=5 ного импульса тяги I у.и, n=1 для всех включений, начиная со второго, возраста0 f ет, что объясняется большей передачей Рис. 13. Динамическая характеристика ЖРДМТ тепловой энергии по частоте включения I у. и, I и  f  f  : от предыдушего τвк = const; n − порядковый номер импульса в серии включения к последующему в серии включений двигателя с одной частотой. До определенной частоты при заданной длительности включения ЖРДМТ удельный импульс тяги не зависит от частоты включения двигателя для любого порядкового номера следования импульса в серии, т.к. для всех импульсов реализуется режим одиночных включений, когда за время паузы между соседними включениями двигатель успевает приходить в исходное состояние. Приведенная характеристика характерна для импульсного режима работы ЖРДМТ со связанными импульсами. В случае перекрывающихся импульсов динамическая характеристика по частоте включения ЖРДМТ имеет максимальную скорость нарастания. 2.2.4. Характеристика по порядковому номеру следования включения двигателя в серии 53 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии − это зависимость импульса тяги, удельного импульса тяги и других выходных параметров двигателя в импульсном режиме работы от порядкового номера следования включения ЖРДМТ n при постоянной длительности включения  вк, частоте включения f и неизменном режиме работы двигателя, т.е. при постоянном давлении в камере сгорания рк. н и соотношении компонентов топлива K m. н на непрерывном режиме работы. В формализованном виде это запишется: I и, I у. и  f n при pк. н, Km. н, вк, f  const . (37) Обобщенная динамическая характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии используется системой управления КА для уменьшения расхода топлива, затрачиваемого на управление аппаратом. Теоретические характеристики двухкомпонентного ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения двигателя в серии при постоянном времени включения и трех разных частотах включений приведены на рис.14. Видно, что для f2 f1 первых включений в I у.и, трех сериях из 10 включений ЖРДМТ Iи Iи с различной частотой и постоянным I у.и, временем включения удельный импульс тяги остается постоянным. Это n 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 объясняется тем, Рис. 14. Динамическая характеристика ЖРДМТ что для них реалипо порядковому номеру следования включения зуется режим одив серии: τвк = const, f1 < f2 < f3. ночных включений, когда за время паузы между сериями включений двигатель успевает приходить в исходное тепловое состояние. При постоянной длительности включе54 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ния с уменьшением частоты включения характеристика ЖРДМТ по порядковому номеру следования включения в серии становится более пологой, что свидетельствует о меньшей связанности импульсов в серии включений. При любом времени включения ЖРДМТ найдется такая частота включений, при которой для всех номеров включений в серии будет реализовываться режим одиночных включений. Удельный импульс тяги будет оставаться постоянным для всех номеров включений ЖРДМТ в серии (см. рис. 14). 55 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3. ИСПЫТАНИЯ ЖРДМТ 3.1. Виды испытаний и их классификация Существуют классификации испытаний ЖРДМТ по различным признакам. Рассмотрим наиболее распространенные. Все испытания ЖРДМТ в зависимости от этапа жизненного цикла двигателя, на котором проводятся испытания, делятся на три основные группы:  научно-исследовательские;  опытно-конструкторские;  эксплуатационные. Осуществить разработку нового, перспективного, конкурентоспособного на мировом рынке ЖРДМТ невозможно без проведения научно-исследовательских испытаний. Их основная цель − способствовать созданию научного задела в виде пакета ноу-хау, необходимого для дальнейшего развития и совершенствования ЖРДМТ. Научно-исследовательские испытания проводят в НИИ, лабораториях ОКБ и вузов. Всегда, когда это допустимо, реальные дорогостоящие испытания ЖРДМТ следует заменять модельными испытаниями. Широко используются сейчас математические и информационные модели и специализированные программные комплексы. Опытно-конструкторские испытания двигателей, их узлов и агрегатов проводят в процессе выполнения ОКР по разработке нового ЖРДМТ по мере возникающей необходимости. Этот комплекс испытаний включает в себя следующие этапы: 1) исследовательских испытаний; 2) доводочных; 3) предварительных; 4) приемочных. Каждый из этапов включает несколько видов испытаний. Необходимость данного вида испытаний, состав испытаний, последовательность проведения, объем устанавливает разработчик ЖРДМТ в соответствии с комплексной программой экспериментальной отработки (КПЭО) двигателя, составленной таким образом, чтобы заданные параметры, надежность и стоимость разрабатываемого 56 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ были обеспечены в минимальное время и с минимальными затратами средств. Это позволит двигателю быть конкурентоспособным на мировом рынке. Все испытания в ходе выполнения ОКР проводятся только на реальных конструкциях разрабатываемых узлов и ЖРДМТ в целом. Одна из возможных классификаций опытно-конструкторских испытаний приведена на рис. 15. Опытно-конструкторские испытания ЖРДМТ Автономные испытания систем, узлов, агрегатов ЖРДМТ Кратковременные Ресурсные Ускоренные и форсированные Государств. летные Приемочные Межведомственные Летно-конрукторские Предварительные Завершающие доводочные Доводочные По отработке параметров По обеспечению работоспособности Исследовательские Уточняющие Сравнительные По проверке выполнения частных ТУ и оценке характеристик Огневые Доводочные Холодные Испытания ЖРДМТ в целом На воздействие внешних и внутр. факторов Рис. 15. Классификация опытно-конструкторских испытаний ЖРДМТ По испытываемой конструкции все опытно-конструкторских испытания можно разделить:  на автономные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов ЖРДМТ;  испытания ЖРДМТ в целом. 57 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» По наличию при испытаниях процесса горения или разложения топлива все испытания ЖРДМТ или их отдельных узлов агрегатов и систем подразделяются:  на огневые;  холодные. Применение в ЖРДМТ эффективных, высокотоксичных и агрессивных компонентов делает процесс испытания этих двигателей опасным и дорогостоящим. Важным этапом опытно-конструкторских испытаний являются доводочные испытания. Их цель − доработка конструкции ЖРДМТ до соответствия его характеристик техническому заданию (ТЗ). Доводочным испытаниям подвергаются как отдельные узлы, агрегаты, системы и элементы двигателя, так и ЖРДМТ в сборе. Учитывая импульсный режим работы ЖРДМТ, исключительно важным являются испытания по проверке надежности запуска двигателя и его работоспособности в условиях космического пространства. Особенно это важно для ЖРДМТ, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Объем доводочных испытаний свидетельствует о качестве проектных работ и квалификации проектировщиков. Качественно спроектированный двигатель имеет минимальный объем доводочных испытаний. Этому способствует использование инновационных технологий в проектировании ЖРДМТ. К группе эксплуатационных относятся испытания, проводимые на заводе-изготовителе ЖРДМТ, и в ходе эксплуатации двигателей. В основном это холодные испытания отдельных систем, узлов и агрегатов, например, проверка камеры на герметичность или характеристик топливных электромагнитных клапанов. Количество измеряемых параметров при серийных испытаниях значительно меньше, чем при опытно-конструкторских испытаниях ЖРДМТ. После подготовки производства к серийному выпуску нового ЖРДМТ или к возобновлению производства ранее выпускаемого двигателя проводят установочные испытания (УИ). Их цель показать, что серийный ЖРДМТ по своим характеристикам и надежности соответствует ТЗ и эталонному ЖРДМТ, прошедшему межведомственные и государственные испытания. Проведение УИ необходимо, т.к. технологический процесс изготовления серийных 58 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ЖРДМТ всегда отличается от процесса изготовления их в опытном производстве. Основными видами испытаний для контроля качества серийных ЖРДМТ являются:  контрольно-технологические (КТИ);  подтверждающие периодические (ППИ);  контрольно-выборочные (КВИ). КТИ подвергается каждый изготовленный ЖРДМТ. Это огневые испытания, целью которых является контроль качества изготовления и сборки данного двигателя, проверка его работоспособности, соответствия его характеристик требованиям, имеющимся в конструкторской документации, и возможности предъявления этого ЖРДМТ в штатную эксплуатацию или дальнейшие испытания. Иногда ЖРДМТ после контрольно-технологических испытаний разбирают с целью дефектации отдельных узлов и деталей. Дефектация является дополнительным средством контроля скрытых и неразвившихся дефектов. Подтверждающие периодические испытания проводятся с целью контроля качества изготовления ЖРДМТ и проверки соответствия его параметров, характеристик и работоспособности требованиям, установленным в ТЗ. ППИ проводятся через определенный промежуток времени. Контрольно-выборочные испытания проводятся с той же целью что и ППИ, но им подвергают один или несколько ЖРДМТ из изготовленной партии. Подтверждающие периодические и контрольно-выборочные испытания − это длительные испытания на ресурс или превышающее его время, когда изменяются режимы его работы во всем эксплуатационном диапазоне. Двигатели, прошедшие эти испытания подвергают разборке, дефектации, металлургическим исследованиям и другим видам контроля. Это позволяет установить их действительное техническое состояние. Только положительные результаты испытания позволяют отправлять ЖРДМТ заказчику. В процессе серийного производства ЖРДМТ проводят испытания:  специальные периодические;  типовые. 59 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Специальные периодические испытания проводятся для определения соответствия характеристик и гарантийных запасов работоспособности ЖРДМТ уровню, достигнутому при завершении ОКР, контроля стабильности технологического процесса. Типовые испытания проводят для выявления влияния различных технологических и конструктивных мероприятий на характеристики и работоспособность ЖРДМТ, находящегося в серийном производстве. Для ЖРДМТ многоразового использования для контроля технического состояния и подготовки к очередному полету предусматривают проведение испытаний двух типов:  межполетные контрольно-технологические (МКТИ);  межполетные подтверждающие (МПИ). МКТИ подвергается все ЖРДМТ после полета и выполнения на них необходимых восстановительных работ. Испытания должны дать информацию о техническом состоянии ЖРДМТ, позволяющую сделать заключение о его полном соответствии технической документации. На МПИ отбирают один из партии ранее эксплуатируемых и прошедших межполетные контрольно-технологические испытания ЖРДМТ. Этот двигатель подвергают испытаниям при гарантийной наработке. При успешном завершении МПИ дают разрешение на очередное использование ЖРДМТ данной партии по прямому назначению. 3.2. Стенды для испытаний ЖРДМТ Испытания ЖРДМТ проводятся на специальных стендах, входящих в состав испытательного комплекса или испытательной станции. Стенды предназначены для исследования рабочего процесса, отработки конструкции двигателей, определения и контроля их основных параметров и характеристик, проверки надежности . В испытательный комплекс ЖРДМТ должны входить следующие стенды:  для холодных испытаний;  огневые. 60 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На стендах для холодных испытаний ЖРДМТ проводят гидравлические проливки форсунок, смесительных головок и топливных клапанов, настройку двигателя на заданные расходы компонентов, контроль герметичности и прочности его элементов. На огневых стендах проводят испытания ЖРДМТ при горении или разложении топлива. Проверяется работоспособность ЖРДМТ, определяются действительные параметры и характеристики двигателя на земле и в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным, оценивается надежность работы двигателя. ЖРДМТ предназначены для работы в системах управления космическими аппаратами, поэтому их испытания должны проводиться в условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. Огневые стенды для испытания ЖРДМТ подразделяют:  на наземные;  высотные. На наземных стендах проводят испытания ЖРДМТ в непрерывных и импульсных режимах для оценки работоспособности двигателя, измерения действительных параметров двигателя в земных условиях, оценки теплового состояния элементов конструкции и надежности, доводки двигателя, отработки различных конструкций ЖРДМТ. На высотных стендах определяются действительные выходные и удельные параметры, а также характеристики ЖРДМТ в непрерывном и импульсных режимах при условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства. В первую очередь имитируется низкое давление окружающей среды. Для этого высотные стенды имеют вакуумные камеры (барокамеры), где располагается испытуемый объект и с помощью вакуумной системы стенда создается низкое давление. Вакуумная система высотного стенда должна создавать такое давление в барокамере, чтобы в течение всего времени работы ЖРДМТ обеспечивалось безотрывное течение газа в сопле. При исследовании рабочего процесса ЖРДМТ в период запуска и некоторых других стадиях, измерения плотности тепловых потоков, воздействующих на элементы конструкции двигателя, требуется создание в вакуумной камере более низкого давления перед запуском двигателя, а иногда и в процессе его огневой работы. 61 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Все огневые высотные стенды по способу обеспечения низкого давления в барокамере делятся:  на расходные;  нерасходные. Расходный высотный стенд обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере как перед запуском ЖРДМТ, так и в процессе его работы. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. Нерасходный стенд не обеспечивает непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при работающем ЖРДМТ. Требуемое низкое давление создается в барокамере лишь перед запуском двигателя. Расходные и нерасходные стенды могут иметь систему замораживания продуктов сгорания с помощью криогенных вакуумных панелей-конденсаторов. Время испытания ЖРДМТ на нерасходном стенде определяется объемом барокамеры, поверхностью замораживающих панелей и тягой исследуемого ЖРДМТ, так как в вакуумной камере происходит накопление продуктов сгорания или частично незамороженных на панелях-конденсаторах веществ и давление в барокамере по времени работы двигателя увеличивается. Поэтому нерасходный стенд должен иметь такой минимальный объем барокамеры, который бы обеспечивал время работы ЖРДМТ в непрерывном режиме не менее одной секунды с перерасширением рабочего тела в сопле, но без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Это время позволяет измерить тягу ЖРДМТ и расходы компонентов топлива, а значит определить действительные удельные параметры двигателя. Для исследования теплового состояния ЖРДМТ требуется огневая работа двигателя в вакуумной камере при достаточно низком давлении более длительный период. В общем случае современный высотный огневой стенд для испытаний ЖРДМТ должен включать следующие системы:  вакуумную;  топливную;  измерительную;  управления агрегатами, системами стенда и ЖРДМТ;  термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива; 62 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»       автоматизации испытаний; электрическую; вентиляции; пневматическую; гидравлическую; нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод;  противопожарную;  безопасности испытаний, контроля и сигнализации; Системы вакуумирования огневых стендов отличаются большим разнообразием. В систему вакуумирования входят, как правило, несколько групп механических насосов, в том числе форвакуумные насосы для создания начального вакуума и основные насосы, обеспечивающие необходимое давление в барокамере. Для создания более низкого давления в вакуумной камере используются паромасляные молекулярные вакуумные насосы. Количество насосов определяется их производительностью. Насосы соединяются между собой и с барокамерой посредством вакуумпровода, в котором имеются вакуумные затворы и криогенные панели, охлаждаемые жидким азотом, предназначенные для поддержания низкого давления в вакуумной камере и окончательной очистки поступающих в вакуумные насосы газов. При необходимости выход рабочего тела из вакуумных насосов производится в устройство для дожигания продуктов неполного сгорания топлива. Огневые стенды испытаний ЖРДМТ имеют вытеснительные системы подачи топлива. Топливные системы состоят из баков для хранения компонентов топлива, магистралей подвода компонентов в двигатель, устройств наддува баков требуемым давлением вытеснения. В топливных и пневматических магистралях системы там, где это необходимо, устанавливают запорные вентили, пневмогидроклапаны, электрогидроклапаны, электропневмоклапаны, и обратные клапаны. Система вентиляции огневых стендов состоит из двух независимых видов вентиляции: приточной и вытяжной. Приточная вентиляция обеспечивает подачу свежего воздуха в кабину управления, вытяжная − удаление воздуха из бокса. Так создается требуемый перепад давления между кабиной управления и боксом, чтобы пары токсичных компонентов топлива и продукты сгорания не проникали из 63 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» бокса в кабину управления. Система вентиляции должна обеспечить требуемую кратность обмена воздуха в кабине управления и боксе. Измерительная система огневого стенда должна обеспечивать измерение основных параметров ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режиме работы с погрешностью, не превышающую требуемую. Основным для ЖРДМТ является импульсный режим работы, когда минимальное время включения двигателя может составлять 0,025 с. Частота следования включений может доходить до 15 Гц. Для измерения быстропеременных по времени параметров ЖРДМТ таких как тяга двигателя, давление в камере сгорания, мгновенные расходы компонентов топлива и др. требуются измерительные устройства с высокими частотными характеристиками (малой постоянной времени). Система термостатирования ЖРДМТ и компонентов топлива необходима для получения экспериментальных параметров и характеристик двигателя при требуемых температурах из всего эксплуатационного температурного диапазона. Она нагревает или охлаждает двигатель и компоненты топлива до заданной температуры и поддерживает еѐ постоянной в течение времени испытания ЖРДМТ. Система нейтрализации компонентов, продуктов сгорания и сточных вод служит для обезвреживания паров токсичных компонентов топлива, продуктов их сгорания и воды, которую используют для душирования струи продуктов сгорания, обмывания наружных поверхностей баков, клапанов, уровнемеров и т.п. В системах стенда имеются агрегаты с ручным и дистанционным управлением. Агрегаты с ручным управлением используют при подготовке систем стенда к испытаниям. Агрегаты с дистанционным управлением можно включать вручную, индивидуально или отдельными группами, а также автоматически от системы автоматизации испытаний. Рассмотрим примеры существующих стендов для холодных и огневых испытаний ЖРДМТ, их систем и агрегатов. 3.2.1. Стенд для холодных испытаний ЖРДМТ Схема стенда для холодных испытаний ЖРДМТ представлена на рис. 16. Стенд включает в себя проливочную установку 1, вытяжной 64 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» шкаф 2, термовакуумные камеры 7, пневматический распределительный пульт 4 с подачей различных сжатых газов, технологическое оборудование со столами для проведения работ по подготовке к холодным испытаниям ЖРДМТ и его узлов, приточно-вытяжную вентиляцию 9. Этот стенд позволяет проводить следующие виды холодных испытаний двигателя :  определять действительные расходные характеристики форсунок или смесительной головки, т.е. зависимости массовых расходов компонентов Рис. 16. Компоновочная схема стенда холодных топлива через испытаний ЖРДМТ: форсунку или 1 – проливочная установка; 2 – вытяжной шкаф; 3 – смесительную гостеллажи; 4 – пневматический распределительный пульт; 5 – сверлильный станок; 6 – технологические ловку от перепада столы; 7 – термовакуумные камеры; 8 – мойка; 9 – давления на них; приточно-вытяжная вентиляция  настраивать ЖРДМТ на заданные номинальные расходы окислителя и горючего;  фотографировать факел распыла на выходе из форсунки или смесительной головки ЖРДМТ;  определять распределение расходонапряженности в факеле распыла форсунки и в поперечном сечении камеры сгорания на выходе из смесительной головки ЖРДМТ с помощью специальных ловушек;  измерять в модельных условиях времена срабатывания электромагнитных клапанов окислителя и горючего ЖРДМТ;  контролировать герметичность узлов и элементов ЖРДМТ;  проверять на прочность ЖРДМТ, его узлы и элементы; 65 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  проводить технологические операции по подготовке ЖРДМТ к огневым испытаниям и после проведения испытаний, связанные с нейтрализацией оставшихся в полостях двигателя токсичных компонентов топлива, промывкой, проливкой и продувкой полостей двигателя с последующей их просушкой в термовакуумной камере. На рис. 17 изображена пневмогидравлическая схема проливочной установки. Рис. 17. Проливочная установка ЖРДМТ: ВН1…ВН8 – вентили; МН1…МН3 – манометры; РД1 – пневматический регулятор давления; РС1 – ресивер; Б1 – бак; Ф1 – гидравлический фильтр; Ф2 – пневматический фильтр; Ц1 – стеклянный цилиндр для сбора проходящей через двигатель жидкости; ВС1 – электронные весы Для подачи реальных компонентов или моделируемой жидкости к испытываемому объекту используется вытеснительная система подачи. Рабочим телом вытеснения являются сжатый воздух или азот. В качестве моделируемых жидкостей при холодных испытаниях ЖРДМТ применяются дистиллированная вода, водно-спиртовой раствор или другие жидкости. В состав проливочной установки входят бак с рабочей жидкостью, магистраль подвода жидкости из бака к форсунке или смесительной головке ЖРДМТ, система вытеснения жидкости из бака сжатым газом, запорная арматура, средства изме66 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» рения давлений, массы прошедшей через форсунку или смесительную головку жидкости и времени. 3.2.2. Стенды для огневых испытаний ЖРДМТ Расходный высотный стенд для огневых испытаний ЖРДМТ обеспечивает требуемое низкое давление в барокамере перед запуском и в процессе работы ЖРДМТ. Вакуумная система расходных стендов осуществляет непрерывную откачку продуктов сгорания из барокамеры при требуемой величине давления в ней. На таких стендах проводят испытания ЖРДМТ с целью измерения тяги на непрерывном режиме работы. При этом давление, создаваемое в вакуумной камере, должно обеспечить полное расширение рабочего тела в сопле без входа внутрь сопла косых скачков уплотнения. Система непрерывного вакуумирования барокамеры такого расходного высотного огневого стенда приведена на рис.18 . Необходимое давление на выходе из сопла ЖРДМТ 1 обеспечивается путем установки кормового сверхзвукового диффузора 2 и газовоздушного эжектора. В первой ступени эжектора 3 в качестве рабочего тела используется смесь воздуха с продуктами сгорания в нем горючего с температурой 1000...1200 К. Наряду с эжекцией происходит дожигание продуктов неполного сгорания топлива ЖРДМТ. Во вторую ступень эжектора 4 подается холодный воздух и при этом температура продуктов сгорания понижается до 700 К. По выходной трубе 5, оборудованной средствами шумоглушения, рабочее тело выводится в атмосферу. Охлаждение стенок кормового диффузора и камеры смешения первой ступени эжектора осуществляется водой, пропускаемой через тракт охлаждения этих элементов. Рабочее тело первой ступени эжектора 3 образуется при сгорании в воздухе горючего, подаваемого через форсунки 6. К форсункам воздух поступает из компрессора 8. Подача воздуха регулируется дроссельными заслонками 7. 67 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 1 2 3 4 6 7 5 Топливо 8 Рис. 18. Схема системы непрерывного вакумирования: 1 – ЖРДМТ; 2 – диффузор; 3 – первая ступень эжектора; 4 – вторая ступень эжектора; 5 – труба выходная; 6 – форсунка; 7 – дроссельные заслонки; 8 – воздушный компрессор (вентилятор) В ряде случаев при испытаниях ЖРДМТ важно обеспечить низкое начальное давление в вакуумной камере не только перед запуском двигателя, но и при проведении длительных испытаний в непрерывных и импульсных режимах. При этом систему вакуумирования делают комбинированной на базе механических насосов и эжекторов (воздушных, газовых или паровых в зависимости от конкретных условий). Структурная схема такого вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами приведена на рис.19. В горизонтальной цилиндрической вакуумной камере 20, состоящей из неподвижного днища и откатной цилиндрической части, располагается на станке испытуемый ЖРДМТ 19. Станок закреплен на днище камеры. Окислитель и горючее подаются к ЖРДМТ из баков, находящихся в герметичных шкафах 6 и 7, имеющих вытяжную вентиляцию. Снаружи днища вакуумной камеры расположены клапаны горючего 13 и окислителя 14. Для обезвреживания сточных вод, содержащих токсичные вещества, служит система нейтрализации, в которой возможность взаимодействия компонентов топлива исключена путем раздельного их слива и нейтрализации. Для обезвреживания сточные воды с примесью горючего и его производных пропускают через соответствую68 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» щие нейтрализирующие вещества (сточные воды из топливного шкафа 6 – через вентиль 11, из вакуумной камеры – через задвижку 21, из конденсатных баков – через вентили 29,30,31). Сточные воды собираются и нейтрализируются в двух независимо работающих емкостях 25 и 26. При проведении процесса нейтрализации в одной емкости вторая емкость служит сборником сточных вод. После окончания очистки сточной воды емкостей меняются. Очищенная вода сливается из емкостей через вентили 32 и 33. Промывочная вода из шкафа 7 окислителя через вентиль 12 поступает в фильтр 27, заполненный нейтрализующим веществом. Нейтрализованная вода сливается через вентиль 34. 1 2 3 4 5 6 В систему вентиляции 7 14 15 11 16 17 8 20 9 10 В систему вентиляции 22 28 23 30 13 19 18 24 25 29 12 26 27 31 32 33 34 21 35 Рис. 19. Структурная схема вакуумного стенда с пароэжектором и механическими насосами: 1,3,9 – конденсаторы кожухотрубчатые; 2,4,5,6,8 – ступени пароэжекторного насоса; 6,7 – шкафы горючего и окислителя; 10 – теплообменник; 11,12,17,29,30,31,32,33,34 – вентили; 13,14 – клапаны; 15 – задвижка; 16,22,23,24 – вентили вакуумные; 18 – вакуумопровод; 19 – ЖРДМТ; 20 – камера вакуумная; 21 – задвижка; 25,26 – емкости нейтрализационные; 27 – фильтр; 28 – бак конденсатный; 35 – насос механический При наземных испытаниях вакуумный вентиль 17 открыт, а весь воздухообмен в боксе идет через вакуумную камеру. При этом обеспечивается разбавление продуктов сгорания большим количеством воздуха и снижение их температуры до приемлемой для системы 69 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вентиляции. Вакуумная камера в этом случае сообщается через задвижку 15 с системой вентиляции, а магистрали для вакуумирования перекрываются. Вакуумная система, состоящая из группы механических насосов 35, позволяет откачать воздух из вакуумной камеры до минимального давления 6...7 Па за 5...6 мин. Поскольку насосы не предназначены для откачки агрессивных сред, они отсоединяются от камеры вакуумным вентилем 16 после достижения в ней необходимого давления. Эвакуация продуктов сгорания ЖРДМТ, работающего при низком давлении окружающей среды в непрерывном или длительном импульсном режиме, осуществляется пароэжекторном насосом. Газы к насосу поступают по вакуумпроводу 18 и охлаждаются до температуры +50 0С в теплообменнике 10. Пароэжекторный насос имеет четыре последовательно работающие ступени 5, 4, 2, 8. После второй, третьей и четвертой ступеней насоса установлены кожухотрубчатые конденсаторы 3, 1 и 9, из которых конденсат собирается через вакуумные вентили 24, 23 и 22 в конденсаторном баке 28, имеющем соответственно три герметичных отсека. Несконденсировавшаяся смесь продуктов сгорания и пара уходит в систему вентиляции, которая при необходимости может быть оборудована дожигателем. Топливная система стенда, схема которой приведена на рис. 20 , позволяет подавать компоненты топлива под необходимым давлением в ЖРДМТ, производить очистку компонентов от газовых пузырей, осуществлять заправку компонентами магистралей стенда и полостей головки камеры ЖРДМТ, проводить отбор компонентов топлива для анализа и фильтрацию компонентов топлива, выполнять заправку расходного бака во время работы ЖРДМТ и слив топлива из баков в емкости топливохранилища после завершения испытаний. Управление работой элементов однотипных магистралей подачи горючего и окислителя топливной системы стенда осуществляется с пульта управления. В топливной системе стенда используются нормально закрытые пневмогидроклапаны, срабатывание которых осуществляется при подаче сжатого воздуха от электропневмоклапанов. Каждая система имеет бак 9 для хранения на стенде необходимого запаса компонента и небольшой расходный бачок 7 с уровнемеромрасходомером 8. Для наддува баков в системе хранения и подачи горючего используется газообразный сжатый азот, а для баков си70 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» стемы окислителя − сжатый воздух. Воздух является так же рабочим телом системы автоматики стенда и используется для выполнения вспомогательных технологических работ. Рис. 20. Топливная система стенда: 1…4, 6 – пневмоклапаны; 5 – ресивер; 7, 9 – расходные топливные бачки; 8 – расходомер-уровнемер; 10 – сильфонные расходомеры; 11…15, 17 – пневмогидроклапаны; 16 – вентиль; 18 – фильтр; 19 – ЖРДМТ Требуемое давления наддува баков компонентов топлива устанавливаются с помощью газовых редукторов, расположенных на пульте управления. Контроль давлений осуществляется по манометрам, находящимся на щитке перед оператором. Для поддержания постоянного давления наддува компонентов обе системы имеют ресиверы 5. Уменьшение давления в полостях над жидкими компонентами осуществляется посредством открытия дренажных пневмогидроклапанов 1 и 4. Заправки емкостей компонентами топлива и перекачка их из одних емкостей в другие осуществляется с помощью пневмогидроклапанов 1, 2, 3, 4, 11, 13, 14, 15. Ручные вентили 16 служат для подсо71 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» единения к стенду внешних топливных емкостей при заправке баков стенда или при полном сливе из них компонентов. Пневмогидроклапаны 6 и 12 обеспечивают работу сильфонных расходомеров 10. Пневмогидроклапаны 17 расположены в непосредственной близости от ЖРДМТ 19 (вне магистралей горючего и окислителя) и выполняют функции отсечных стендовых клапанов. В каждой из топливных магистралей предусмотрены также фильтры 18. Для контроля за работой пневмогидроклапанов на пульте выполнена мнемосхема, аналогичная приведенной на рис. 18, при срабатывании того или иного пневмогидроклапана загорается сигнальная лампочка. Иногда необходима вакуумная заправка топливных магистралей, уровнемеров и полостей головки камеры ЖРДМТ компонентами топлива. Для этого предусмотрены специальные краны, которые открываются перед заправкой и соединяют топливные полости с системой вакуумирования. После вакуумирования указанных полостей процесс заправки осуществляется одновременно обоими компонентами под низким давлением при открытых клапанах ЖРДМТ, Заправка прекращается после наступления устойчивой огневой работы ЖРДМТ. На стенде в некоторых случаях предусматривается возможность термостатирования компонентов топлива и ЖРДМТ, Методы термостатирования могут быть самые разные. Один из них, приведенный в , состоял в следующем. ЖРДМТ с герметизированными выводами от штепсельного разъема и первичных преобразователей давления и температуры крепится на съемном фланце вакуумной камеры внутри теплоизолированного контейнера. Там же расположены дополнительные топливные бачки. При захолаживании контейнер заливается до определенного уровня спиртом и по специальному трубопроводу, конец которого введен внутрь контейнера, в спирт вдувается жидкий азот. Такая схема обеспечивает быстрое и равномерное охлаждение предварительно заправленного ЖРДМТ и топливных магистралей. Регулированием подачи жидкого азота устройство позволяет выдерживать заданную температуру с точностью ± 1 ºС при охлаждении топлива и ЖРДМТ до −50 ºС. Для проведения испытаний при положительных температурах до + 50 ºС контейнер заливается водой, которая подогревается электрическим 72 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» нагревателем. Температура ЖРДМТ и компонентов топлива на входе в двигатель измеряются термопарами группы ХК. Стенды оборудуются также системами управления, измерения и регистрации параметров. 3.2.3. Автоматизированная система стендов Автоматизированная система стендов для испытаний ЖРДМТ обеспечивает:  управление объектом исследования и системами стенда;  измерение с требуемой точностью все необходимых параметров (тяги, импульса тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания и др.);  сбор и регистрация экспериментальной информации об испытуемом объекте;  обработку, анализ и представление в требуемом виде результатов эксперимента в реальном времени. Рассмотрим пример реализации автоматизированной системы управления и информационного обеспечения для проведения испытаний ЖРДМТ на вакуумных огневых стендах с целью определения выходных, удельных и динамических параметров, а также статических и динамических характеристик ЖРДМТ в импульсных и непрерывных режимах работы, а также для обработки, анализа и представления результатов эксперимента в требуемом виде . При подготовке и в процессе испытаний рассматриваемая автоматизированная система обеспечивает выполнение следующих функций:  управление работой ЖРДМТ по заданной циклограмме;  управление работой гидравлическими и пневматическими электроклапанами пневмогидравлической системы стенда;  проведение градуировок каналов для измерения параметров ЖРДМТ: тяги, расходов компонентов, давлений, температур и др.;  сбор информации с измерительных каналов стенда при проведении испытаний и хранение информации на жестком диске; 73 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  обработка результатов измерений на компьютере в ходе испытаний и их представление в требуемой форме (в виде протоколов, характеристик, графиков и таблиц);  формирование базы данных исследованных двигателей. Рассматриваемая автоматизированная система стенда позволяет осуществлять:  регистрацию до 20 аналоговых сигналов в диапазоне –5…+5 В, или –0,5…+0,5 В;  регистрацию до 20 дискретных сигналов с характеристиками: «0» –1…5 В, «1» –10…15 В;  формирование до 50 управляющих дискретных сигналов в диапазоне 0…+30 В;  частоту опроса измерительных каналов в среднем до 25 кГц на канал при специальных экспериментах за счет уменьшения числа измеряемых параметров – до 20 МГц/ канал;  регистрацию до 50 значений температур испытуемого изделия, компонентов топлива и пр.;  дискретность отсчета времени до 0,1 мс. На рис. 21 представлена структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ. Автоматизированная система включает в себя промышленный компьютер с адаптерами для формирования сигналов управления на испытываемый ЖРДМТ и клапаны пневмогидравлической системы стенда, а также сбора информации с измерительных каналов стенда. Для согласования сигналов с выходов адаптеров, установленных в компьютере, с сигналами управления клапанами ЖРДМТ и пневмогидравлической системы стенда установлены транзисторные ключи, которые обеспечивают необходимые токи и напряжения для включения клапанов при получении сигналов от компьютера. Основным устройством автоматизированной системы является промышленный компьютер. В состав компьютера входят дисплей, принтер, клавиатура и мышь. Электропитание компьютера осуществляется от блока бесперебойного питания. 74 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Рис. 21. Структурная схема автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований Компьютер оснащен адаптером аналогового ввода-вывода типа A821-PGH, АЦП типа ISO-813 и двумя платами реле типа ARD2103. Адаптер аналогового ввода-вывода А821-PGH используется для формирования команд управления на испытываемый двигатель и для преобразования измерительных сигналов в цифровой код (АЦП) и ввода их в ЭВМ. Основные параметры адаптера:  число вводимых аналоговых сигналов (АЦП) – 16;  частота преобразования аналоговых сигналов в цифровой код – до 40 кГц/канал;  диапазоны вводимых измерительных сигналов –5…+5 В, –0,5…+0,5В, –0,05…+0,05 В и –0,005…+0,005 В;  погрешность преобразования – не более 0.1%;  число выводимых аналоговых сигналов 1, диапазон напряжений –5…+5 В; 75 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»   число выводимых дискретных сигналов типа TTL – 16; число вводимых дискретных сигналов – 16. Параметры модуля АЦП типа ISO-813, используемого для измерения температур:  число каналов АЦП – 32;  диапазон напряжений измерительных сигналов –5…+5 В; –2,5…+2,5В, –1,25…+1,25 В и –0,675…+0,675 В;  частота преобразования – до 125 кГц/канал;  погрешность преобразования – не более 0.1%. Параметры плат реле типа AR-D2103, используемых для управления гидро–, пневмоэлектроклапанами пневмогидравлической системы стенда:  общее число реле, управляемых компьютером – 16;  число реле с контактами, работающими на размыкание и замыкание – 4;  число реле с контактами, работающими на замыкание – 12;  ток через контакты реле – до 1 А, напряжение – до 110 В. Используемый промышленный компьютер позволяет расширять возможности автоматизированной системы путем установки в компьютер дополнительных блоков (адаптеров ввода-вывода, релейных и бесконтактных плат управления и пр.). Программное обеспечение системы работает в среде системы Windows, для выбора режимов работы программы и ввода данных используется современный интерфейс, вид формы программы на дисплее компьютера для одного из режимов ее работы приведен на рис. 29. В программное обеспечение автоматизированной системы входят следующие блоки: проведения калибровок аналоговых каналов, обработка результатов калибровки с использованием методов наименьших квадратов или кусочно-линейной интерполяции (по выбору оператора), оценка погрешностей градуировок; задание режимов работы ЖРДМТ и переменных для обработки результатов экспериментов; включения ЖРДМТ по заданной циклограмме, управление ПГС стенда в процессе испытаний; сбор, обработка и отображение информации о параметрах 76 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» объекта в темпе испытаний; создание баз экспериментальных данных. Рис. 22. Интерфейс программы на дисплее компьютера на режиме «Управление»     Основные режимы работы программы следующие: режим «Файл» позволяет осуществлять действия с результатами ранее проведенных испытаний, найти соответствующие файлы, просмотреть результаты измерений в виде таблиц и графиков; режим «Настройка» позволяет задавать параметры двигателей, необходимые при обработке, параметры измерительных каналов, из этого же режима осуществляется вызов блока калибровки измерительных каналов; режим «Управление» (рис. 29) задает параметры для задания циклограммы работы двигателей, а именно − длительность работы и опережение или задержка включения модуля зажигания, задержки включения клапанов двигателя; режим «Протокол» позволяет выдать результаты обработки на принтер. 77 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» На экран дисплея одновременно выводятся до четырех графиков измеренных параметров, можно также вызвать любые другие регистрируемые параметры. Аварийное отключение двигателя заложено в программе. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения исследований ЖРДМТ, выполненный в рамках компьютерной стойки, представлен на рис. 30. Рис. 23. Общий вид автоматизированной системы управления и информационного обеспечения испытаний и исследований ЖРДМТ Некоторые возможности системы иллюстрируются протоколами испытаний ЖРДМТ при определении динамических и энергетиче- 78 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ских параметров ЖРДМТ и исследовании теплового состояния конструкции двигателя, представленными в таблице 2 и на рис. 31. Таблица 2. Протокол испытаний ЖРДМТ по определению динамических временных и удельных параметров двигателя в импульсном режиме работы Программа 15-11 Режим 6-111 Число включений ЖРДМТ - 5 Горючее: р вх =1,7МПА Твх=22°С Окислитель: р вх =3,6МПА Твх=22°С Мг=64.52г Уровнемер - 360 дел Δр= 0,0875 МПа; М о = 274,1 г № вкл вкл  о.к г  о.к о  з.к г  з.к о  зв  0.9 - мс мс мс мс мс мс мс 1 57 10 19 13 20 50 55 2 57 10 19 13 20 41 46 3 57 10 19 13 20 41 45 4 57 10 19 13 20 42 46 5 57 10 19 13 20 41 46 № вкл  пд  имп Мг" Мо" Кm римп IУ - мс мс г г - МПа м/с 1 47 27 12,9 54,8 4,25 0,671 1364 2 46 33 12,9 54,8 4,25 0,653 1658 3 47 33 12,9 54,8 4,25 0,643 1658 4 45 33 12,9 54,8 4,25 0,658 1648 5 45 33 12,9 54,8 4,25 0,661 1658 79 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Режим 1803 РГ=16,5 ата ТГ=21°С LГ=37 РО=18,0 ата ТО=24°С ТВКЛ=0,515 сек РК=7,509 ата РШ=0,645 ата РГ=15,898 ата РКО=8,931 ата М’Г=13,010 г/сек М’ОК=37,511 г/сек М’ОЗ=8,781 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек М’Σ=59,301 г/сек М’ОΣ=46,292 г/сек Кmk=2,883 Кmз=3,558 GЗ=0,190 Рис. 24 Протокол испытаний ЖРДМТ при исследовании теплового состояния конструкции 3.3. Экспериментальное оборудование для исследований рабочего процесса ЖРДМТ Для более детального изучения различных стадий организации рабочего процесса ЖРДМТ с целью повышения их эффективности и надежности используют более тонкие экспериментальные методы исследований: оптические, химического анализа, тепловые и др. . В данном разделе рассмотрим вариант реализации стенда оптико-физических исследований рабочего процесса ЖРДМТ . 80 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Стенд оптико-физических исследований предназначен для исследований течения однофазных и двухфазных сред в ЖРДМТ и элементах их конструкций в модельных условиях. На стенде реализованы методы, позволяющие проводить экспериментальные работы по исследованию предпламенных процессов и воспламенения, процессов смесеобразования, сложных (пространственных) течений газа в камерах, соплах, сверхзвуковых струях и т.д. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований представлена на рис.25. Рис. 25. Компоновочная схема стенда оптико-физических исследований: 1 – лазер ЛГ-38 (ЛНГ-502); 2 – УИГ-12И; 3 – рабочее место для исследований жидкостных и газожидкостных объектов; 4 – УИГ-1М; 5, 12 – твердотельный рубиновый лазер и ЛГ-79; 6 – оптический блок ЛДА АВС; 7 – рабочее место для исследований газовых объектов; 8 – пульт управления воздухом высокого давления; 9 – пульт управления воздухом низкого давления; 10 – стойка приборов; электронный блок ЛДФФВС, система термоанемометрическая СТ-4; 11 – автоматизированная система На стенде имеются два рабочих места, одно из которых предназначено для исследования объектов на газообразном рабочем теле 7 (см. рис.25), а другое - для объектов на жидкостном и газожидкост81 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ном рабочих телах 3. Устройства крепления позволяют ориентировать объект исследования в пространстве и направлять поток (однофазный или двухфазный) в нужном направлении. Элементы рабочих мест обеспечивают: заданный диапазон изменения физических параметров; хранение, измерение параметров и подачу рабочих тел в объект; управление экспериментом в независимом режиме (визуализация, настройка и др. операции), а также в режиме синхронизации с системами лазерной диагностики и ряд других функций. Основу системы измерения стенда составляют лазерная аппаратура: голографические установки УИГ-1М, УИГ-12И и УГМ-1, лазерный доплеровский анемометр; аргоновый лазер ЛГН-502 и ряд гелий-неоновых лазеров; система термоанемометрическая СТ-4, а также стандартная аппаратура (датчики давления, температуры, усилий, моментов и др., преобразующие и регистрирующие приборы). Установка импульсная голографическая УИГ-1М предназначена для измерения параметров быстродвижущихся и изменяющих свою форму объектов и быстропротекающих процессов путем получения голограмм и голографических интерферограмм этих объектов и может быть использована при исследовании плазмы, гидро- и аэродинамических процессов, явлений, происходящих в веществе при распространении ударных волн, термодинамических явлений в потоках, процессов массо- и теплообмена, парообразования, распространения акустических волн в прозрачных средах и других нестационарных процессов. Установка включает в себя оптическую скамью с комплектом механических приспособлений для установки и юстировки оптических элементов, комплект оптики, состоящий из линз, зеркал, диффузоров, светофильтров и т.д. Универсальность механических приспособлений и оптических элементов, возможность удлинять оптическую скамью с помощью выдвижных штанг позволяют собрать практически любую оптическую схему. В установке УИГ-1М в качестве источника излучения используется импульсный одномодовый рубиновый лазер и оптические квантовые усилители, излучение с энергией до 0,5 Дж при длительности импульса излучения порядка 40-10-9 с с длиной волны   0,69 мкм. Система может работать в ждущем режиме и в режиме, когда иссле82 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» дуемый однократный быстропротекающий процесс начинается по сигналу, вырабатываемому блоком управления установки. В состав УИГ-1М входят: гелий-неоновый лазер ЛГ-52. используемый для юстировки, измеритель энергии лазерного излучения ИКТ-1М, преобразователь ФК-19 для измерения длительности и числа импульсов излучения, механические элементы для юстировки и набор оптических элементов для построения схем голографирования и фотосъемки, лазер ЛГ-38 для восстановления изображения с голограмм. Дополняют оптические возможности стенда системы УИГ-12И и УГМ-1. Установка УИГ-12И, обладая, в основном, достоинствами системы УИГ-1М, может быть использована в качестве лазерного интерферометра, т.к. рабочий стол защищен от воздействия внешних вибраций путем установки плиты на амортизирующие резиновые подушки, наполненные воздухом. Она предназначена для получения голограмм и интерферограмм прозрачных и отражающих, стационарных и медленно изменяющихся объектов, так же как установка голографическая малогабаритная. Система УГМ-1 состоит из сборной станины Т-образного сечения, держателей элементов оптической схемы, объекта и фотопластинки, закрепленных к ее вертикальной плите, и лазера, закрепленного к горизонтальному основанию. Благодаря вертикальному расположению рабочей плиты установка нечувствительна к влиянию внешних вибраций. Устройство для точного возвращения голограммы на место экспонирования позволяет производить измерения не только методом двойной экспозиции, но и в реальном времени. Оптические схемы для исследования фазовых и диффузно отражающих объектов имеют фиксированные положения для всех оптических элементов, что упрощает перенастройку и юстировку схем. Наличие такого набора разноплановых установок, укомплектованных необходимыми механическими и оптическими элементами, их расположение на стенде позволяет формировать исследуемые зондируемые поля развитыми как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскостях, а также исследовать физические процессы как квазистационарные, так и быстропеременные, характерные для работы ЖРДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. 83 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Лазерный доплеровский анемометр предназначен для бесконтактного измерения вектора скорости потоков и применяется в гидро- и аэродинамических исследованиях. Основные технические характеристики: Размер регистрируемой области в плоскости, перпендикулярной голограмме, м …1 Размер регистрируемой области в плоскости, параллельной голограмме, м …0,2x0,2 Энергия импульса излучения, Дж, не менее…………………………………………0,5 Диапазон изменения задержки пускового импульса, мкс…….…………….50... 1000 Длительность импульса излучения, нс, не более……………………………………40 Габаритные размеры, м УИГ-1М(М) 4,5x0,82x1,52 УИГ-12И 3,0x0,8x1,5 УГМ-1 1,0x0,5x0,35 Разработанный диагностический комплекс для исследования пространственно сложных течений состоит из ЛДА АВС, служащего для формирования и приема сигнала, несущего информацию об объекте, анализа доплеровского сигнала и преобразования его в эффективное значение компонент скорости; автоматизированной системы обработки данных в реальном времени (АС) на базе компьютерной системы, воспринимающей сигнал, пропорциональный мгновенной скорости, ведущей обработку компонент пульсационной скорости, энергии турбулентности, формирующей массив исходных и выходных данных; генератора течений, реализующего исследуемое течение и создающего условия, необходимые для работы лазерного анемометра. 3.4. Методика обработки результатов испытаний Испытания ЖРДМТ дают большой объем информации по всем измеряемым параметрам. Эта информация может находится в зашифрованном виде:  на осциллограммах, термограммах и в протоколах испытаний;  в памяти ЭВМ, на компакт-диске или флешпамяти при использовании средств автоматизации испытаний;  в машинных протоколах или распечатках в частично обработанном виде. 84 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Во всех случаях необходима полная обработка результатов испытаний и тщательный анализ этой первичной информации до аттестации двигателя по результатам испытаний. При испытании ЖРДМТ на непрерывных и импульсных режимах осуществляется измерение следующих параметров:  тяги двигателя − реактивным силоизмерительным устройством (динамометром) тензометрического типа или активным силоизмерительным устройством индуктивного или тензометрического типа с регистрацией результатов измерения на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ;  давления в камере сгорания − пружинным образцовым манометром с визуальной регистрацией показаний и электрическим манометром индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ;  расходов горючего и окислителя − объемными расходомерами (штихпроберами) с визуальной регистрацией показаний;  температур горючего и окислителя на входе в двигатель − хромель-копелевыми термопарами с визуальной регистрацией показаний на полуавтоматических потенциометрах;  давлений компонентов топлива на входе в двигатель − пружинными образцовыми манометрами с визуальной регистрацией показаний и электрическими манометрами индуктивного типа с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе и (или) в памяти ЭВМ;  давления окружающей среды − барометром или вакуумметром, если испытания проводятся в барокамере с имитацией условий космического пространства, с визуальной регистрацией показаний;  времени включения двигателя − электрическим секундомером с визуальной регистрацией показаний, отметчиком времени светолучевого осциллографа на осциллограмме и (или) электронным таймером ЭВМ. При испытании ЖРДМТ в импульсном режиме на осциллограмме и (или) в памяти ЭВМ регистрируются кроме перечисленных выше параметров ток и напряжение на электромагнитных клапанах. Параллельно измеряются: расходы компонентов, температура окислителя и горючего на входе в двигатель и давление окружающей 85 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» среды. При периодической метрологической аттестации измерительных приборов определяются градуировочные коэффициенты следующих средств измерения:  тяги −  Р;  давления в камере сгорания −  р к;  расходов горючего − г и окислителя − ок. Известны или измерены до испытания на исследуемом ЖРДМТ площадь минимального сечения сопла Fм и площадь среза сопла Fа Значения параметров ЖРДМТ в непрерывных режимах определяются с использованием результатов измерений следующим образом:  Тяга ЖРДМТ на земле при давлении окружающей среды рн Р   Р lР, (38) где l Р − отклонение луча шлейфа тяги на осциллограмме  Тяга ЖРДМТ в пустоте (39) Рп  Р  рн Fа, где Fа − площадь выходного сечения сопла.  Давление в камере сгорания ЖРДМТ: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией рк. уст.  рк. уст. м К  рн, (40)   где рк. уст. м − избыточные давления в камере сгорания в делениях шкалы манометра, К − цена деления шкалы образцового манометра. ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы рк   рк l рк  рн, (41) где l Р − отклонение луча шлейфа давления в камере сгорания на осциллограмме,  р к − градуировочный коэффициенты давления в камере сгорания. 86 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  Давление горючего и окислителя на входе в двигатель: ─ при измерении пружинным образцовым манометром на непрерывном режиме работы с визуальной регистрацией (42) pвх. г  pвх. г. м  pн, pвх. ок  pвх. ок. м  pн, (43) где pвх. г. м и pвх. ок. м − избыточные давления подачи горючего и окислителя соответственно, измеренные образцовыми манометрами; ─ при измерении электрическим манометром с регистрацией показаний на светолучевом осциллографе на непрерывном и импульсном режимах работы (44) pвх. г  г lг  pн, pвх. ок  ок lок  pн, (45) где lг, lок − отклонение лучей шлейфов давлений горючего и окислителя на входе в двигатель соответственно в камере сгорания на осциллограмме.  Масса горючего и окислителя, выработанная ЖРДМТ за одно включение: (46) mг  г lг г, где г − градуировочный коэффициент расходомера горючего, lг − разница уровней горючего по шкале расходоме- ра до и после включения двигателя,  г − плотность горючего. mок  ок lок ок, (47) где ок, lок и  ок − те же величины, что и в уравнении (11), но относящиеся к окислителю и расходомеру окислителя. Плотности горючего (несимметричного диметилгидрозина)  г и окислителя (азотного тетраоксида)  ок, зависящие от температуры, могут быть взяты для требуемой температуры из приложения (табл. П1).  Масса топлива, выработанного ЖРДМТ за одно включение 87 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» m  mг  mок. (48)  Средние массовые расходы горючего и окислителя: m г  mг  вк, mок m ок   вк (49) , (50) где  вк − время работы ЖРДМТ на непрерывном режиме, представляющее собой интервал времени от момента подачи напряжения на управляющий электромагнитный клапан двигателя до момента снятия напряжения.  Средний массовый расход топлива m  mг  mок  вк  m г  m ок. (51)  Фактическое (действительное) массовое соотношение компонентов m ок. m г Km  (52)  Коэффициент избытка окислителя  ок  Km , K mo (53) где K mo − стехиометрическое массовое соотношение компонентов. Для топлива НДМГ и АТ K mo =3,073.  Расходный комплекс  рк Fм, m (54) где Fм − площадь минимального сечения сопла.  Характеристическая скорость в камере с  88 ро. м Fм с, m (55) Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» где ро. с − давление торможения в минимальном сечении  m  ид − коэффициент расхода сопла. сопла, с  m Характеристическая скорость в камере и расходный комплекс связаны между собой соотношением (55) с  с  f  c  , где  f  ро. с рк и  с  ро. м ро. с − коэффициенты восстановления полного давления в камере сгорания и докритической части сопла соответственно.  Удельный импульс тяги ЖРДМТ на земле и в пустоте соответственно Iу  Р, m I у. п  Рп, m (56), (57)  Тяговый комплекс в пустоте K Рп  I у. п Рп.  рк Fм  (58)  Коэффициент тяги в пустоте KТ п  I у. п Рп  . ро. м Fм с с (59) Коэффициенты удельного импульса, характеризующие степень совершенства процессов в камере сгорания, сопле и ЖРДМТ  Коэффициент полноты расходного комплекса    , ид (60) где  ид − идеальный расходный комплекс, определяемый термодинамическим расчетом.  Коэффициент камеры сгорания к  с с ид, (61) где с ид − идеальная характеристическая скорость в камере, определяемая термодинамическим расчетом. 89 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Взаимосвязь между коэффициентами   и  к определяется соотношением  к  с  f  c   , (61)  Коэффициент полноты тягового комплекса K  P K Pп K Pп. ид, (62) где K Pп. ид − идеальный тяговый комплекс в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом.  Коэффициент сопла с  KТ п KТ п. ид, (62) где KТ п. ид − идеальный коэффициент тяги в пустоте, получаемый термодинамическим расчетом (KТ п. ид = K Pп. ид).  Коэффициент удельного импульса тяги ЖРДМТ I  I у. п I у. п. ид   к с     K P . (63) Значения параметров ЖРДМТ на импульсных режимах с использованием результатов измерений определяются следующим образом:  Временные динамические параметры ЖРДМТ определяются с помощью осциллограммы идентично по следующему общему алгоритму: (64)    l , где  − масштабный коэффициент времени, имеющий для каждой осциллограммы свое значение, l − длина отрезка на осциллограмме, соответствующая определяемому временному динамическому параметру. Масштабный коэффициент времени  получается путем деления некоторого определенного интервала времени, отсчитанного по отметкам времени, к линейному размеру, занимаемому этим интервалом на осциллограмме. 90 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»  Масса горючего и окислителя, выработанные ЖРДМТ за одно короткое включение в серии включений одной длительности: mг  г lг г 1 , n mок  ок lок ок (65) 1 , n (66) где n − количество включений двигателя в серии одной длительности.  Расходный комплекс в импульсном режиме  вк  пд Fм и   вк р к 0  пд  вк  пд d   вк  пд  m d   m г 0 р Fм ок к d 0  вк  пд  m d d 0  Fм S  р к  m , (67) 0 где m  mг  mок − масса топлива, выработанного двигателем за одно включение;  вк − время включения двигателя;  пд − время останова двигателя; S − геометрическая площадь под графиком зависимости давления в камере сгорания ЖРДМТ по времени рк  f   на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в период времени от 0 до  вк   пд.  Удельный импульс тяги в пустоте  вк  пд I у. п. и  Р п 0  вк  пд d  m d  S Р  Р  m (68) 0 или I у. п. и  K Pп. и и, (69) где S Р − геометрическая площадь под графиком зависимости тяги в пустоте по времени Рп  f   на осциллограмме или на мониторе компьютера за одно включение двигателя в пе- 91 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риод времени от 0 до  вк   пд; K Pп. и − тяговый комплекс в пустоте в импульсном режиме.  Импульс тяги, создаваемый ЖРДМТ за одно включение,  вк  пд Iи   Рп d  K Pп Fм  вк  пд р к 0 d  K Pп Fм S рк. (27) 0  Коэффициент полноты расходного комплекса в импульсном режиме  . и  и, ид (28) где  ид − идеальный расходный комплекс, полученный термодинамическим расчетом . Значение идеального расходного комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2)  Коэффициент полноты тягового комплекса в пустоте на импульсном режиме K Pп. и  K Pп. и K Pп. ид, (29) где K Pп. ид − идеальный тягового комплекса в пустоте, полученное термодинамическим расчетом . Значение идеального тягового комплекса при полученном в эксперименте коэффициенте избытка окислителя может быть взято из приложения (табл. П2)  Коэффициент удельного импульса тяги в импульсном режиме (30) I. и  . и K P . и. п 3.4. Экспериментальные статические и динамические характеристики ЖРДМТ и их анализ В разделе изложены основы методики проведения и получения экспериментальных характеристик ЖРДМТ и их сравнительный анализ с теоретическими характеристиками . 92 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 3.4.1. Статическая характеристика ЖРДМТ по составу топлива Экспериментально характеристика ЖРДМТ по составу топлива может быть получена на высотном огневом стенде, разрежение в вакуумной камере которого обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле. Для получения характеристики по составу топлива проводятся от 4 до 6 огневых пусков ЖРДМТ продолжительностью (1...5) с. Изменение коэффициента избытка окислителя  ок обеспечивается варьированием давлений компонентов топлива на входе в двигатель рвх. г и рвх. ок от номинального значения. При этом заранее подбираются значения давлений рвх. г и рвх. ок, обеспечивающие в задан- ном диапазоне примерное равенство давления в камере сгорания рк (тяги) в каждом пуске. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3 данного пособия, на каждом режиме производится измерение тяги, расходов компонентов топлива, давления в камере сгорания, давления в вакуумной камере, продолжительности включения двигателя. При обработке результатов эксперимента значения параметров работы двигателя приводятся к пустотным условиям. В случае отклонения давления рк от значения, полученного при номинальном коэффициенте избытка окислителя  ок, для определения зависимости Рп  f ( ок) необходимо экспериментальное значение пустотной тяги Рп на данном режиме скорректировать согласно выражению Рп  Рп pк, где штрих обозначает параметр, pк полученный при отклонении рк от номинального значения. Влияние отклонений рк на значение удельного импульса тяги Iу П мало, поэтому при рассмотрении характеристики его можно не принимать во внимание. Сравним идеальную и реальную характеристику ЖРДМТ по составу топлива. 93 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Для ЖРДМТ типично значительное уменьшение величины удельного импульса тяги, причем вид зависимости I у. п  f ( ок) индивидуален для каждого типа двигателя. Для ЖРДМТ характерно существенное (по сравнению с идеальным случаем) снижение эффективности процессов как в камере сгорания, так и в сопле. При этом коэффициент камеры сгорания может изменяться в весьма широких пределах:  к = 0,70... 0,95; возможный диапазон изменения коэффициента сопла более узок - c =(0,85 ... 0,95). C уменьшением размерности ЖРДМТ значения коэффициентов  к и c обычно снижаются. Показатели эффективности процессов в камере ( к, c) у ЖРДМТ значительно ниже, чем у ЖРД больших тяг. Причиной снижения коэффициента  к являются, прежде всего, крупномасштабная неравномерность соотношения компонентов в поперечном сечении камеры, а также относительно низкая полнота сгорания топлива из-за малого пути турбулентного смешения. Необходимо отметить, что при отклонении коэффициента  ок от номинального значения коэффициент  к обычно несколько уменьшается из-за изменения условий смесеобразования компонентов, в частности для самовоспламеняющихся жидких компонентов топлива жидкофазного смешения компонентов. Снижение коэффициента с объясняется в основном существенной химической неравновесностью процесса расширения рабочего тела (процесс близок к «замороженному») и высоким уровнем потерь на трение из-за низких чисел Rе, характерных для сопел ЖРДМТ. При этом вид зависимости K Рп  f ( ок) может резко отличаться от идеального случая из-за несоответствия реального состава рабочего тела на входе в сопло составу, принимаемому в термодинамическом расчете. В то же время в ЖРДМТ имеются возможности увеличения I у. п, которые, прежде всего, связаны с улучшением полноты сгорания и повышением коэффициента  к за счет улучшения системы смесеобразования и использования камер сгорания из тугоплавких мате94 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» риалов. Повышение же коэффициента сопла с даже при выборе оптимальной степени расширения Fa лимитировано из-за действия чисто физических факторов. Зависимость Pп  f ( ок) , полученная в эксперименте, обычно гораздо меньше отличается от идеальной, чем соответствующая зависимость для удельного импульса. Это объясняется отсутствием влияния полноты выделения тепла в камере сгорания ( к) на тягу при данном давлении рк. Разница между идеальными и реальными значениями тяг ЖРДМТ обусловлена только влиянием коэффициентов с  f ( ок) и  с < 1,0. 3.4.2. Статические дроссельная и высотная характеристики ЖРДМТ Дроссельная характеристика ЖРДМТ может быть получена экспериментально как на высотном, так и на наземном огневом стенде. Проведение наземных испытаний гораздо проще и требует существенно меньших затрат времени, в то же время качественно получаемые результаты идентичны. Однако вследствие относительно низких давлений в камерах сгорания ЖРДМТ (рк = (5 ... 15) ∙105 Па) необходимо, чтобы сопло испытуемого двигателя имело малую геометрическую степень расширения Fa , что обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания. Для снятия дроссельной характеристики ЖРДМТ выполняется от 4 до 6 огневых пусков двигателя при различных расходах топлива в заданном диапазоне изменения тяги. Удобнее проводить пуски при одинаковых в обеих магистралях давлениях компонентов на входе в двигатель (рвх. г  рвх. ок). При этом требуемое соотношение компонентов обеспечивается предварительной настройкой двигателя. В процессе испытаний с помощью методов, описанных в разделе 3.3, измеряются: тяга, расходы и температура компонентов топлива, давление в камере сгорания, давление окружающей среды, продолжительность включения двигателя. По полученным данным для каждого режима работы двигателя определяются секундные массо95 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» вые расходы компонентов и топлива, коэффициент избытка окислителя, удельный импульс тяги, давление в камере сгорания и, в случае необходимости, - расходный и тяговый комплексы. Результаты прямых измерений тяги и эти данные достаточны для построения дроссельной характеристики конкретного ЖРДМТ. При этом на основании проведенных испытаний дроссельная характеристика может быть найдена для всего возможного диапазона высот полета от Н = 0 до Н=  (соответственно от давления окружающей среды, равного атмосферному, до давления, равного нулю). Для определения высотной характеристики исследуемого двигателя не требуется дополнительных экспериментов. Экспериментальное определение характеристик ЖРДМТ с соплом, имеющим обычную для таких двигателей степень расширения (Fa = 30...160), необходимо выполнять на высотном стенде. Методика проведения таких испытаний аналогична описанной выше. Рассмотрим, насколько теоретическая дроссельная характеристика ЖРДМТ, которая рассчитывается при ряде принятых допущений, соответствует экспериментальной. Расчет теоретической дроссельной характеристики конкретного двигателя осуществляется с учетом параметров его работы в какойлибо точке экспериментальной характеристики. Принимаем за исходные для расчета параметры двигателя (тягу, удельный импульс, расходный комплекс, давление в камере сгорания), полученные при максимальном расходе. Тогда по уравнениям (19) и (20) можно вычислить значения постоянных А, В и С. Затем, используя те же уравнения и изменяя значения давления рк, определяется теоретическая дроссельная характеристика двигателя. Типичные теоретическая и экспериментальная дроссельные характеристики ЖРДМТ для Н = 0 и Н =  приведены на рис. 26. Из рис. 26 видно, что экспериментальные значения удельного импульса существенно меньше расчетных, особенно в области низких значений давления рк. При изменении секундного расхода топлива в (2...3) раза эти различия могут составлять (10...30)%, что объясняется падением значений коэффициента  к при уменьшении давления в камере сгорания, тогда как коэффициент сопла c оста96 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» ется практически постоянным. Снижение эффективности процессов преобразования топлива в камере сгорания связано, прежде всего, с уменьшением перепада давления на форсунках двигателя pф и соответственно скорости впрыска топлива. Это приводит к ухудшению процессов распыливания и перемешивания топлива. Кроме того, низкое давление, характерное для камер сгорания ЖРДМТ, отрицательно сказывается на скорости процессов, определяющих собственно горение топлива. P 8 1 Н= 8 Iу Н= Н=0 a рк.max 2 рк рк.min б Н=0 рк.max рк Рис. 26. Сравнение экспериментальной и теоретической дроссельных характеристик: а − изменение тяги; б − изменение удельного импульса; 1 − теоретическая характеристика; 2 − экспериментальная характеристика Однако, несмотря на различия в удельном импульсе тяги, расчетные и эмпирические зависимости тяги от давления pк совпадают (рис.26, а) . Учитывая, что при дросселировании K Р П  const , получаем, что тяга прямо пропорциональна давлению в камере сгорания независимо от изменений коэффициента k  f (pk) . Это обусловлено тем, что ухудшение процессов в камере сгорания одинаково сказывается и на тяге, и на давлении рк. Если же построить зависимости тяги от расхода топлива или давления компонентов на входе в двигатель (рвх. г  рвх. ок). как это часто делается 97 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» для ЖРДМТ, то расхождение между экспериментальными и расчетными данными будет таким же, как и для удельного импульса тяги. В отличие от дроссельной характеристики, теоретическая и экспериментальная высотные характеристики совпадают, т.е. для определения высотной характеристики двигателя (при безотрывном те  const и ок  const) достаточно иметь эмчении газа в сопле, m пирические данные только при одной высоте полета (при одном значении давления окружающей среды). Пример дроссельной характеристики серийного двухкомпонентного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 разработки и производства ФГУП НИИМАШ , работающего на компонентах топлива НДМГ и АТИН и имеющего номинальную тягу 123,5 Н, показан на рис. 3.71, в виде зависимости тяги в пустоте от входного давления компонентов топлива в двигатель. ЖРДМТ 11Д428АФ-16 предназначен для использования в составе двигательной установки возвращаемого аппарата, используемого в международной программе "ФобосГрунт". Рис. 27. Зависимость тяги в пустоте ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от входного давления Другие основные технические параметры данного двигателя приведены в таблице 3. 98 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Таблица 3 Основные технические параметры ЖРДМТ 11Д428АФ−16 Компонент, горючее/окислитель Соотношение компонентов Номинальная тяга, Н Удельный импульс тяги в непрерывном режиме НДМГ/АТИН 1,85±0,05 123,5 при 3002 Fa =157, м/с Номинальное давление на входе, МПа Максимальное давление на входе, МПа Минимальное давление на входе, МПа Минимальный импульс за включение, Н·с Время включения, с Максимальная длина, мм Максимальная масса, кг Максимальный диаметр сопла, мм Геометрическая степень расширения сопла Ресурс по времени включений, с Количество включений Рабочее напряжение, В 1,47 1,57 1,37 2,45 0,030...2000 372 1,9 157,4 157 50 000 500 000 27 3.4.3 Динамические характеристики ЖРДМТ в импульсном режиме работы Исследования ЖРДМТ проводятся с целью определения как динамических свойств электроклапанов, так и показателей динамического совершенства камеры сгорания, а также для выявления практических возможностей улучшения эффективности преобразования топлива в импульсных режимах работы вообще и, в частности на менее экономичных режимах одиночных включений. Интервалы времени, характеризующие динамические свойства двигателя (см. рис. 9) определяются с помощью автоматизированной системы сбора и обработки экспериментальных данных (см. раздел 3.4). Значения времени  О. К и  З. К характеризуют быстродействие топливных электроклапанов соответственно при открытии и закрытии. Их величины, полученные в эксперименте, используются для 99 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» уточнения таких конструктивных параметров электроклапанов, как сила действия пружины, прижимающей клапан к седлу, площадь контакта клапанной пары, мощность электромагнита и т. д. Изменения в конструкцию электроклапанов вносятся до тех пор, пока не будут выполнены заданные требования по быстродействию клапанов. В зависимости от полученного значения  К принимаются конструктивные меры по уменьшению объемов заклапанных полостей форсуночной головки ЖРДМТ. Форма импульса определяется значениями  0,9 и  0,1 , по мере уменьшения которых импульс приближается к прямоугольному, наилучшему с точки зрения эффективности функционирования ЖРДМТ в системе управления пространственным положением космического аппарата. Уменьшение  0,9 и  0,1 представляет сложную задачу, которая решается в основном с помощью конструктивных мероприятий: уменьшение заклапанных полостей, подбор соотношения между объемом камеры сгорания и площадью минимального сечения сопла, выбор типа и параметров форсунок и т. д. Задержка воспламенения  зв ухудшает не только динамические показатели камеры сгорания и двигателя, но и снижает его экономичность. Поэтому уменьшение  зв является одной из главных задач экспериментальной доводки ЖРДМТ. Для двухкомпонентных ЖРДМТ на самовоспламеняющемся топливе величина  зв определяется в основном системой смесеобразования в камере сгорания. Время включения ЖРДМТ  ВК и открытого состояния электроклапанов  КЛ определяет величину создаваемого импульса, массовый расход топлива за одно включение и, следовательно, экономичность двигателя I y ОД. Зависимость I y ОД от  КЛ или от  вк представляет регулировочную характеристику ЖРДМТ, причем время  вк используется для аттестации двигателя, прошедшего доводку и принятого к эксплуатации в системе управления положением аппарата в пространстве. Время же  кл удобнее использовать в качестве параметра на этапе экспериментального совершенствования двигателя в процессе доводки. 100 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» В качестве примера характеристик в импульсном режиме работы на рис. 3.72 и рис. 3.73. показаны соответственно зависимости импульса тяги и удельного импульса тяги серийного ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды. Рис. 3.72. Зависимость импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от длительности электрической команды  вк Рис. 3.73. Зависимость удельного импульса тяги ЖРДМТ 11Д428АФ-16 от времени включения  вк 101 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Библиографический список 1.Алемасов, В.Е. Теория ракетных двигателей: учебник для студентов втузов / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под редакцией В.П. Глушко.– М.: Машиностроение, 1989.– 464 с.: ил. 2. Добровольский, М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов / М.В. Добровольский. 2-е изд., перераб. и доп.; под ред. Д.А. Ягодникова.– М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.– 448 с.: ил. 3. Салич, В.Л. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги: учебное пособие / В.Л. Салич, А.А. Шмаков, С.Д. Ваулин.– Челябинск: Изд-во ЮУрГУ, 2006. – 52 с.: ил. 4. Мелькумов, Т.М. Ракетные двигатели / Т.М. Мелькумов, Н.И. МеликПашаев, П.Г. Чистяков, А.Г. Шиуков.– М.: Машиностроение, 1976. – 399 с.: ил. 5. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. /Под ред. В. М. Кудрявцева. – М.: Высшая школа, 1983. – 704 с.: ил. 6. Сточек, Н.П. Гидравлика жидкостных ракетных двигателей / Н.П. Сточек, А.С. Шапиро.– М.: Машиностроение, 1978. – 128 с.: ил. 7. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; Под общ. ред. Г.Г. Гахуна.– М.: Машиностроение, 1978, 1989.– 424 с.: ил. 8. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в 10 т. / Под ред. акад. В.П. Глушко. – М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971–1979. 9. Шевелюк, М.И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей / М.И. Шевелюк,– М.: Оборонгиз, 1960. 10. Штехер, М.С. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. / М.С. Штехер, М.: Машиностроение, 1976.– 301 с. 11. Егорычев, В.С. Топлива химических ракетных двигателей: учебное пособие / В.С. Егорычев, В.С. Кондрусев.– Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007.– 72 с. : ил. 12 Фахрутдинов, И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: учебник для машиностроительных вузов / И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников.– М.: Машиностроение, 1987.–328 с.: ил. 13. Проектирование форсунок системы смесеобразования ЖРД: метод. указания к курсовому проектированию /сост. В.С. Кондрусев, В.Е. Годлевский, Л.Я. Шумихина.– Самара: САИ, 1992.– 52 с.: ил. 14. Распыление жидкостей / Ю.Ф. Дитякин, Л.Я. Клячко, Б.В. Новиков, В.И. Ягодкин.– М.: Машиностроение, 1977.– 207 с.: ил. 15. Егорычев, В.С. Проектный расчет двухкомпонентной центробежной эмульсионной форсунки / В.С. Егорычев // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: Материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 24-26 июня 2009г.–В 2 ч. Ч.1.– с. 151…152.– Самара: СГАУ, 2009.– 266 с.: ил. 16. Заботин, В.Г. Характеристики ЖРД: учебное пособие / В.Г Заботин, В.С. Кондрусев, В.Е. Нигодюк. – Куйбышев: КуАИ, 1981. – 91 с.: ил. 102 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» 17. Жуковский, А.Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: учебник для студентов авиационных специальностей вузов / А.Е. Жуковский, В.С. Кондрусев, В.В. Окорочков. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1992.– 352 с.: ил. 18. Экспериментальный комплекс «Научно-исследовательского центра космической энергетики» / Научно-исследовательский центр космической энергетики. – Самара: СГАУ, 2008. - 66 с.: ил. 19. Заботин, В.Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов: учебное пособие / В.Г Заботин, А.Н. Первышин. – Куйбышев: КуАИ, 1990. – 67 с.: ил. 20. Рыжков, В.В. Автоматизированная система управления и информационного обеспечения исследований жидкостных ракетных двигателей малой тяги / В.В. Рыжков, Ю.С. Ивашин, А.Ю. Ивашин, Э.Ю. Петрунин // Вестник СГАУ. Сер. Проблемы и перспективы развития двигателестроения. – 2003. - 4.2. – С. 38-44. 21. Теория и техника теплофизического эксперимента: учебное пособие для вузов / Ю.Ф. Гортышев, Ф.Н. Дресвянников, Н.С. Идиатуллин и др.; Под ред. В.К. Щукина. – М.: Энергоатомиздат, 1985. – 360 с.: ил. 22. http://niimashspace.ru 103 Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис» Егорычев Виталий Сергеевич, Сулинов Александр Васильевич Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики Электронное учебное пособие Самарский государственный аэрокосмический университет 443086, Самара, Московское шоссе, 34.