Математическое моделирование и экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги на метане и кислороде

Расширение сферы освоения космического пространства (навигация, связь, изучение ресурсов Земли, промышленность, разведка, телевидение, астрономия, метеорология, фармацевтика, медицина) предполагает в перспективе рост количества запускаемых искусственных спутников Земли. Становится необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, не наносящих ущерба экологии околоземного пространства.

Анализ современного состояния средств выведения (СВ) [1,2] показывает, что существующие ракеты-носители (РН) по тем или иным причинам не удовлетворяют указанным требованиям. Так, производство РН легкого класса серии «Космос» прекращено, и существующий задел может быть легко использован в ближайшие 2−3 года. РН среднего класса Р-7А (Союз, Молния) используются почти 50 лет и в настоящее время прорабатываются различные варианты их замены, например РН семейства «Ангара». РН тяжелого класса «Протон» использует высокотоксичные компоненты ракетного топлива азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин (которые являются нежелательными с точки зрения экологии и промышленной безопасности), что со временем приведёт к запрещению запусков с территории Казахстана (космодром Байконур).

Таким образом, очевидна необходимость разработки программы создания ряда перспективных ракет-носителей, ключевым звеном которой являются многоразовые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) для оснащения 1-х ступеней ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Этому требованию отвечает ЖРД тягой 1,8.2 МН, используемый в одиночном исполнении для РН легкого класса и в составе многодвигательной установки на носителях среднего и тяжелого классов.

Специалистами ЦНИИ машиностроения, ИЦ им. М. В. Келдыша и ЦНИИ.

Космических войск РФ, исходя из результатов критического анализа положительного и отрицательного опыта предыдущих разработок, сформулированы основные общие требования к ЖРД нового поколения для 1-х ступеней ракет-носителей [1], которые состоят в следующем.

1. Компоненты ракетного топлива должны быть дешевыми и экологически безопасными, иметь широкую сырьевую базу и применяться в других отраслях промышленности.

2. Двигатели должны иметь высокие энергетические характеристики, но их достижение не идет в ущерб надежности, безаварийности и стоимости.

3. Двигатель должен проходить на заводе (в случае необходимости в составе изделия) огневые контрольно-технологические испытания (КТИ) без последующей переборки.

4. Конструкция ЖРД должна быть приспособлена для диагностических и ремонтных работ, а также его межполетного технического обслуживания на техническом комплексе при многократном использовании такого двигателя. Стоимость межполетного обслуживания ЖРД должна быть минимальной.

5. Для оснащения РН тяжелого класса должна использоваться многодвигательная установка с реализацией «горячего» резервирования двигателя при выходе из строя одного или двух из них.

6. В состав ЖРД должна входить высокоэффективная система его аварийной защиты, обеспечивающая в случае необходимости безаварийное выключение двигателя (без внешнего вскрытия конструкции) не менее чем в 90% аварийных ситуаций (его отказов).

7. Конструкция двигателя должна быть приспособлена к аварийному его выключению системой аварийной защиты при наличии неисправности (отказа).

8. При отработке двигателя должно использоваться ограниченное количество экземпляров (25 — 30 ЖРД однократного применения и 10−15 -многократного).

Из приведенного краткого описания требований к новому ЖРД следует, что во главу угла ставятся высокая надежность и безопасность носителя при минимальных затратах, хотя и за счет некоторого снижения достигнутого к концу XX века уровня энергетического и массового совершенства двигателей и ракет-носителей.

Ключевыми решениями, влияющими на надежность и безопасность РН, как показывает анализ предшествующего опыта, являются тип принятой схемы ЖРД (с дожиганием, без дожигания) и его газогенератора (окислительный, восстановительный), уровень эффективности системы аварийной защиты в плане своевременного отключения аварийного ЖРД (без вскрытия его конструкции) и характеристики выбранных компонентов топлива.

Требованию экологичности (нетоксичности) отвечают освоенные топливные композиции: кислород+керосин и кислород+водород. Однако в настоящее время применение отечественных керосино-кислородных ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере сгорания, показавших высокие энергомассовые характеристики, близкие к предельно допустимым, не обеспечивают наиболее приоритетных требований к современным средствам выведения, таких как минимальная стоимость и максимальная безопасность работ. Указанное связано с тем, что материалы конструкции высокотемпературных окислительных газовых трактов кислородно-керосиновых ЖРД замкнутой схемы с окислительным газогенератором имеют повышенную склонность к возгоранию.

Переход на ЖРД с дожиганием с восстановительным газогенератором позволит преодолеть этот главный недостаток. Именно по такой схеме созданы отечественные и зарубежные кислородно-водородные жидкостные ракетные двигатели. Однако при использовании кислородно-керосинового топлива подобная схема энергетически менее выгодна, и она не позволяет реализовать многократные запуски без переборки ЖРД вследствие большого сажеобразования в трактах установки [3].

Кислородно-водородные жидкостные ракетные двигатели замкнутой и схемы имеют и другие недостатки. В частности, не решены проблемы проведения их межполетного обслуживания и КТИ без переборки. Кроме того, повышенные требования предъявляются к чистоте поступающего из баковых систем ДУ с такими двигателями топлива.

В работе [1] предложено три варианта выхода из создавшегося положения.

Первый вариант. Применять для оснащения перспективных средств выведения только кислородно-водородные ЖРД закрытой схемы с восстановительным газогенератором. Недостатком этого варианта является относительно большие размеры топливных баков 1-й ступени РН из-за низкой плотности водорода, что, несомненно, усложнит доставку указанной ступени на космодром, а при транспортировке тяжелого носителя моноблочной компоновки может оказаться непреодолимым препятствием. Кроме того, потребуется на порядок увеличить масштабы использования криогенного, взрывоопасного и дорогого горючего, каким является жидкий водород.

Второй вариант. Использовать в составе 1-й ступени ракеты-носителя кислородно-керосиновые ЖРД открытой и полуоткрытой схем с более заметной потерей удельного импульса. Приемлемость такого решения продемонстрировали США при создании 1-й ступени РН «Сатурн V» с двигателями F-1. К недостаткам этого варианта следует отнести сложную и дорогостоящую технологию «очистки» (от керосина и сажи) конструкции ЖРД и ракетного блока после огневых контрольно-технологических испытаний товарного двигателя, а затем и ракетного блока в целом (без последующих его переборок).

Третий вариант. Приступить к созданию и использованию кислородно-метанового ЖРД. Новое горючее обладает в рассматриваемом аспекте рядом важных преимуществ перед керосином при сохранении широкой сырьевой базы и дешевизны. К их числу относятся:

— возможность создания замкнутой схемы жидкостного ракетного двигателя с восстановительным газогенератором;

— более высокие энергетические характеристики ракет (на 5 — 10% большая масса полезного груза при одинаковой массе ракеты);

— более высокая экологическая чистота продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут возникнуть в топливе «керосин-кислород» ;

— существенное упрощение технологии «очистки» конструкции ЖРД (и ракетного блока) после огневого контрольного технологического испытания, а, возможно, и полное ее исключение из-за криогенности (самоиспаряемости) обоих компонентов топливаэто преимущество следует считать решающим при переходе в будущем на использование многоразовых транспортных систем;

— лучшие охлаждающие свойства метана;

— более низкую стоимость метана (втрое меньше чем у керосина).

Недостатками метана как горючего являются:

— возможность сажеобразования;

— криогенность жидкого метана (потребуется создание систем захолаживания, ожижительных установок);

— меньшая плотность метана, что обусловит некоторое увеличение массы конструкции ЖРД, которое компенсируется его более высоким удельным импульсом;

— большая взрывоопасность метана (потребуется введение дополнительных мер контроля среды);

— необходимость высокой степени очистки метана, в зависимости от используемого месторождения;

— приспособление имеющейся инфраструктуры, средств транспортировки и хранения криогенных компонентов топлива под метан, не исключая создание вновь некоторых элементов и арматуры.

На основании анализа опубликованных данных [3−5] можно сделать вывод о том, что, учитывая неизбежность в ближайшем будущем перехода к созданию и использованию многоразовых ракет-носителей, комплексное решение проблем их безопасности, надежности и многоразовости наиболее полно может обеспечить только использование кислородно-метановых жидкостных ракетных двигателей любой схемы, кроме закрытой с окислительным газогенератором. Созданный на этой основе ЖРД будет отвечать практически всем вышеуказанным требованиям, предъявляемым к двигателям XXI в.

В заключение отметим, что возможность и целесообразность создания кислородно-метанового ЖРД подтверждают проектные проработки и экспериментальные исследования, выполненные во многих фирмах ракетного двигателестроения (НПО «Энергомаш» им. академика В. П. Глушко, КБ химического машиностроения им. А. М. Исаева, КБ химавтоматики, ИЦ им. М.В. Келдыша) [6−12]. Так, например, в таблице 1 представлены сравнительные характеристики условных двухступенчатых ракет-носителей для вывода ПГ на низкую околоземную орбиту. Первая РН использует «жидкий кислород — керосин», вторая — «жидкий кислород — жидкий метан». Из-за малой плотности метана баки второй ракеты имеют несколько большие габариты и массу. Однако благодаря преимуществу в удельном импульсе, масса полезного груза у второго носителя все-таки несколько больше (на 9,5%), чем первого. Поскольку промышленность освоила получение сжиженного метана в необходимых количествах, то по стоимости он сопоставим с керосином, а для регионов, богатых нефтью (к которым относится и Россия), даже дешевле. Таким образом, для многоразовых носителей метановое топливо выгодно и из-за своей относительно малой удельной стоимости. Расчёты, выполненные в работе [13], свидетельствуют, что для РН типа GX (Япония) кислородно-метановая верхняя ступень по массе ПГ, выводимого на геопереходную орбиту, находится практически в середине между ракетой с кислородно-керосиновой и кислородно-водородной ступенями. По грузоподъемности она лишь на 3,8% уступает кислородно-водородной и на 9,5% опережает кислороднокеросиновую ступень при прочих равных условиях.

Таблица 1.

Сравнительные массовые характеристики носителей, т [11].

Компоненты топлива Топливо I ступени Конструкция I ступени Топливо II ступени Конструкция II ступени Полезный груз, т.

Жидкий кислородкеросин 75,11 5,01 14,93 1,49 3,46.

Жидкий кислороджидкий метан 73,88 5,47 15,25 1,61 3,79.

Внедрение метанового горючего также даёт возможность решить следующие задачи по повышению эффективности эксплуатации ракетного комплекса на природном углеводородном горючем:

— обеспечить внедрение самых эффективных методов контроля изготовления товарных двигателей и ракетных блоков — огневых контрольно-технологических испытаний без последующих их переборок, а также высокую надежность ракет-носителей любого класса с первого пуска;

— создать благоприятные условия для перехода к многоразовым средствам выведения;

— снизить затраты на наземную огневую отработку ЖРД за счет увеличения числа его испытаний с использованием одного комплекта материальной частисокращение числа двигателей для наземной отработки и снижение стоимости товарных двигателей;

— уменьшить затраты на создание и содержание необходимой наземной инфраструктуры для работы с жидким метаном в рамках финансирования разрабатываемой общегосударственной программы его внедрения.

Кроме того, с целью унификации компонентов топлива для всех ракетных двигателей, установленных на ракете-носителе, определённый интерес представляет использование метана в качестве горючего ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) [14] реактивной системы управления (РСУ) космическими аппаратами. Следует отметить, что в настоящее время исполнительные органы РСУ — жидкостные ракетные двигатели малой тяги — используют в качестве топлива азотный тетроксид (AT) и монометил — (ММГ) или несимметричный диметилгидразин (НДМГ), или монотопливо-гидразин (таблица 2).

Таблица 2.

Параметры ЖРДМТ при работе в вакууме.

Обозначение ARC5M ДСТ-200 РДМТ-50 МДТО-123.

Разработчик Atlantic Research Corp. КБ Химмаш им. А. М. Исаева НИИМаш ТМКБ «Союз».

Топливо ММГ+АТ НДМГ+АТ НДМГ+АТ НДМГ+АТ.

Тяга, Н 22 200 50 95.

Полный импульс тяги, Не 2 668 800 1 000 000 250 000.

Удельный импульс, м/с 2871 2750 2500 2500.

Данные компоненты являются токсичными и в соответствии с основными направлениями развития средств выведения, как в нашей стране, так и за рубежом со временем должны быть заменены экологически чистыми. Причем в истории ракетно-космической техники известны примеры использования ЖРДМТ на экологически чистых компонентах. Например, в объединенной двигательной установке РСУ орбитального космического корабля «Буран» применялись керосин и кислород, которые также использовались в качестве топлива маршевых ЖРД РД-170 и ЖРД орбитального маневрирования [15]. Кроме того, для разрабатываемого космического корабля «Клипер» проектируются ЖРДМТ, работающие на этиловом спирте и кислороде [16]. В связи с этим можно считать целесообразным в случае применения метана в качестве горючего маршевых ЖРД, использовать его и для ЖРДМТ реактивных систем управления космическими летательными аппаратами.

Поскольку эффективность применения метана в качестве горючего зависит от совокупности накопленных знаний в области процессов распыливания, смешения, воспламенения и горения компонентов топлива на основе метана, а также уровня надёжности практических рекомендаций по организации высокоэффективных рабочих процессов в ЖРД различного уровня тяги, цель данной работы сформулируем следующим образом: разработка практических рекомендаций по организации высокоэффективного рабочего процесса в камере сгорания и конструированию ЖРДМТ на компонентах топлива метан-кислород.

Диссертация состоит из введения, трёх глав и приложения. В соответствии со сформулированной целью произведён обзор результатов экспериментально-теоретических работ, посвященных обоснованию выбора схем ЖРД на метане, стендовой отработке элементов конструкции камер, определения характеристик рабочего процесса в камере сгорания и подтверждения эффективности применения метана в качестве горючего ЖРД.

10. Результаты работы использовались предприятиями ИЦ Келдыша, НПО «Энергомаш» им. академика В. П. Глушко при проектировании камер сгорания ЖРД, а также в учебном процессе кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н. Э. Баумана.