Диссертация (1025976), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Конечно-элементный анализ был проведен длявычисления диапазона деформаций (Рис. 1.3).17Рис. 1.3.Разрушение огневой стенки (т.н. эффект «собачьей конуры») и двумернаяконечно-элементная модель, предложенная Н.П. Ханнумом и Г.Г. ПрайсомРаботы по исследованию долговечности камеры сгорания методомконечных элементов в NASA продолжились. В статье «Расчет долговечностикамеры сгорания» [117] Гарольд Дж. Каспер описывает применение методаконечных элементов для расчета долговечности камеры сгорания.
Как ипрежде,конечно-элементноймодельюявляетсясектор,охватывающийполовину канала охлаждения и половину ребра. Модель двумерная (Рис. 1.4).Нагружение осуществлялось циклически. На каждом последующем циклеучитывались изменения геометрии, произошедшие в результате предыдущегоцикла. Нагружение производилось вплоть до разрушения.18Рис. 1.4.Двумерная конечно-элементная модель сечения камеры сгорания и изменениегеометрии при циклическом нагружении1.3.Новые требования к перспективным расчетным моделям всвязи с появлением многоразовых ракетных двигателейВ 1988 г. опубликована статья «Трехмерный тепловой анализ ракетныхкамер сгорания» [125], в которой М.Х.Н. Нараги из Манхэттенского колледжа иЭ.С. Армстронг из Исследовательского центра Льюиса вновь показаливажность проблемы расчета долговечности камеры сгорания и создания новыхчисленных моделей для решения данного вопроса.
Ранее ракетные двигателиразрабатывались для однократного использования, поэтому усталость из-затемпературных напряжений не появлялась, и не было необходимости в точном19определении температурных градиентов. Однако в новых ракетных двигателяхмногократного применения, таких как SSME, OTVE и HLLV, снижениеусталости, вызванной температурными напряжениями, является важнымфактором в увеличении жизненного цикла двигателя.В испытываемой в Исследовательском центре Льюиса NASA тепловоймодели принято допущение о постоянной температуре стенки как врадиальном, так и в окружном направлениях. Это допущение приемлемо до техпор, пока давление горячего газа и температурный градиент относительномалы.
Однако в новых двигателях, таких как двигатели межорбитальныхаппаратов, давление газа и температурные градиенты сравнительно высоки, астенка камеры сгорания содержит ребра и каналы охлаждения, которые непозволяютприменитьдопущениеопостояннойтемпературестенки.Существующие тепловые компьютерные коды, такие как CINDA/SINDA,ADINAT, MARC, ANSYS, NASTRAN не могут быть применены беззначительных модификаций из-за сложной природы проблемы, котораявозникаетиз-затрехмернойгеометрииизависимостикоэффициентатеплопередачи охладителя и горячего газа от давления и температуры стенки ииз-за неизвестного перепада давления охладителя и его свойств.
Поэтомувозникла необходимость разработки новой тепловой модели, отвечающейсложностям проблемы.Попытке создания такой численной модели и посвящена вышеуказаннаястатья. Однако, как подчеркивают авторы, ввиду отсутствия точныхэкспериментальных данных, они не имели возможности сравнить результатыих расчетов с экспериментом.
Также отмечается, что в дальнейшем созданнуюмодель необходимо модифицировать. Как и ранее, рассматривалась ячейка,состоящая из половины ребра и половины канала охлаждения.В 1994 г. в техническом отчете NASA «Отвечающая требованиям вконструктивномотношениикамерасгоранияракетногодвигателя–экспериментальная и аналитическая проверка» [116] Роберт. С. Янковский,Винод К. Арья, Джон Казарофф, опубликовали результаты своей работы по20сравнению двух типов каналов охлаждения: прямоугольных и трубчатых.
Былипроведеныкакэкспериментальныеисследования,такиисследованиеаналитическое, методом конечных элементов. Особое внимание авторыуделяют использованию вязкопластичной модели для учета неупругихдеформаций (ползучесть, пластичность, релаксация и т.д.). Для выполненияконечно-элементных расчетов применялась конечно-элементная программаMARC. Конечно-элементные модели для прямоугольных и трубчатых каналовбыли созданы с использованием программы PATRAN (Рис. 1.5.). Как и впредыдущихработахвэтойобласти,моделировалсянаименьшийповторяющийся сегмент стенок камеры, охватывающий половину ребра иполовину канала тракта охлаждения. Были использованы изопараметрическиеэлементыобобщеннойквазитрехмерныйплоскойанализдеформации.каналов.ВрезультатепроведенКонечно-элементнаямодельчетырехугольных каналов состояла из 532 элементов и 601 узла, а модельтрубчатых каналов – из 552 элементов и 615 узлов, что значительно превышаетколичество элементов в конечно-элементных моделях предыдущих работ.Применение большего количества элементов, а, значит, и повышение точностирасчетов, связано с увеличением мощности вычислительных машин.
Так впервых работах по применению метода конечных элементов для расчетовкамеры сгорания для подобных двумерных моделей использовалось менее 200элементов. В исследовании Р.С. Янковского, В.К. Арья, Дж. Казароффа, Г.Р.Хэлфордамоделипрямоугольныхитрубчатыхканаловподвергалисьциклическому температурному и механическому нагружению. В результатебыли получены эквивалентные напряжения и деформации (Рис. 1.5). Благодарячему, а также с использованием данных экспериментов, было проведеносравнение двух форм каналов охлаждения.21Рис. 1.5.Уточненные двумерные конечно-элементные модели прямоугольных итрубчатых каналов охлаждения, предложенные Р.С.
Янковским и др.Результаты расчета: температуры, напряжения, деформацииПо результатам исследований было выявлено, что утонение в каналахпрямоугольной формы выше, чем в трубчатых каналах (Рис. 1.6.).22Рис. 1.6.Сравнение утонения в каналах прямоугольной и трубчатой формАвторы работы пришли к выводу, что использование трубчатых каналовтракта охлаждения уменьшает деформации и значительно увеличиваетпродолжительность жизни камеры сгорания.Сразвитиемвычислительнойтехникиученыеиспециалистыкосмической отрасли стали задумываться над возможностью замены большогоколичества огневых испытаний численным экспериментом (компьютерныммоделированием). В отчете «Проектирование ракетного сопла» [108] 1998 г. оработе над заказом корпорации MacNeal-Schwendler Франк Фритц, Джордж Ф.Корлисс, Эндрю Джонсон, рассматривают проблему оптимизации сопларакетного двигателя.
Они подчеркивают необходимость создания новыхметодов оптимизации, основанных на компьютерных технологиях, т.к. прежниеметоды, экспериментальные, являются экономически невыгодными, ввидубольших затрат времени и материальных ресурсов на конструирование ипроизводство все новых и новых прототипов до тех пор, пока проводимыеиспытания не покажут удовлетворительные результаты. Решение даннойпроблемы, по мнению авторов, может дать метод конечных элементов(Рис. 1.7). Однако программы конечно-элементного анализа сами по себе неспособны решить задачу оптимизации конструкции. Они могут лишь снабдить23конструктора информацией о модели в том виде, в котором она имспроектирована.
Авторы подчеркивают, что даже, если пробуется большоеколичество вариантов конструкции и проводится конечно-элементный анализкаждой, это, помимо больших затрат времени, не гарантирует, что будетнайденаоптимальнаяконструкция.Поэтомунеобходимосозданиепрограммного обеспечения, решающего задачу оптимизации. Именно такомупрограммному обеспечению (GlobSol), оптимизирующему задачи конечноэлементного анализа, и посвящена данная работа.Рис. 1.7.Конечно-элементная модель, используемая Ф.
Фритцем и др. для оптимизациисоплаВ 2002 г. на конференции в Индианополисе Йорг Р. Риккиус и Евгений Б.Заметаев из DLR Lampoldshausen представили работу «Стационарный идинамический тепловой анализ стенок камеры сгорания криогенного ракетногодвигателя» [134], в которой они методом конечных элементов выполнили нетолько тепловой, но и прочностной анализ стенок камеры двигателя Vulcainпервой ступени ракеты-носителя Ariane 5.
Используя ставшую уже привычной24методику моделирования сегмента ячейки, состоящего из половины канала иполовины ребра, авторы, однако, увеличили количество элементов и провелирасчет на каждом из режимов работы камеры (Рис. 1.8).Рис. 1.8.Распределение температур стенки для двумерной конечно-элементной моделиЙ.Р. Риккиуса и Е.Б. Заметаева на нескольких режимах работы камерыВ Немецком аэрокосмическом исследовательском центре активно веласьработа над двигателем Vulcain. В 2002 г.
вышла статья «Термомеханическийанализ и оптимизация криогенных жидкостных ракетных двигателей» [119]Детлефа Кула, Йорга Риккиуса и Оскара Дж. Хайдна. В ней рассмотрен вопросувеличения продолжительности жизненного цикла камеры сгорания в связи с25появлением многоразовых ракетных двигателей. Методом конечных элементовпроведен расчет сектора оболочки камеры, охватывающего половину каналаохлаждения и половину ребра (Рис. 1.9). Расчет двумерный.
Как и ранее ваналогичных работах применялись 8-узловые плоские конечные элементы.Проведен расчет температурного поля, далее – нелинейный прочностнойанализ (нелинейность связана с учетом пластического поведения материалов).Расчет был проведен для циклического нагружения в связи с тем, что двигательбудет запускаться не единожды (Рис.
1.10). Предложена стратегия оптимизацииконструкции.Рис. 1.9.Оболочка камеры сгорания и сектор, охватывающий половину ребра26Рис. 1.10.Двумерная конечно-элементная модель камеры сгорания двигателя Vulcain.Результаты расчета деформаций при циклическом нагруженииОднако, несмотря на явные успехи в использовании метода конечныхэлементов для расчетов камер сгорания жидкостных ракетных двигателей,можно заметить, что точность таких расчетов не достаточна, т.к., хотя идеитрехмерных расчетов высказывались еще в 1970-х годах, ввиду сложностиреализации, используются простейшие двумерные модели.1.4.Проблема трехмерных расчетовВ 2002 г.
М.Х.Н. Нараги возвращается к проблеме трехмерных расчетов ивыпускает брошюру «RTE – компьютерный код для трехмерного определениятемператур ракеты» [126]. Однако, поскольку мощностей компьютеровнедостаточно для полномасштабного трехмерного анализа, М.Х.Н. Нараги всвоей программе применяет метод, при котором различные плоские конечноэлементные сетки накладываются на стенку камеры в разных местах. Врезультате можно получить распределение температур камеры вдоль стенки.Отдельного внимания заслуживает работа М.Х.Н. Нараги, С. Данн иД.
Коатс (2004 г.) «Модель для проектирования и анализа регенеративно27охлаждаемых ракетных двигателей» [127]. Авторы предлагают конечноэлементную программу, совмещающую двумерный, используемый ранееанализ и предложенный в 2002 г. М.Х.Н. Нараги [126] трехмерный анализ,который,используямножествоплоскихконечно-элементныхмоделей,позволяет получить трехмерное распределение температур по всей стенке. Вкачестве примера использования их программы авторы рассматривают расчетдвух двигателей: SSME (главного двигателя космического шаттла) и двигателяна топливной паре керосин/жидкий кислород, где в качестве охладителяприменяется жидкий кислород (Рис.
1.11).Рис. 1.11.Квазитрехмерный анализ температур М.Х.Н. Нараги камеры сгораниякислород-керосинового двигателя с охлаждением жидким кислородомВ Индии работы по расчетам камер сгорания ЖРД велись в направлении,несколько отличном от того, которым на протяжении многих лет занималисьспециалисты из США и Европы. В статье 2010 г. «Анализ напряжений и расчетдолговечности криогенной камеры сгорания ракетного двигателя, рассматриваямалоцикловую усталость и ползучесть» [96] А.К. Асрафф, С. Сунил,Р. Мутукумар, провели расчет камеры сгорания, заменяя реальную камеруупрощенной осесимметричной моделью.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
