Диссертация (Разработка методики расчета камеры перспективного ЖРД на основе метода подконструкций), страница 4

Расчет проводился в программном28комплексеANSYS.Сначалабыларешеназадачастационарнойтеплопроводности, для этого использовался конечный элемент PLANE77. Затем– упруго-пластичный анализ напряжений с применением элемента PLANE82.Для моделирования пластического поведения внутренней и внешней стенкибралась кривая билинейного кинематического упрочнения. Нагружениепроизводилось циклическим образом. Учитывалась зависимость свойствматериалов от температуры (Рис. 1.12). Ребра и каналы охлаждениямоделировались в виде ортотропного материала с различной жесткостью вокружном, меридианальном и радиальном направлениях с использованиемметодики, предложенной в NASA [143].Рис.

1.12.Упрощенная осесимметричная конечно-элементная модель А.К. Асраффа и др.Деформированная форма при максимальной нагрузкеОсновной минус данной методологии – неточность расчетов ввидузамены реальных каналов и ребер со сложной геометрией эквивалентным29материалом. Как правило, интерес представляют каналы охлаждения, т.к.именно в них возникает, так называемый, эффект «собачьей конуры», т.е.утонение огневой стенки вплоть до нарушения ее целостности (появлениятрещин).Методология,предложеннаяиндийскимиспециалистами,непозволяет моделировать реальную геометрию спиральных ребер и каналовохлаждения.Особое внимание каналам охлаждения уделили специалисты из КитаяЧенг Ченг, Ванг Ибэй, Лю Юй в своей статье 2013 г.

«Термопрочностноеповедение и разрушение при малоцикловой усталости каналов стенки сопла»[105]. Авторы утверждают, что основной акцент при исследованиях в даннойобласти делается на каналах камеры сгорания в критическом сечении, причемиспользуются сильно упрощенные модели, в связи с этим ими было приняторешениепровеститермопрочностнойанализканаловохлаждениянекритического сечения камеры, а расширяющейся части сопла. Был проведентрехмерный конечно-элементный анализ сектора, включающего ребро и двеполовины каналов.

Использовались 8-узловые твердотельные элементы Solid 70для задачи теплопроводности и Solid 45 для прочностного анализа. В качестведопущения принималось, что сопло имеет коническую форму (Рис. 1.13).30Рис. 1.13.Трехмерная конечно-элементная модель сектора расширяющейся части соплаЧ. Ченга и др.Сначала был проведен гидрогазодинамический расчет, затем решеназадача теплопроводности, далее проведен прочностной анализ. Для расчетовиспользовался конечно-элементный комплекс ANSYS Workbench. Анализпроводился на 4 шагах нагружения: захоложенный режим (до старта), рабочий(«горячий») режим, выключение двигателя (режим останова) и релаксация.Далее рассматривалось поведение конструкции при циклическом нагружении ивопрос малоцикловой усталости.

Однако статья Ченг Ченга и др. оставляетоткрытыми отдельные вопросы о наложении граничных условий по краямрассмотренного сектора.А.К. Асрафф и другие специалисты из Индии продолжили работу надрасчетами камер сгорания ЖРД. В 2014 г. А. Бабу, А.К. Асрафф, Н. Филипопубликовали статью «Расчет долговечности камеры сгорания ракетногодвигателя» [98], в которой они исследовали возможность использованияразличных моделей материалов для описания пластического поведения камеры31сгорания.

Исследование проводилось в среде конечно-элементного комплексаANSYS.Проводилсярасчеттолькокритическогосечениякамеры.Использовалась традиционная 2-D модель канал + ребро (Рис. 1.14). Хотяавторами заявлен расчет трехмерных моделей, сравнение их с двумерными, ипредложена рекомендация по использованию представленных в работе 3-Dмоделей, следует отметить, что точность подобных моделей, очевидно,немногимпревосходитточностьтрадиционных2-Dмоделейввидунедостаточной толщины модели (0,1 мм) и использования по толщине одногоконечного элемента, что, в конечном итоге, позволяет относить данные моделик трехмерным лишь условно.

Подобные модели не позволяют моделироватьпеременный угол закручивания каналов охлаждения, а используются, как идвухмерные модели, для случая плоского деформированного состояния, т.е.расположения каналов вдоль оси камеры.Рис. 1.14.Квазитрехмерная модель сектора критического сечения камеры А. Бабу и др.В 2015 г. С.С. Лал, А.К. Асрафф, С.Э. Томас отказываются отиспользования предложенных ранее трехмерных моделей и возвращаются киспользованию традиционных 2-D моделей, однако расчет проводят уже в двухсечениях камеры [120].В том же 2015 г. А.К. Асрафф и др.

в статье «Циклический прочностнойанализ камеры сгорания с использованием модели Чабоша» [97] подводят32промежуточный итог своей работе по исследованию различных моделейматериалов программного комплекса ANSYS для расчета камеры сгорания прициклическомнагружении.Основнымминусомпо-прежнемуявляетсяиспользование исключительно простейших двумерных моделей.1.5.Инновационный двигатель с кислородным охлаждениемНеобходимость сокращения эксплуатационных расходов и возрастающиетребования к производительности ракетных двигателейтребуют созданияновых и модернизации старых разгонных блоков [1, 50].

Появляются новые иужесточаются старые требования к двигательным установкам (ДУ). Одним изосновных требований является повышенная надежность и низкая стоимостьДУ. При этом должен сохраняться или увеличиваться уровень энергомассовогосовершенства [75].В настоящее время применяются кислородно-керосиновые двигатели,которые в меньшей степени, чем это сейчас необходимо, удовлетворяюттребованиям времени [17].С позиции требований надежности высокие давления в камере сгоранияделают охлаждение ее огневой стенки керосином критичным.

Использованиенескольких поясов завесы (завесное охлаждение) уменьшает удельный импульстяги двигательных установок (помимо очевидного снижения надежности).Поэтому специалистами был проведен анализ возможности отказа отзавесного охлаждения камеры сгорания ЖРД. Традиционно охлаждениедвигателей осуществляется керосином. Для защиты огневой поверхностистенки камеры сгорания от высоких температур вводится несколько поясовжидкостных завес, которые снижают температуру стенки до приемлемогоуровня.

Однако при этом возникают дополнительные потери в удельномимпульсе тяги двигателя. Поэтому и возникла необходимость созданиядвигателя с чисто кислородным охлаждением (беззавесного охлаждения) [29,58, 70].33В настоящее время востребованной становится доставка космическихаппаратов на высокоэнергетические околоземные орбиты. Также актуальны иотлетные траектории, по которым на заре космической эры уходили дляисследования Солнечной системы автоматические зонды и межпланетныестанции.Значительную часть космических аппаратов, функционирующих на этихорбитах, выводят разгонными блоками типа ДМ.

Эти надежные средствамежорбитальной транспортировки созданы РКК «Энергия» им. С.П. Королева[49]. Однако они были созданы около 40 лет назад. С каждым годомконкурентоспособность этих блоков снижается. Уже доказано, что безперспективного кислородно-углеводородного блока в ряде случаев невыполняются задачи, предусмотренные государственной программой. В своюочередь, для создания нового разгонного блока необходима замена маршевогодвигателя.Сэтойцельюбылразработанинновационныймногофункциональный маршевый двигатель [71, 74], способный обеспечитьмаксимально высокую эффективность разгонного блока.1.5.1. История создания двигателя с кислородным охлаждениемПервым идею использования ЖРД и вообще ракеты для совершенияполетов в космосе предложил выдающийся русский ученый К.Э.

Циолковскийв своем известном труде «Исследование мировых пространств реактивнымиприборами» (1903 г.) [85].В качестве компонентов топлива ЖРД К.Э. Циолковский в данной работепредложил использовать кислород и водород.Позднее продолжатели дела К.Э. Циолковского развили многие из идейосновоположника ракетостроения и реализовали их на практике.

В частности,Ф.А. Цандер в статье «Тепловой расчет ракетного двигателя на жидкомтопливе» (1936 г.) [84], которая позднее вошла в его книгу «Проблема полета34при помощи реактивных аппаратов», выполнил приближенный тепловой расчетЖРД. Именно Ф.А. Цандер, совместно с С.П. Королевым и В.П. Глушко,проводил огромную работу по претворению в жизнь идей К.Э. Циолковского в1930-1933 гг.Параллельно работа над этой тематикой велась и в других странах: вГермании и США [115]. Так, первый экспериментальный полет ракеты,работающей на жидком топливе, которая взлетела на 12 м за 2,5 сек., былосуществленамериканскимученымР.Х.Годдардом[129].Немецкиеконструкторы добились успехов в использовании ЖРД для ракет военногоназначения, примером чему служит созданная Вернером фон Брауном в концеВторой мировой войны баллистическая ракета Фау-2 [145].Но, что касается применения ЖРД для космических полетов, то именно внашей стране данная идея была впервые успешно реализована на практике В.П.Глушко и С.П.

Королевым. А начавшаяся космическая гонка между СССР иСША только подтолкнула развитие космической техники и, в частности, ЖРД.В процессе практической реализации ЖРД и их модернизацииприходилось решать множество сложных инженерных задач, одной из которыхявляется проблема организации оптимального охлаждения камеры сгоранияракетного двигателя.

Основной вопрос здесь - что именно применять в качествеохладителя. Еще в своем первом фундаментальном труде по ракетной технике(«Исследование мировых пространств реактивными приборами», 1903 г.) [85]К.Э. Циолковский предложил использовать в качестве охладителя один изкомпонентов топлива:«Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку,пройдут по особому кожуху, вдоль ея поверхности, охладят ее, сами нагреютсяи тогда уже попадают в пушку и взрываются; таким образом, энергия тепла,уходящего путем теплопроводности и лучеиспускания из пушки опять в неевозвращается, чтобы обратиться в энергию поступательного движения пара илитумана».Т.е.вданнойработеученыйпредложилидеювнешнегорегенеративного проточного охлаждения жидкостного ракетного двигателя.35Однаковпоследствиионсчелидеюемкостногоохлажденияболееперспективной, но от мысли об использовании жидкого кислорода в качествеохладителя все же не отказался [86].Идея охлаждения ЖРД жидким кислородом впоследствии не разпосещала ученых [109, 128].

Научно-конструкторские работы, направленные наосуществление этой идеи, велись как в СССР (НПО «Энергия», 1959-1960 гг.),так и в США (NASA, конец 1970-х – 1980-е гг.), однако кислородноеохлаждение так и не было реализовано на практике. В 1980-х гг. NASAопубликовало серию статей по результатам экспериментов с использованиемжидкого кислорода в качестве охладителя кислородно-керосиновых ЖРД. В этовремяв Исследовательском центре Льюиса вNASA разрабатывалсякислородно-керосиновый ЖРД с охлаждением жидким кислородом [122, 131,136, 138, 139, 142, 143].«Из-за ограничения охлаждающей способности вследствие коксования ипроблемсхимическимуглеводородовввоздействием,качествесвязанныхрегенеративногосиспользованиемохладителя,необходиморассмотреть окислитель (кислород) в качестве возможного охладителя дляперспективных кислородно-углеводородных двигателей.

Сверхкритическийжидкий кислород является желательным кандидатом переносчика тепла из-заего,вцелом,благоприятныхтермодинамическихсвойствисвойствпереноса». [132]Концепцияподвергаетсякислородно-углеводородныхсерьезномуобсуждениюдляракетныхдвигателейдвигателейракет-носителейтранспортных средств будущего, таких как транспортные системы смешанноготипа, достигающие орбиты, взлетая с поверхности Земли без отбрасыванияоборудования (стартовых ступеней), затратив только ракетное топливо ижидкости (single-stage-to-orbit – SSTO); ракеты-носители тяжелого класса: «Этитранспортныесредствасмогутобеспечитьэкономическиприемлемоевыполнение многих космических миссий, предусмотренных на период временис 1995 г.