Диссертация (Разработка методики расчета камеры перспективного ЖРД на основе метода подконструкций), страница 6

Среди этих требований основными являются:повышенная надежность и низкая стоимость ДУ при сохранении (а, возможно,и при увеличении) достигнутого уровня энерго-массового совершенства.Существующие кислородно-керосиновые двигатели создавались исходя изкритерия достижения максимального энерго-массового совершенства, поэтомуновым требованиям они удовлетворяют в меньшей степени, чем этонеобходимо сейчас».В ракетно-космической корпорации «Энергия» им. С.П. Королева ведутсяработы по созданию двигателя с беззавесным охлаждением. П.П.

Стриженкоопубликовал статьи о применении для охлаждения ракетных двигателейжидкого кислорода. В работе «Особенности расчета теплового состояниякамеры ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом»рассматриваетсярасчетохлаждениякамерыперспективного[74]ЖРДсбеззавесным охлаждением жидким кислородом. Приведено обоснованиевыбора конструкции тракта охлаждения, выполнен анализ различных методикрасчета теплового состояния камеры, предложены рекомендации по снижениютемпературы огневой стенки и по испытаниям камеры. Автор статьи пишет:41«При разработке современных ЖРД главными задачами являютсяповышение надежности и снижение стоимости двигателя. Большой вклад вобеспечение надежности двигателя вносит камера сгорания (КС), работающаяпри высоких уровнях давлений и температур. В существующих двигателяхснижение температуры огневой стенки КС достигается за счет применениязавесного охлаждения, что приводит не только к снижению удельногоимпульса двигателя, но и к снижению надежности и усложнению конструкции.В работе предлагается убрать завесное охлаждение, применив в качествеохладителя кислородно-керосинового двигателя не привычный керосин, акриогенныйкислород,обладающийболеевысокимиохлаждающимисвойствами».В статье «Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгоранияЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением» [70], написаннойП.П.

Стриженко совместно с А.А. Смоленцевым, рассматриваются результатыогневых испытаний камер сгорания перспективного ЖРД с беззавеснымохлаждениемжидкимкислородом,показаносоответствиеполученныхэкспериментальных данных проектным параметрам. Сделан важный вывод, чтоохлаждение криогенным кислородом является надежным. Даже при наличиинегерметичности тракта охлаждения камеры сгорания разрушения конструкциине происходит.«В настоящее время в ОАО «РКК «Энергия» ведутся интенсивныеработы по созданию перспективного многофункционального ЖРД для РБ типаДМ тягой 5 тс. Его основными преимуществами по сравнению с аналогамиявляются: многофункциональность и многоблочность двигателя, высокийудельный импульс тяги, охлаждение камеры сгорания жидким кислородом, его«интеллектуальность» в связи с наличием в составе двигателя автономнойсистемыуправления(АСУД)».АналогичныеработыведутсявОАО «Конструкторское бюро химавтоматики» (КБХА) [72, 65]РКК«Энергия»совместносNASAактивноработаетнадсовершенствованием комплекса «Морской старт».

Первый в истории запуск42ракеты этого комплекса был осуществлен в 1999 г. со стартовой платформы«Одиссей» в экваториальной зоне Тихого океана. За 15 лет эксплуатации наорбиту было выведено 32 космических аппарата. На сегодняшний деньпроводятся исследования по улучшению энергетических и эксплуатационныххарактеристик.Однимсовершенствованияизнаиболеевышеупомянутыхэффективныххарактеристикнаправленийявляетсязаменавдвигательной установке маршевого двигателя.Ведущие специалисты РКК «Энергия» Аверин И.Н., Егоров А.М.совместно с заместителем начальника двигательно-энергетического отделенияРКК «Энергия» Тупицыным Н.Н.

в статье 2014 г. «Особенности построения,экспериментальнойотработкииэксплуатациидвигательнойустановкиразгонного блока ДМ-SL комплекса «Морской старт» и пути ее дальнейшегосовершенствования» [1] предлагают применение вместо используемого наданный момент маршевого двигателя 11Д58М тягой 78,5 кН и двухвспомогательных ДУ 11Д79 на высокотоксичных компонентах топливаперспективного многофункционального двигателя 11Д58МФ тягой 49,1 кН,разрабатываемого РКК «Энергия»:«Маршевый двигатель (блок тяги) многофункционального двигателя11Д58МФ будет иметь те же посадочные места в ДУ, что и двигатель-прототип11Д58М, однако удельный импульс тяги его в связи с исключением потерьгорючего на внутреннее охлаждение камеры сгорания через кольца завесы из-заперехода к внешнему охлаждению камеры кислородом и в связи с повышениемгеометрической степени расширения сопла до 500 будет выше на 157 м/с, амасса — меньше на 90 кг».Замена на разрабатываемый двигатель «позволит увеличить массуполезного груза, выводимого с помощью комплекса «Морской старт» напереходную к геостационарной орбиту, до 6,75 т, а при использовании вмаршевомдвигателевместокеросинаперспективногосинтетическогоуглеводородного горючего «Соктан-9» — до 7,0 т при одновременномисключении из состава РБ вспомогательных ДУ 11Д79 на токсичных43компонентах топлива и соответствующем улучшении экологических иэксплуатационных характеристик разгонного блока».Отдельный параграф посвящен новому двигателю в книге «Ракетнокосмическая корпорация «Энергия» имени С.П.

Королева в первом десятилетииXXI века» [49], где подчеркиваются положительные результаты огневыхиспытаний камер сгорания с охлаждением жидким кислородом, проведенные в1959-1960 гг. в РКК «Энергия» (8 камер тягой 3-5 тс, 14 испытаний),отмечаютсябольшиеперспективыразрабатываемогоинновационногомаршевого двигателя с кислородным охлаждением камеры сгорания.Работынадсозданиеминновационногомногофункциональногомаршевого двигателя с кислородным охлаждением камеры сгорания [5, 50, 58,71] продолжаются.1.6.Выводы по главе 11. Повышение надежности работы ДУ является одним из основныхтребований при проектировании, поэтому важное значение приобретаетоценка прочности конструкции ЖРД.2.

Расчет на прочность камеры ЖРД носит приближенный характер и непозволяет оценить реальное напряженно-деформированное состояниеконструкции.3. Существующие конечно-элементные методики, как правило, используютупрощенные двумерные модели, не позволяющие учесть переменныйугол закручивания в каналах охлаждения.4. На сегодняшний день не решена проблема создания эффективнойметодики термопрочностных расчетов камер ЖРД. По этой причинеосновным методом оценки прочности и надежности камер сгорания ЖРДпо-прежнему остаются многочисленные серии огневых испытаний.44ГЛАВА 2. МЕТОДЫ ОЦЕНКИ ПРОЧНОСТИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ИСОПЛОВОЙ ЧАСТИ ЖРД И ИХ ОСНОВНЫЕ СООТНОШЕНИЯВовторойсоотношенияглавеидиссертационнойметоды,работыиспользуемыедляприведеныанализаосновныенапряженно-деформированного состояния камер ЖРД.Основной частью жидкостного ракетного двигателя является оболочка,охватывающая камеру сгорания, зону критического сечения и сопловую часть[17, 59, 82].Основные соотношения теории оболочек изложены в [3, 7, 68, 82].

ВрасчетеЖРДнапрочностьнаиболеетрудоемкиминедостаточноразработанным вопросом является расчет камеры сгорания и сопловой частиЖРД при наличии высокого температурного воздействия. Уже простейшиерасчетыпоказывают,чтовследствиетолькоодноготемпературноговоздействия на оболочку (без сил давления) в последней возникаютнапряжения, превосходящие предел упругости. Это значит, что оболочкуследует рассчитывать в пластической области [88], т.е.

с учетом физическойнелинейности материалов. Основные соотношения теории пластичности иползучести приведены в [51].ДляпроведенияуточненногоанализапрочностиЖРДнаиболееэффективными являются численные методы. В настоящее время такие расчетыпроводятся, как правило, с использованием метода конечных элементов [31].Для реализации этого метода существуют различные программные комплексы,одним из которых является ANSYS – современный профессиональныйкомплекс, позволяющий решать прикладные задачи прочности, теплообмена ит.п. [19, 28, 55].Для анализа перемещений камеры применялась расчетная схематрехслойнойконструктивно-анизотропнойописанная в главе 3.осесимметричнойоболочки,45Длядетальногоанализанапряженно-деформированногосостояниякамеры ЖРД применялся метод конечных элементов с использованием методаподконструкцийиучетомциклическойсимметрии.Оценканесущейспособности цилиндрической оболочки камеры сгорания ЖРД проводилась посхеме осесимметричной оболочки методом конечных элементов и помодифицированной методике, предложенной В.И.

Феодосьевым.Для задачи синтеза область рациональных значений геометрическихпараметров тракта охлаждения определялась расчетом на созданных плоской и3-Dмоделях.Дляпоискарациональныхгеометрическихпараметровприменялся метод последовательного квадратичного программирования сограничениями.2.1.Оценканесущейспособностицилиндрическойоболочкикамеры сгоранияМетодика расчета общей несущей способности камеры со связаннымиоболочками разработана В.И.