Моделирование и исследование теплового состояния работающего в импульсном режиме жидкостного ракетного двигателя малой тяги тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Ворожеева, Олеся Андреевна

  • Ворожеева, Олеся Андреевна
  • кандидат науккандидат наук
  • 2017, Москва
  • Специальность ВАК РФ05.07.05
  • Количество страниц 148
Ворожеева, Олеся Андреевна. Моделирование и исследование теплового состояния работающего в импульсном режиме жидкостного ракетного двигателя малой тяги: дис. кандидат наук: 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов. Москва. 2017. 148 с.

Оглавление диссертации кандидат наук Ворожеева, Олеся Андреевна

ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЖРДМТ

1.1. Анализ особенностей функционирования ЖРДМТ

1.2. Экспериментально-теоретические исследования и отработка рабочего процесса ЖРДМТ

1.3. Математическое моделирование и экспериментальные исследования теплового состояния ЖРДМТ

1.4. Результаты экспериментальных исследований теплового состояния ЖРДМТ с использованием инфракрасной пирометрии

1.5. Оценка надежности ракетных двигателей по экспериментально-теоретическим моделям

1.6. Обобщение данных по исследованию теплового состояния 51 ЖРДМТ

1.7. Выводы по Главе 1

ГЛАВА 2. РАСЧЕТНО-ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ РДМТ

2.1. Расчет термодинамических характеристик продуктов сгорания

2.2. Математическая модель и методика расчета теплового состояния модельного РДМТ

2.2.1. Расчетная схема для определения теплового состояния модельного РДМТ

2.2.2. Математическая модель теплового состояния элементов конструкции РДМТ

2.2.3. Исходные данные и режимные параметры

Стр.

2.2.4. Программа расчета теплового состояния элементов

конструкции модельного РДМТ

2.3. Результаты численного исследования теплового состояния элементов конструкции модельного РДМТ

2.4. Выводы по Главе 2

ГЛАВА 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ РДМТ

3.1. Описание экспериментального стенда для испытаний РДМТ ••

3.2. Описание конструкции РДМТ

3.3. Методика проведения экспериментальных исследований и расчета погрешности определения основных параметров

3.4. Результаты экспериментальныхисследованийРДМТ

3.5. Выводы по Главе 3

ГЛАВА 4. РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ КАМЕР СЕРИЙНЫХ ЖРДМТ

4.1. Расчетная схема для определения теплового состояния камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева

4.2. Доработка математической модели для определения теплового состояния ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. 114 A.M. Исаева

4.3. Численное исследование теплового состояния камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева

4.4. Численное исследование теплового состояния камеры РДМТ разработки МАИ (национального исследовательского университета)

4.5. Оценка повышения надежности ЖРДМТ на этапе эскизного и технического проектирования

4.6. Выводы по Главе 4

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЯ

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

а - коэффициент температуропроводности, м /с

Ср - теплоемкость, Дж/(кг К)

d - диаметр, м

f - частота включений, Гц

F - площадь, м

д - массовая концентрация вещества в смеси

/у - удельный импульс, м/с

к3 - коэффициент заполнения импульсного режима

Кт - массовое соотношение компонентов топлива

т - секундный массовый расход, кг/с

Мвк - количество включений

р - давление, Па

Р - тяга, Н

ц - удельный тепловой поток, Вт/м

- вероятность безотказной работы

Т - температура, К

м - скорость, м/с

Греческие символы

коэффициент избытка окислителя

коэффициент теплоотдачи от горячего газа к стенке, Вт/(м К) расходный комплекс, м/с относительная погрешность, % толщина пленки, м толщина покрытия, м

а -

аг -

Р -

5 -

^пл -

'покр

£ - - приведенная степень черноты (излучательная способность)

Я - - коэффициент теплопроводности, Вт/(м К)

м - - динамическаявязкостьгаза, Па с

V - - кинематическая вязкость газа, м2/с

Р - - плотность, кг/м3

а - - среднеквадратичное отклонение

т - - время, с

Ф - - объемная концентрация вещества в смеси

Фр - - коэффициент расходного комплекса

Критерии подобия

Сг - число Грасгофа Ыи - число Нуссельта Рг - число Прандтля

Подстрочные индексы

вк - индекс включения

вн - индекс внутренней поверхности

вх - индекс входного сечения

вых - индекс выходного сечения

г - индекс параметров газа

гор - индекс параметров горючего

ДОП - индекс допустимых значений

к - индекс параметров в камере сгорания

кип - индекс параметров кипения

кр - индекс критического сечения

н - индекс наружной поверхности

нач - индекс начальных значений

огн - индекс огневой стенки

ок - индекс параметров окислителя

охл - индекс параметров охладителя

п - индекс паузы

пл - индекс параметров плавления

покр - индекс параметров покрытия

пр - индекс параметров пристенка

р - индекс расчетных значений

ср - индекс средних значений

ст - индекс стенки

т - индекс теоретических значений

ш - индекс шайбы

э - индекс экспериментальных значений

эф - индекс эффективных значений

max - индекс максимальных значений

min - индекс минимальных значений

f - индекс параметров при средней температуре пограничного слоя

£ - индекс суммарных значений

0 - индекс параметров окружающей среды

Аббревиатуры

AT - азотный тетраоксид

ВБР - вероятность безотказной работы

ДУ - двигательная установка

ЖРДМТ - жидкостный ракетный двигатель малой тяги

КА - - космический аппарат

КЛА - - космический летательный аппарат

КС - - камера сгорания

ЛА - - летательный аппарат

ММГ - - монометилгидразин

НДМГ - - несимметричный диметилгидразин

ОСИ - - огневые стендовые испытания

ПГС - - пневмогидравлическая схема

ПИП - - первичный измерительный преобразователь

ПК - - персональный компьютер

ПС - - продукты сгорания

рд - - ракетный двигатель

РДМТ - - ракетный двигатель малой тяги

СПГ - - сжиженный природный газ

ФГ - - форсуночная головка

МОК-3 - - смесь оксидов азота N0, К2О4 и N02

Рекомендованный список диссертаций по специальности «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», 05.07.05 шифр ВАК

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Моделирование и исследование теплового состояния работающего в импульсном режиме жидкостного ракетного двигателя малой тяги»

ВВЕДЕНИЕ

Сегодня, когда с запуска первого космического аппарата (первого искусственного спутника Земли), положившего начало космической эре, прошло шестьдесят лет, стало привычным использование космического пространства для решения различных общехозяйственных задач, а также задач в области науки и обороны. Дальнейшее освоение космоса связано с созданием в условиях ограниченного финансирования космических программ космических летательных аппаратов (КЛА) и двигательных установок (ДУ) для их выведения, которые отвечают жестким требованиям надежности и экологической безопасности. Важной задачей, решаемой при разработке новых КЛА, является создание эффективных и экономичных систем управления их пространственным положением, основным исполнительным элементом которых в настоящее время является жидкостный ракетный двигатель малой тяги (ЖРДМТ). Поэтому остается актуальной проблема проектирования высокоэкономичных и надежных ЖРДМТ, удовлетворяющих одновременно требованиям экологической безопасности.

Сейчас ЖРДМТ находят свое применение в системах ликвидации возмущений, возникающих при отделении КЛА от ракеты-носителя, в системах ориентации и стабилизации КЛА. Реактивные системы управления с ЖРДМТ могут использоваться при выполнении программных разворотов, для корректировки скорости и траектории полета, осуществлять угловые и линейные перемещения во время различных маневров, выполнять причаливание и стыковку, проводить торможение при спусках, а также создавать требуемые перегрузки на борту КЛА [1].

Широкая область применения ЖРДМТ привела к созданию ряда двигателей тягой от 0,01 Н до 1600 Н [2, 3], способных работать как в непрерывном, так и в импульсном режимах на жидких и газообразных компонентах топлива.

Среди отечественных представителей этого класса двигателей следует отметить ЖРДМТ производства КБхиммаш им. A.M. Исаева [4, 5]. В этом конструкторском бюро разработан ряд двигателей тягой от 6 Н до 2250 Н на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе азотный тетраоксид (AT) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) с массовым соотношением компонентов топлива Кт = 1,85, отличающихся стабильностью характеристик, экономичностью, быстродействием, многорежимностью работы. Надежность работы обеспечивается применением камеры сгорания (КС) из ниобиевого сплава с защитным покрытием, радиационного и внутреннего пленочного охлаждения.

Более 15 тысяч экземпляров ЖРДМТ тягой от 0,3 Н до 392,4 Н на компонентах топлива AT + НДМГ, кислород + керосин и азот + гелий / воздух, разработанных и изготовленных в НИИмаш (г. Нижняя Салда), обеспечили успешную эксплуатацию более чем 1200 космических аппаратов (КА) с реальным сроком активного существования до 15 лет, таких как орбитальные станции «Салют», «Алмаз» и «Мир» (модули «Квант», «Квант-2», «Природа», «Кристалл», «Спектр»); транспортные корабли «Союз-TM», «Прогресс-М» и «Буран»; модуль «Заря» Международной космической станции; разгонный блок «Бриз» и «Бриз-М»; КА «Космос», «Экспресс», «Ресурс-ДК», «Фобос-Грунт» и др. [6].

В ТМКБ «Союз» разработан ряд двигателей тягой от 0,04 Н до 10 Н на компонентах топлива AT + НДМГ с Кт = 1,85, предназначенных для ориентации, стабилизации и создания осевой перегрузки КА [7].

Среди зарубежных представителей ЖРДМТ следует отметить двигатели фирмы Royal Ordnance (Великобритания) тягой от 22 Н до 645 Н на компонентах топлива AT + монометилгидразин (ММГ) / гидразин, DASA (Германия) тягой 10 Н и 400 Н на компонентах топлива AT + ММГ с Кт = 1,65, двигатели производства США (фирмы Marquardt, Rocket Research, Northrop Grumman ST) тягой от 4,5 H до 3870 Н на компонентах AT + ММГ / гидразин / Аэрозин-50 [8 - 10].

Продолжительность одного включения ЖРДМТ современных реактивных систем управления в зависимости от выполняемых задач в импульсном режиме составляет 0,01...0,1 с, в непрерывном - 3...10 000 с при суммарном времени огневой наработки двигателя до 354 600 с. Общее количество включений двигателя в процессе его эксплуатации может достигать 2 000 000 с, а максимальная частота включения f достигает 10 Гц. Использующиеся компоненты топлива в отечественных и зарубежных ЖРДМТ обеспечивают удельный импульс /у = 1962 ...3170 м/с при давлении в КС рк = 0,38... 1,9 МПа и геометрической степени расширения сопла /а = 43 ... 295.

К вновь разрабатываемым ЖРДМТ предъявляется ряд специфических требований, обусловленных характером и условиями их работы [11]. В частности, ЖРДМТ, применяемые в пилотируемых и непилотируемых КЛА в условиях космического пространства в течение длительного времени, исчисляемого десятками лет, должны обеспечивать высокую безопасность и надежность выполнения программы полета КЛА. Также должна обеспечиваться технологичность конструкции и низкая стоимость разработки и серийного производства ЖРДМТ и экологическая безопасность в процессе наземной отработки и эксплуатации путем перехода на экологически чистые топливные композиции, такие как кислород + сжиженный природный газ (СПГ) / метан / водород и др. В связи с высокой стоимостью выведения ЛА в космос ЖРДМТ должны обладать высокими энергетическими и массо-габаритными характеристиками, необходимыми для получения требуемого управляющего воздействия при минимальном расходе рабочего тела и энергии.

Рабочие процессы, происходящие в ЖРДМТ, отличаются от идеальных [12]. К наиболее существенным отличиям можно отнести неравномерность распределения компонентов и всех параметров по сечению камеры, связанную с характерным для ЖРДМТ низким уровнем тяги в непрерывном режиме работы, а, следовательно, и малыми значениями расходов топлива, накладывающими ограничения на количество форсунок на смесительной

головке, неполноту сгорания и химическую неравновесность, повышенные потери /у из-за трения, что связано с малыми размерами камеры и большой . Еще одной отличительной особенностью ЖРДМТ является нестационарность протекающих в нем процессов, связанная с импульсным режимом работы, присущим этим двигателям. При этом параметры двигателя зависят от времени выхода ЖРДМТ на стационарный тепловой режим и f связанной с наличием остаточной температуры стенки Гст КС от предыдущего включения.

Повышение экономичности ЖРДМТ связано с увеличением /у двигателя, что ведет к росту теплонапряженности элементов конструкции и усложняет задачу проектирования из-за необходимости прогнозирования теплового состояния двигателя.

На этапе проектирования и экспериментальной отработки целесообразно проводить численное моделирование рабочих процессов в КС ЖРДМТ таких как воспламенение и горение топлива; теплообмен газа со стенкой; напряженно-деформированное состояние при работе в непрерывном и импульсном режимах. Последний может обусловить существенное снижение полноты сгорания топлива и повышение температуры элементов конструкции ЖРДМТ, что необходимо учесть и, по-возможности, парировать на этапе разработки. Имеющиеся математические модели позволяют рассчитывать энергетические, внутрикамерные и теплопрочностные характеристики ЖРДМТ применительно только к непрерывным режимам работы. Кроме того, большинство опубликованных расчетных исследований посвящены перспективным экологически безопасным компонентам топлива, в частности кислороду и метану, в то время как моделирование ЖРДМТ на штатных компонентах практически не проводилось.

В связи с этим актуальным является создание универсальной математической модели и методики расчета, позволяющих получать характеристики теплового состояния элементов конструкции вновь разрабатываемых ЖРДМТ, как на штатных, так и на экологически чистых

компонентах топлива с учетом реальной геометрии проточного тракта КС ЖРДМТ, работающего в импульсном и непрерывном режимах.

Целью данного исследования является обоснование повышения надежности работающего в импульсном режиме ЖРДМТ на штатных компонентах топлива (AT + НДМГ) с помощью расчетного моделирования температурного состояния камеры реальной геометрии и схемы смесеобразования.

Предполагаемые результаты выполнения данного исследования позволят на ранней стадии разработки выбрать конструкцию камеры ЖРДМТ, отвечающую современным требованиям надежности и эффективности. В частности, получить данные о тепловом состоянии элементов конструкции при непрерывном и импульсном режимах работы двигателя, в результате чего представляется возможным сократить количество холодных и огневых испытаний для вновь разрабатываемого двигателя.

Объектом исследований выбран модельный ракетный двигатель малой тяги (РДМТ), работающий в импульсном режиме на газообразных компонентах топлива кислород + метан, а также ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева на компонентах AT + НДМГ.

Предметом исследований являются расчетно-теоретическое и экспериментальное определение характеристик теплового состояния элементов конструкции модельного и серийного ЖРДМТ в зависимости от различных режимных параметров (рк, коэффициент избытка окислителя а и др.).

Научная новизна работы заключается в следующем.

1. Математическая модель нестационарной теплопроводности в двумерной осесимметричной постановке, учитывающая конвективный, кондуктивный и радиационный механизмы теплообмена между продуктами сгорания (ПС) и внутренней поверхностью стенки двигателя с учетом осевых «перетечек» тепла и методика расчета теплового состояния элементов конструкции ЖРДМТ, работающего в импульсном режиме.

2. Температурные поля в элементах конструкции РДМТ и ЖРДМТ; нестационарные температуры стенки двигателя работающего в непрерывном и импульсном режимах, в зависимости от различных режимных параметров.

3. Значения температур элементов конструкции ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева на компонентах AT + НДМГ для различных значений коэффициента заполнения импульсного режима к3 и /.

4. Зависимость вероятности безотказной работы ЖРДМТ от температурного запаса огневой стенки камеры.

Практическая ценность диссертации заключается в следующем.

1. В разработке математической модели и алгоритма расчета теплового состояния РДМТ на газообразных компонентах топлива кислород + метан, а также ЖРДМТ штатной конструкции разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева на компонентах AT + НДМГ, работающих в импульсном режиме.

2. В практическом использовании расчетных значений температур элементов конструкции для определения запасов по допустимой температуре камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева на компонентах AT + НДМГ.

3. В разработке модельной установки и методики огневых испытаний модельного кислород-метанового РДМТ, работающего в импульсном режиме.

На защиту выносятся:

1. Двумерная осесимметричная математическая модель и алгоритм расчета теплового состояния РДМТ на газообразных компонентах топлива кислород + метан, а также ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева на компонентах AT + НДМГ, работающих в импульсном режиме.

2. Метод верификации математической модели теплового состояния камеры ЖРДМТ, работающего в импульсном режиме.

3. Результаты экспериментальных и расчетных исследований влияния режимных параметров на тепловое состояние конструкций РДМТ и ЖРДМТ.

4. Результаты параметрических расчетных исследований теплового состояния камеры ЖРДМТ, работающего в непрерывном и импульсном

режимах, и расчетов показателей надежности штатной конструкции разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева.

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждаются.

1. Удовлетворительным согласованием результатов численных расчетов и проведенных в работе экспериментов, а также удовлетворительным согласованием расчетных и экспериментальных данных, полученных в процессе стендовой отработки в КБхиммаш им. A.M. Исаева и МАИ (национальном исследовательском университете).

2. Использованием фундаментальных уравнений теплообмена, известных теплофизических и термодинамических свойств ПС топливных композиций, а также теплофизических свойств материалов элементов камеры ЖРДМТ.

3. Применением аттестованных средств измерения и регистрации, обеспечивающих необходимую точность для теплотехнических экспериментов.

Апробация работы. Материалы исследований докладывались на Всероссийской научно-технической конференции «Студенческая научная весна - 2013», МГТУ им. Н.Э. Баумана, (Москва, 2013); на Всероссийской научно-технической конференции «Ракетно-космические двигательные установки», МГТУ им. Н.Э. Баумана, (Москва, 2015); на XXXVIII и XL Академических «Королевских научных чтениях по космонавтике», МГТУ им. Н.Э. Баумана, (Москва, 2014 и 2016); на IX Всероссийской молодежной научно-инженерной выставке «Политехника», МГТУ им. Н.Э. Баумана, (Москва, 2014); на Научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2016), ЦИАМ (Москва, 2016), а также на научных семинарах кафедры «Ракетные двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Материалы диссертации опубликованы в 4 печатных работах, входящих в список рекомендованных ВАК. Результаты исследований содержатся в 6 научно-технических отчетах МГТУ им. Н.Э. Баумана (2012-2017 гг.).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, списка литературы и содержит 146 страниц основного машинописного текста, 10 таблиц, 81 рисунок. Список литературы включает 101 наименование.

Во введении показана актуальность темы диссертации и сформулирована цель работы.

В первой главе приведен обзор научно-технической информации в области экспериментально-теоретического исследования теплового состояния элементов конструкции и рабочих процессов в ЖРДМТ, работающих на штатных и экологически чистых компонентах топлива. На основе анализа обзорной информации сформулированы задачи экспериментально-теоретического исследования.

Во второй главе представлена математическая модель нестационарной теплопроводности в двумерной осесимметричной постановке, учитывающая конвективный, кондуктивный и радиационный механизмы теплообмена между ПС и внутренней поверхностью стенки двигателя с учетом осевых «перетечек» тепла и методика расчета теплового состояния элементов конструкции РДМТ, работающего в импульсном режиме. Приведены результаты численного исследования влияния режимных параметров на тепловое состояние конструкции РДМТ.

В третьей главе дано описание экспериментального стенда и методики проведения огневых испытаний, позволяющая определить эффективность рабочего процесса в КС экспериментального РДМТ, оценить тепловое состояние элементов его конструкции, влияние режимных параметров на тепловое состояние модельного двигателя. Приведены полученные в ходе огневых стендовых испытаний работающего импульсном режиме РДМТ на газообразных компонентах топлива температурные поля на наружной поверхности стенки модельного двигателя.

В четвертой главе представлены результаты численного исследования теплового состояния камеры ЖРДМТ на штатных компонентах топлива

разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева и РДМТ разработки МАИ (национального исследовательского университета) на экологически чистых компонентах топлива, а также их сравнение с экспериментальными данными. Выполнены расчеты значений вероятности безотказной работы в зависимости от температурного запаса огневой стенки камеры.

Автор считает своим долгом выразить благодарность сотрудникам кафедры «Ракетные двигатели» и отдела ЭМ1-1 НИИ «Энергомашиностроения» МГТУ им. Н.Э. Баумана за помощь в проведении огневых стендовых испытаний РДМТ, а также в сборе, обработке и анализе полученных результатов.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЖРДМТ

Экспериментальному исследованию и расчетному моделированию тепловых и рабочих процессов, протекающих в объеме камер ракетных двигателей (РД) всех типов, в настоящее время уделяется пристальное внимание. Это связано, прежде всего, с рациональным и обоснованными финансированием космических и оборонных программ, обусловливающим снижение объемов огневых стендовых испытаний.

Особенно актуальным представляется использование численного эксперимента применительно к моделированию сложных технических систем, в частности ЖРДМТ. Процесс создания последних носит итерационный, многоэтапный характер и сопровождается значительным объемом экспериментальной отработки, как в целом ДУ с ЖРДМТ, так и отдельных ее элементов и подсистем. Внедрение численного эксперимента позволяет на этапах эскизного проектирования и разработки технического проекта (этап ОКР) РД существенно сократить затраты на его создание за счет использования методов математического моделирования и различного рода уточняющих эмпирических и полуэмпирических зависимостей, полученных при отработке типовых геометрий КС и вносимых в общую математическую модель рабочего процесса. Кроме того, инструменты численного моделирования позволяют в комплексе оценить влияние различных принципиальных изменений, вносимых в конструкцию КС двигателя, по наименее экономически затратному пути. Возможны также оптимизация геометрии КС и схемы организации рабочего процесса с целью получения наибольшего значения /у и обоснование оптимальных теплового и напряженно-деформированного состояния, с учетом динамики протекающего процесса, а также выработка предварительных рекомендаций по проектированию КС в результате анализа полученных расчетных данных.

Следует отметить, что, несмотря на широкое использование систем автоматизированного проектирования, неотъемлемым этапом «сквозного» цикла проектирования ЖРДМТ остается экспериментальная отработка. Одной из ее основных задач в контексте расчетно-экспериментального исследования рабочего процесса является проверка математической модели на адекватность.

1.1. Анализ особенностей функционирования ЖРДМТ

В соответствии с ГОСТ 17655-89 [2] можно выделить следующие основные особенности ЖРДМТ.

1. Малые размеры, низкое рк и тяга, ограниченная значением 1600 Н.

2. Работа в непрерывном (до 2000 с) и импульсном (более 10000 включений) режимах. Циклограмма работы идеального ЖРДМТ приведена на Рисунке 1.1.

Рк ^вк

)

■<■— т 1 вк - Т

Рисунок 1.1. Циклограмма работы идеального ЖРДМТ

Принято, что в течение единичного импульса двигатель работает конечное время, определяющее время включения твк. Следующее включение происходит спустя интервал времени тп, определяющий паузу между последовательными включениями. При этом для анализа рабочего процесса используются понятия:

- период включения Твк = твк + тп;

- f = 1/^вк;

- скважность включения S = тп/Гвк;

- к3 = твк/Гвк, причем для двух последних выполняется условие 5 + к3 = 1.

3. Жесткие динамические характеристики по длительности включения (менее 0,01 с) и высокие энергетические характеристики в непрерывном режиме.

4. Обеспечение надежности функционирования при длительной летной эксплуатации (10 лет и более), которые требуют разработки и внедрения принципиально новых конструктивных, технологических решений и выбора соответствующих конструкционных материалов.

Учитывая рассмотренные выше обстоятельства, а также особенности создания в XXI веке ЖРДМТ, сформулированные во введении, представляется целесообразным проанализировать опубликованные результаты расчетных и экспериментальных исследований рабочего процесса ЖРДМТ с акцентом на учет многофакторности и сопряженности протекающих при этом физических явлений, таких как тепломассообмен, горение, динамика течения, импульсный режим работы и др.

1.2. Экспериментально-теоретические исследования и отработка рабочего процесса ЖРДМТ

Вопросами экспериментального и теоретического исследования рабочих процессов ЖРДМТ в настоящее время занимается ряд отечественных и зарубежных научных центров, среди которых, КБхиммаш им. A.M. Исаева [13 - 17], ТМКБ «Союз» [7, 18], НИИмаш (г. Нижняя Салда) [6, 19 - 22], ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» [23 - 26], МГТУ им. Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет) [11, 27 - 32], Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева [33 - 37], Южно-уральский государственный университет (национальный

исследовательский университет) [38, 39], МАИ (национальный исследовательский университет) [40 - 46], Atlantic Research Corporation (США), Messerschmitt-Bolkow-Blohm (Германия) [47], Japan Aerospace Exploration Agency [48, 49] и др. Остановимся подробнее на публикациях, имеющих непосредственное отношение к комплексному описанию рабочего процесса, протекающего в ЖРДМТ, либо предельно близких в плане физической и математической постановки задачи.

Большая серия экспериментальных исследований эффективности рабочего процесса и теплового состояния конструкции в ЖРДМТ на компонентах топлива AT + НДМГ [13 - 17, 50 - 53] выполнена в КБхиммаш им. А.М. Исаева под руководством Ю.И. Агеенко. Схему смесеобразования в серийных ЖРДМТ широкого диапазона тяг Р, приведенную на Рисунке 1.2, можно описать следующим образом.

1 2

Рисунок 1.2. Дефлекторно-центробежный смесительный элемент форсуночной головки (ФГ): 1 - струйная форсунка окислителя; 2 - конический дефлектор; 3 - стенка КС; 4 - центробежная форсунка; 5 - первичная пленка окислителя; 6 - вторичная пленка окислителя; 7 - факел распыла центробежной форсунки

Окислитель через струйные форсунки 1 попадает на конический дефлектор 2 преобразуясь на нем в первичную пленку 5, стекающую с кромки дефлектора на внутреннюю стенку КС 3, преобразуясь на ней во вторичную

пленку 6, которая течет по стенке камеры до места встречи с пленкой горючего от факела распыливания 7 центробежной форсунки 4. От места встречи пленки окислителя и горючего продолжают течь по стенке КС, одновременно проникая друг в друга и осуществляя жидкофазное смешение с образованием парогазовой смеси самовоспламеняющегося топлива АТ + НДМГ. Таким образом, практически все топливо попадает на внутреннюю стенку КС, участвуя в ее охлаждении и снятии значительной части теплового потока, направленного по стенке КС от критического сечения в сторону ФГ. При этом следует отметить, что рассмотренная выше схема смесеобразования первоначально отработана экспериментально в процессе автономных холодных проливок и последующих огневых испытаний ряда вариантов ФГ.

Экспериментальные значения температур наружной поверхности стенки Гстн камеры в характерных сечениях, полученные с помощью тепловизора приведены наРисунке 1.3.

Рисунок 1.3. Распределение температур по элементам ЖРДМТ при огневых испытаниях: 0 - С5.142, Р = 25 Н; ■ - С5.145, Р = 50 Н; □ - С5.144, Р = 100 Н; • - С5.146, Р = 200 Н; о - С5.165, Р = 400 Н

Анализ приведенных результатов позволяет сделать вывод, что наибольшие значения температур, составляющие ~ 1200 °С и зарегистрированные на входе в сужающую часть сопла, свидетельствуют об удовлетворительном тепловом состоянии огневой стенки КС и элементов ФГ и значительном запасе по температуре, поскольку последние ниже предельно допустимой температуры ниобиевого сплава с покрытием на основе дисилицида молибдена 1800 °С). Отметим также, что разработанная в КБхиммаш им. A.M. Исаева схема смесеобразования обеспечивает как надежное охлаждение конструкции, так и высокую эффективность рабочего процесса в непрерывном и импульсном режимах работы ЖРДМТ, характеризуемого действительным значением /у более 3000 м/с.

В НИИмаш (г. Нижняя Салда) совместно с Южно-уральским государственным университетом (национальным исследовательским университетом) В.Л. Саличем, С.Д. Ваулиным и др. при проектировании камер ЖРДМТ и РДМТ на компонентах топлива кислород + водород [39, 54 - 58], кислород + этанол [38, 59], кислород + керосин, кислород + метан [38, 59 - 61] реализован комплексный подход на основе данных численного моделирования рабочих процессов с использованием пакетов вычислительной газодинамики Ansys CFX, Flow Vision, Star-CD [21, 62]. Основные допущения математических моделей, разработанных авторами для камер ЖРДМТ схем «газ - газ» и «газ - жидкость», можно изложить в следующем виде.

1. Рабочее тело представляет собой сплошную неоднородную многокомпонентную газовую среду, содержащую исходные компоненты, газообразные ПС и капли распыленного горючего.

2. Компоненты топлива реагируют в газовой фазе.

3. Все химические реакции протекают с бесконечно большой скоростью и сведены к одной необратимой брутто-реакции, описывающей стехиометрическое взаимодействие веществ «окислитель» и «горючее» с появлением вещества «ПС».

4. Учитываются потери за счет теплоотвода в стенку КС.

Для описания процессов в ЖРДМТ на двухфазных компонентах топлива используется дискретно-траекторный метод Эйлера - Лагранжа. Рассматривается непрерывный режим работы, однако учитывая изначально нестационарную систему уравнений, сформулированную авторами, например, в работах [3, 58], исследованы так же вопросы воспламенения и выхода двигателя на режим.

На Рисунке 1.4 приведен пример конструкции исследуемой камеры ЖРДМТ на компонентах кислород + этиловый спирт. Результаты расчета, полученные с использованием программного комплекса АшуБ СБХ, представлены на Рисунках 1.5 и 1.6 в виде полей температуры ПС и траекторий капель жидкого горючего, из которых следует влияние на газодинамику горения процессов распыливания и смешения компонентов топлива в КС, определяемых используемыми смесительными элементами.

Гнездо под агрегат зажигания

Похожие диссертационные работы по специальности «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», 05.07.05 шифр ВАК

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Ворожеева, Олеся Андреевна, 2017 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Егорычев B.C., Сулинов А.В. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики: учеб. пособие. Самара: СГАУ, 2014. 128 с.

2. ГОСТ 17655-89. Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения. М., 1990. 58 с.

3. Козлов А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988. 352 с.

4. Международная ассоциация участников космической деятельности. URL: http://www.makd.ru (дата обращения: 20.05.2017).

5. Конструкторское бюро химического машиностроения им. A.M. Исаева. URL: www.kbhmisaeva.ru (дата обращения: 09.05.2017).

6. ФГУП «Научно-исследовательский институт машиностроения». URL: http://www.niimashspace.ru (дата обращения: 02.05.2017).

7. Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». URL: http://www.tmkb-soyuz.ru/31 (дата обращения: 02.05.2017).

8. New satellite kick engine successfully flown. Arc news release // Spaceflight now. June 27, 2000. URL: http://spaceflightnow.com/news/n0006/27arcengine/ (дата обращения:20.05.2017).

9. Robotic Lunar Lander Testing // NASA. URL: http://www.nasa.gov/mission_pages/lunarquest/news/dacs.html (дата обращения: 20.05.2017).

10. B ipropellant Rocket Engines // Aerojet Rocketdyne. URL: https://www.rocket.com/propulsion-systems/bipropellant-rockets (дата обращения: 20.05.2017).

11. Проектирование исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Часть 1 / В.В. Зеленцов [и др.]. Под ред. Б.Б. Петрикевича. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011. 115 с.

12. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1989. 464 с.

13. Агеенко Ю.И. Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектированию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов АТ и НДМГ на стенке камеры сгорания // Вестник СГАУ. 2009. Спец. выпуск № 3-2 (19). С. 171-177.

14. Исследование возможности создания ЖРДМТ тягой 400 Н по дефлекторно-центробежной схеме смесеобразования компонентов топлива АТ и НДМГ / Ю.И. Агеенко [и др.] // Вестник СГАУ. 2012. Спец. выпуск № 3-1 (34). С. 71-76.

15. Исследование влияния теплового потока от маршевого ЖРД на параметры управляющих ЖРДМТ в условиях двигательной установки перспективного разгонного блока / Ю.И. Агеенко [и др.] // Вестник СГАУ. 2012. Спец. выпуск № 3-3 (34). С. 251-259.

16. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги для системы причаливания и ориентации пилотируемого космического корабля «СОЮЗ» / Ю.И. Агеенко [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2006. № 3. С. 73-79.

17. Основные достижения в ракетных двигателях малой тяги разработки конструкторского бюро химического машиностроения им. А.М. Исаева / Ю.И. Агеенко [идр.] // Двигатель. № 2 (92). 2014. С. 24-27.

18. Карпов А.А., Стасенко А.Л. Образование двухфазной среды при истечении жидкости из ограниченного канала в полузамкнутый объем // Труды ЦАГИ. 1975. 12 с.

19. Анализ состояния отечественных и зарубежных разработок РДМТ и ДУ на их основе на экологически чистых компонентах топлива, включая «02 + СН4 и 02 + Н2», и проработка схемно-конструктивного исполнения РДМТ, в том числе применительно к объединенным ДУ разгонных блоков. Отчет о НИР / НИИ машиностроения; Руководитель темы Е.Г. Ларин. Инв. № 81Д-448/96. Нижняя Салда, 1996. 155 с.

20. Двигательные установки реактивных систем управления космических аппаратов на экологически чистых криогенных компонентах топлива / Ю.С. Архипов [и др.] // Актуальные проблемы российской космонавтики. Материалы XXX академических чтений по космонавтике. М.: Изд-во Комиссии РАН. 2006. С. 344.

21. Салич В.Л. Исследование смесеобразования в камере ракетного двигателя малой тяги с экологически чистыми компонентами топлива // Ракетно-космические двигательные установки: Сборник материалов Всероссийской научно-технической конференции. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2005. С. 51.

22. Экспериментальные исследования возможности адаптации ЖРДМТ разработки ФГУП «НИИМАШ» под топливную пару MON-3 + MMH с обеспечением удовлетворительного теплового состояния двигателей / Ю.А. Бешенев [и др.] // Вестник СГАУ. 2011. Спец. выпуск № 3-1 (27). С. 267-270.

23. Кочанов A.B., Клименко А.Г. Исследования проблем создания ракетных двигателей малой тяги на экологически чистых газообразных топливах // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2006. № 3. С. 15-30.

24. Кочанов A.B., Клименко А.Г. Перспективы применения калильной свечи для реализации многократного запуска ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2015. № 2. С. 57-67.

25. Мосолов C.B., Сидлеров Д. А. Анализ особенностей рабочего процесса в камерах сгорания ЖРД со струйно-центробежными и центробежно-центробежными форсунками // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2016. № 2. С. 60-71.

26. Сидлеров Д.А. Численное моделирование трехмерных газофазных турбулентных течений с горением в камерах сгорания ЖРД (LRE flame-3D) //

Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2010614904, дата регистрации 2010.

27. Исследование рабочего процесса РДМТ для космических летательных аппаратов, работающих на компонентах топлива: жидкий кислород + сжиженный газ, газифицируемых перед подачей их в КС. Перспективы использования сжиженных газов в качестве топлива РДМТ для КА: Отчет о НИР (промежуточ.) / МГТУ им. Н.Э. Баумана. Руководитель темы В.И. Новиков. Инв. № Э1433-99. Дмитров, 1999. 77 с.

28. Математическая модель и расчет характеристик рабочего процесса в камере сгорания ЖРД малой тяги на компонентах топлива метан-кислород / В.А. Буркальцев [и др.] // Вестник МГТУ. Сер. «Машиностроение». Спец. выпуск «Теория и практика современного двигателестроения», посвященный 175-летию МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2004. С.8-17.

29. Лапицкий В.И. Математическое моделирование и экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги на метане и кислороде: дис. ... канд. техн. наук. М. 2006. 163 с.

30. Экспериментальное исследование рабочего процесса в камере ракетного двигателя малой тяги на газообразных компонентах топлива метан + кислород / Ю.В. Антонов [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2007. № 2. С. 35-43.

31. Игошин Е.К., Суриков Е.В. Определение температуры и теплового потока на поверхности теплообмена в нестационарных условиях при малых значениях критерия Био // Вопросы двигателестроения. Труды МГТУ им. Н.Э. Баумана. 1983. № 394. С. 45- 49.

32. Ворожеева О.А., Ягодников Д.А. Расчетное исследование теплового состояния ракетного двигателя малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород-метан, работающего в импульсном режиме // Наука и образование. 2014. № 11. С 330-344. ШЬ: http://technomag.bmstu.ru/doc/742636.html (дата обращения: 20.05.2017).

33. Первышин А.Н. Основы проектирования генераторов сверхзву-ковых струй продуктов сгорания газообразных топлив и их технологическое использование: дис. ... докт. техн. наук. Самара, 1994. 233 с.

34. Рыжков В.В., Силютин М.В. О возможности исследования теплового состояния ЖРДМТ с помощью инфракрасной тепловизионной системы // Вестник СГАУ. 2011. Спец. выпуск№ 3-3 (27). С. 349-356.

35. Егорычев B.C. Математическая модель РДМТ на газообразных кислороде и водороде в импульсном режиме // Вестник СГАУ. 2009. Спец. выпуск № 3-2 (19). С. 262-267.

36. Силютин М.В., Шустов С.А. Физическая модель рабочих процессов в камере сгорания ЖРДМТ со струйно-центробежными форсунками на самовоспламеняющихся компонентах топлива // Вестник СГАУ. 2011. Спец. выпуск № 3-3 (27). С. 205-212.

37. Шустов С.А. Численное моделирование теплогазодинамических процессов в ЖРДМТ с учетом их неидеального протекания // Вестник МАИ. 2009. Т. 16, № 2. С. 146-153.

38. Салич В.Л. Численное моделирование внутрикамерных процессов в ракетных двигателях малой тяги // Вестник СГАУ. 2011. Спец. выпуск № 3-2 (27). С. 120-125.

39. Ваулин С.Д., Салич В.Л. Моделирование внутрикамерных процессов в кислородно-водородном ракетном двигателе малой тяги // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-4 (47). С. 121-130.

40. Воробьев А.Г. Математическая модель теплового состояния ЖРД МТ // Вестник МАИ. 2007. Т. 14, № 4. С. 42-49.

41. Воробьев А.Г. Экспериментально-теоретическая модель теплового состояния камеры сгорания двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей малых тяг, работающих на непрерывном режиме: дис. ... канд. техн. наук. М. 2010. 164 с.

42. Модернизация испытательного огневого стенда для исследования рабочих процессов в жидкостных ракетных двигателях малых тяг на

экологически чистых компонентах топлива / А.Г. Воробьев [и др.] // Вестник МАИ. 2010. Т. 17, № 1. С. 97-102.

43. Разработка жидкостных ракетных двигателей малой тяги с камерой сгорания из углерод-керамического композиционного материала / А.Г. Воробьев [и др.] // Вестник МАИ. 2010. Т. 17, № 3. С. 135-142.

44. Коватева Ю.С., Богачева Д.Ю. Оценка теплового состояния камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей малой тяги, работающего на экологически чистых компонентах топлива // Электронный журнал «Труды МАИ». 2013. Выпуск № 65. 15 с. http://trudymai.ru/published.php?ID=40191

45. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Ха С. Анализ нестационарного теплового состояния ЖРД малой тяги с топливом высококонцентрированная перекись водорода-керосин с учётом завесного охлаждения // Вестник СГАУ. 2014. № 1 (43). С. 30-40.

46. Козлов A.A., Богачева Д.Ю., Боровик И.Н. Исследование тепловой эффективности завесного охлаждения камеры сгорания РДМТ // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2014. № 1. С. 80-92.

47. Конструирование и изготовление двигателей малой тяги на топливе H2/O2 // ЦИАМ. № 11974. 1972. 12 с. Перевод ст. Domokos S.I., Falkenstein G.L.

48. Chemical Rocket Propulsion / Luigi T. De Luca [et al.]. London: Springer, 2017. 1084p.

49. LOX / Methane staged combustion rocket combustor investigation / Tamura H. [et al.] // AIAA papers. 1987. N 1856. 23 p.

50. Исследование энергетических параметров ЖРДМТ с геометрической степенью расширения сопла Fa=200 / Ю.И. Агеенко [и др.] // Вестник СГАУ. 2013. № 2 (40). С. 9-19.

51. Агеенко Ю.И., Ильин Р.В., Пегин И.В. Исследование влияния конструктивных параметров ЖРДМТ тягой 400 H на его энергетическую эффективность // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-1 (47). С. 124-131.

52. Агеенко Ю.И., Пегин И.В. Подтверждение повышения энергетической эффективности ЖРДМТ с дефлекторно-центробежной схемой смесеобразования // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-3 (47). С. 46-54.

53. Агеенко Ю.И., Пегин И.В., Чесноков Д.В. Двигатель коррекции тягой 50 Н для посадочного аппарата «ЛУНА-РЕСУРС» // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-1 (47). С. 112-117.

54. Салич В.Л. Разработка камеры ракетного двигателя малой тяги на кислородно-водородном топливе // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-4 (47). С. 107-112.

55. Салич В.Л. Математическое моделирование рабочего процесса камеры ракетного двигателя малой тяги на кислородно-водородном топливе // CAD/CAM/CAE Observer. 2015. № 7 (99). С. 31-36.

56. Салич В.Л. Численное моделирование смесеобразования и горения в камере кислородно-водородного ракетного двигателя тягой 100 Н в процессе проектирования // CAD/CAM/CAE Observer. 2014. № 3 (87). С. 82-88.

57. Салич В.Л. Проектирование камеры кислородно-водородного ракетного двигателя тягой 100 Н на основе численного моделирования внутрикамерных процессов // Вестник УГАТУ. 2014. Т. 18, № 4 (65). С. 20-26.

58. Салич В.Л. Численное исследование рабочего процесса в камере ракетного двигателя малой тяги на кислородно-водородном топливе // Вычислительные методы и программирование. 2015. Т. 16. С. 187-195.

59. Кутуев Р.Х., Лебедев И.Н., Салич В.Л. Разработка перспективных РДМТ на экологически чистых топливных композициях // Вестник СГАУ. 2009. Спец. выпуск № 3-3 (19). С. 101-109.

60. Ваулин С.Д., Салич В.Л. Методика проектирования высокоэффективных ракетных двигателей малой тяги на основе численного моделирования внутрикамерных процессов // Вестник ЮУрГУ. Серия «Машиностроение». 2012. № 12. С. 43-50.

61. Ваулин С. Д., Салич В.Л., Феофилактов В.И. Исследование энергоэффективности в ракетных двигателях малой тяги на двухфазных

компонентах топлива // Вестник ЮУрГУ. Серия «Энергетика». 2011. № 34. С. 81-85.

62. Ваулин С.Д., Салич В.Л. Применение численного моделирования в процессе проектирования камер РДМТ на кислородно-водородном топливе // Ракетно-космические двигательные установки. Всероссийская научно-техническая конференция. М. 2013. С. 97-99.

63. Ягодников Д.А., Новиков А.В., Антонов Ю.В. Расчетные исследования по оптимизации схемы и параметров подачи компонентов топлива в камеру сгорания РДМТ на топливе газообразный кислород-керосин // Электронный журнал «Наука и образование». 2011. № 12. 77-30569/270659. 13 с.

64. Ягодников Д.А., Новиков А.В., Антонов Ю.В. Роль осевых перетечек тепла вдоль стенки камеры сгорания при расчете охлаждения РДМТ на компонентах топлива газообразный кислород-керосин // Ракетно-космические двигательные установки. Сб. трудов Всеросс. научно-технич. конф-ии. М. 2008. С. 24-25.

65. Метод определения профилей состава и температуры высокотемпературных газовых потоков / В.Е. Годлевский [и др.] // Инженерно-физический журнал. 1980. Т. 38, № 5. С. 853- 858.

66. Левин В.Я., Нигодюк В.Е., Шустов С.А. К оценке совершенства рабочих процессов в ЖРДМТ // Тепловые процессы и свойства рабочих тел двигателей летательных аппаратов: Межвуз. сб. Под ред. В.Е. Алемасова. Казань: КАИ, 1980. С. 16-22.

67. Моделирование газодинамических и теплообменных процессов в ЖРДМТ / Н.В. Безменова [и др.] // Математическое моделирование. 2001. № 6. С. 5-10.

68. Безменова Н.В. Численное моделирование сопряженного теплообмена в ЖРД малых тяг в целях повышения их эффективности: дис. ... канд. техн. наук. Самара. 2001. 243 с.

69. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Ха С. Разработка жидкостного ракетного двигателя малой тяги, работающего на перекиси водорода и керосине // Вестник СибГАУ. 2011. № 4. С. 121-126.

70. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Хохлов А.Н., Богачева Д.Ю. Разработка экспериментально-расчетной системы исследования эффективности завесного охлаждения жидкостного ракетного двигателя малой тяги // Электронный журнал «Труды МАИ». 2012. Выпуск № 52. 11 с. http://trudymai.ru/published.php ?ID=29479.

71. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Ха С. Анализ стационарного теплового состояния ЖРД малой тяги с топливом высококонцентрированная перекись водорода-керосин с учётом впрыскивания, испарения и сгорания жидкостных капель топлив // Вестник СГАУ. 2014. № 1 (43). С. 41-55.

72. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / B.C. Авдуевский [и др.]. Под общ. ред. B.C. Авдуевского, В.К. Кошкина. М.: Машиностроение, 1992. 528 с.

73. Годлевский В.Е., Нигодюк В.Е., Сулимов A.B. К вопросу о потерях в камере сгорания двигателей малой тяги // Известия ВУЗов. Авиационная техника. 1983. № 1. С. 77-79.

74. Богачева Д.Ю. Моделирование внутреннего (завесного) охлаждения ракетного двигателя малой тяги на экологически чистых газообразных компонентах топлива: дис. ... канд. техн. наук. М. 2014. 139 с.

75. Кузьмин М.П., Лагун И.М. Нестационарный тепловой режим элементов конструкции двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1988. 240 с.

76. Игошин Е.К., Мелодиев Е.А., Суриков Е.В. Нестационарный конвективный теплообмен в трубах // Вопросы двигателестроения. Труды МГТУ им. Н.Э. Баумана. 1982. № 377. С. 67-74.

77. Некоторые результаты экспериментального исследования параметров ракетных двигателей малой тяги на газообразном кислородно-водородном

топливе / Ю.И. Агеенко [и др.] // Вестник СГАУ. 2014. Спец. выпуск № 5-3 (47). С. 35-45.

78. Экспериментальное исследование характеристик ЖРД тягой 500 Н на топливе керосин-ВПВ / Ю.С. Чудина [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2014. № 4. С. 80-92.

79. Надежность ракетных двигателей на твердом топливе / Ю.М. Милехин [и др.]. М.: МГУП, 2005. 878 с.

80. Венгерский В.В., Берсон А.Ю., Бабкин А.И. Надежность РДТТ: анализ, испытания, контроль. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1990. 158 с.

81. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах (АСТРА.4/рс», Версия 1:16). М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1995. 40 с.

82. Образование и выгорание сажи при сжигании углеводородных топлив / Ф.Г. Бакиров [и др.]. М.: Машиностроение, 1989. 128 с.

83. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. Под ред. д.т.н., проф., член-корр. АНУССРВ.М. Ковтиненко. М.: Машиностроение, 1976. 336 с.

84. ЖРД на метановом горючем. История, состояние и перспектива / И.А. Клепиков [и др.] // Сб. трудов НПО Энергомаш. 2000. № 18. С. 192-204.

85. Leontyev N.I., KolkinYe.N., Zavyalov V.S. KB Khimmash Lox / LNG development status // 48-th intern. aerospace congress. Berlin. 2000. P. 23-28.

86. Зимогляд B.M., Худяков B.H. К вопросу о сажеобразовании и выбросе сажи в процессе огневых испытаний ЖРД на стендах открытого типа // Труды НПО «Энергомаш». 2001. № 19. С. 251-264.

87. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. Под ред. Д.А. Ягодникова. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. 472 с.

88. Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. М.: Наука, 1972. 720 с.

89. Справочник по теплопроводности жидкостей и газов / Н.Б. Варгафтик [и др.]. М.: Энергоатомиздат, 1990. 352 с.

90. Рабочие процессы в жидкостном ракетном двигателе и их моделирование / Е.В. Лебединский [и др.]. Под ред. академика РАН A.C. Коротеева. М.: Машиностроение, 2008. 512 с.

91. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / А.П. Васильев [и др.]. В 2 кн. К. 1. Под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1993. 383 с.

92. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / А.П. Васильев [и др.]. В 2 кн. К. 2. Под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1993. 368 с.

93. Кутателадзе С.С., Боришанский В.М. Справочник по теплопередаче. М.: Госэнергоиздат, 1958. 418 с.

94. Коэффициенты теплопроводности нержавеющей стали 12Х18Н10Т в широком интервале температур / C.B. Станкус [и др.] // Теплофизика высоких температур. 2008. Т. 45, № 5. С. 795-797.

95. Коррозионностойкие, жаростойкие и высокопрочные стали и сплавы: Справочник / А.П. Шлямнев [и др.]. М.: Интермет Инжиниринг, 2000. 232 с.

96. Сталь 45 Общие сведения. URL: http://www.s-metall.com.ua/stal_45.html (дата обращения: 20.05.2017).

97. Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи. М.: Энергия, 1977. 344 с.

98. Сарнер С. Химия ракетных топлив. Под ред. В.А. Ильинского. М.: Мир, 1969. 488 с.

99. Братков A.A., Серегин Е.П., Горенков А.Ф. Химмотология ракетных и реактивных топлив. Под ред. A.A. Браткова. М.: Химия, 1987. 304 с.

100. Самсонов Г.В., Виницкий И.М. Тугоплавкие соединения. Справочник. М.: Металлургия, 1976. 560 с.

101. Чудина Ю.С. Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород и метан: дис. ... канд. техн. наук. М. 2014. 167 с.

отзыв

научного руководителя Ягодннкова Д.А. на диссертацию Ворожеевой Олеси Андреевны. «Моделирование и исследование теплового состояния работающего в импульсном режиме жидкостного ракетного двигателя малой тяги», представленную на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

Ворожеева O.A., 1988 г. рождения, в 2012 г. окончила федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана» по специальности «Ракетные двигатели». В 2012-2016 гг. училась в очной аспирантуре МГТУ им. Н.Э. Баумана на кафедре ракетных двигателей, полностью выполнила программу обучения и сдала экзамены кандидатского минимума.

Ворожеева O.A. в 2011-2017 гг. работала в должности инженера в НИИ ЭМ 1.1 МГТУ им. Н.Э. Баумана, в настоящее время работает в МГТУ им. Н.Э. Баумана в должности научного сотрудника НИИ ЭМ 1.1. В 2014 г. была принята на должность ассистента кафедры ракетных двигателей МГТУ им. Н.Э. Баумана.

Ворожеева O.A. имеет более 20 печатных научных трудов. Является соавтором более 30 научно-технических отчетов по НИР и ОКР. Участвует в выполнении НИР и ОКР по ФКП, развитие ОПК, Союзного государства. Член коллектива Ведущей научной школы России «Горение порошкообразных металлов в смесевых конденсированных и газодисперсных системах».

Диссертационная работа Ворожеевой O.A. посвящена актуальной проблеме -теоретическому обоснованию обеспечения надежности жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ), работающих на штатных компонентах в импульсном режиме. Данная работа проводилась в рамках Федеральной космической программы России на 2015 - 2025 гг. по заказу предприятий ракетно-космической отрасли России.

В процессе работы по данной теме автор самостоятельно собрал большой материал, отражающий основные этапы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, посвященных математическому моделированию и исследованию теплового состояния ЖРДМТ.

Была разработана универсальная математическая модель теплового состояния работающего в импульсном режиме ЖРДМТ с учетом термо- и газодинамических

особенностей организации рабочего процесса. Ворожеева O.A. провела большой объем расчетных исследований с использованием ЭВМ, что позволило определить поля температур камеры сгорания и сопла ЖРДМТ, работающего как в непрерывном, так и в импульсном режимах.

Заслуживает особого внимания экспериментальная часть работы, отражающая многолетнюю работу кафедры «Ракетные двигатели», отделения ЭМ1 НИИ энергетического машиностроения МГТУ им. Н.Э.Баумана по отработке ЖРДМТ, работающих как на штатных, так и на экологически чистых компонентах топлива. Поставленные в работе задачи были полностью выполнены. Важным практическим результатом диссертации является разработка методики расчета теплового состояния ЖРДМТ с дефлекторно-центробежной схемой организации рабочего процесса, широко применяемой на предприятиях ракетно-космической отрасли России, а также методике расчета вероятности безотказной работы ЖРДМТ в зависимости от температурного запаса стенки камеры.

Оценивая диссертационную работу Ворожеевой O.A. в целом, следует отметить, что она содержит решение задачи, связанной с разработкой расчетной методики определения теплового состояния работающего в импульсном режиме ЖРДМТ экологически чистых и штатных компонентах топлива и имеющей существенное значение для экономики страны.

Диссертационная работа Ворожеевой O.A. соответствует требованиям ВАК РФ, предъявляемым к кандидатским диссертациям, а ее автор продемонстрировал способность самостоятельно решать сложные научные задачи и заслуживает присуждения ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.05. «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов».

Научный руководитель, заведующий кафедрой ракетных двигателей д.т.н., профессор федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего образования «Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)»

¿а об-

Ягодников Дмитрий Алексеевич

ВЕРНО

НАЧАЛЬНИКА УПРАВЛЕНИЯ кадров АНА

а.г. Матвеев

Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.