Preview

Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей»

Расширенный поиск

К вопросу о проектировании ракетных твердотопливных двигателей с целью исключения неустойчивости рабочего процесса в камере сгорания

Полный текст:

Аннотация

Представлены результаты численного исследования влияния формы проточного тракта, закона скорости горения твердого топлива на газодинамическую вихревую картину течения и автоколебания давления в камере сгорания ракетного твердотопливного двигателя. Даны рекомендации по модернизации ракетных твердотопливных двигателей с целью снижения амплитуды пульсаций давления при возникновении пульсирующего режима горения.

Для цитирования:


Глебов Г.А., Высоцкая С.А. К вопросу о проектировании ракетных твердотопливных двигателей с целью исключения неустойчивости рабочего процесса в камере сгорания. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2017;(4):63-72.

For citation:


Glebov G.A., Vysotskaya S.A. On the question of solid-propellant rocket engine design preventing unstable operation in the combustion chamber. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2017;(4):63-72. (In Russ.)

Самопроизвольное возникновение интенсив­ных колебаний давления в камере сгорания и, как следствие, значительные колебания тяги представляют серьезную проблему при создании ракетных твердотопливных двига­телей (РДТТ). Опыт создания РДТТ Titan III (США), Space Shuttle (США), Ariane 5 (Фран­ция), С-300В (СССР) показал, что причиной неустойчивости рабочего процесса было об­разование мощных тороидальных вихрей в проточной части камеры сгорания.

На рис. 1 представлены схемы камер сго­рания перечисленных выше двигателей, в ко­торых наблюдается образование интенсивных тороидальных (кольцевых) вихрей. В частно­сти, показаны: а - схема вихреобразования в проточных трактах твердотопливных ускори­телей многоразового космического корабля Space Shuttle и ракеты-носителя Titan III [1, 2]; б - результаты расчетной оценки вихреобразования в проточном тракте твердотопливно­го ускорителя многоразового космического корабля Space Shuttle [3]; в - результаты рас­четной оценки вихреобразования в проточ­ном тракте твердотопливного ускорителя ра­кеты-носителя тяжелого класса Ariane 5 [4]; г - схема вихреобразования в проточном тракте РДТТ с внезапным расширением ка­нала заряда [5]; д - схемы вихреобразования и стоячих волн давления и скорости в проточ­ном тракте стартовой ступени зенитно-ракет­ной системы С-300В [6-8]. Частота образова­ния таких вихрей, как правило, соответствует первой моде продольных колебаний давления и скорости. При этом периодический срыв тороидальных вихрей выступает в качестве обратной связи для поддержания автоколеба­ний давления.

 

Рис. 1. Схемы проточной части камер сгорания РДТТ и волны автоколебаний давления и скорости; P', U' - пульсации давления и скорости в проточном тракте РДТТ соответственно

 

В работе [6] образование тороидальных вихрей в области входной кромки сопла под­тверждено экспериментально, а также отмече­но, что акустические процессы в камере сгора­ния РДТТ близки по своей природе процессам в трубе, закрытой с обоих концов. Форма пер­вой моды стоячей волны давления и скорости, характерная для этого случая, приведена на рис. 1, д.

Отметим, что доводка рассмотренных двигателей с целью исключения неустойчивого (пульсирующего, вибрационного) режима го­рения длилась от 8 до 12 лет. Применительно к стартовым ступеням зенитной управляемой ракеты (ЗУР) С-300В можно выделить следую­щие способы уменьшения интенсивности ко­лебаний давления и тяги:

  • применение реактивных гасителей коле­баний давления типа резонатора Гельмгольца;
  • установка микросопел на заднем днище для выноса акустической энергии.

Первый способ не дал положительных результатов, применение второго привело к не­которому снижению пульсаций давления и тяги, однако от него пришлось отказаться из- за значительных двухфазных потерь удельно­го импульса и усложнения конструкции дви­гателя.

На рис. 2 представлены некоторые схе­мы модернизации РДТТ с утопленным соплом с целью подавления неустойчивого режима работы, предложенные в 1986 г. Казанским авиационным институтом (КАИ) и Казан­ским опытным конструкторским бюро «Союз» (КОКБ «Союз») [9]. Основная цель данных технических решений - уменьшение акустического и газодинамического взаимодействия продуктов сгорания, поступающих со стороны части поверхности горения заряда твердого то­плива, которая расположена непосредственно над утопленной частью сопла, и продуктов сго­рания, поступающих с основной (оставшейся) части поверхности горения заряда твердого топлива. Схема, представленная на рис. 2, а с развитой поверхностью горения в средней части заряда, интересна тем, что приводит к значительному увеличению газоприхода в области пучности скорости. Это должно, по мнению авторов, уменьшить интенсивность колебаний в стоячей волне в соответствии с критерием Релея [10]. Увеличение газоприхода продуктов сгорания в области пучности давле­ния способствует возникновению пульсирую­щего режима горения.

 

Рис. 2. Схемы технических решений, предложенных совместно КАИ и КОКБ «Союз» на этапе разработки РДТТ

 

Для достижения той же цели использу­ются схемы двигателей с выбросом продуктов сгорания в область дорасширительного на­садка сопла (рис. 2, б), а также с установкой специальных ребер снаружи входной кромки сопла (рис. 2 в, г). Известно, что такие ребра позволяют разрушить крупномасштабный по­перечный вихрь и преобразовать его в систему мелких продольных вихрей типа Тейлора - Гертлера.

На рис. 2, д приведен способ уменьше­ния интенсивности встречной струи из-за уто­пленной части сопла с помощью перфорации утопленного сопла. Испытания показали, что применение перфорации позволяет снизить уровень пульсаций тяги на 7.. .14 %. Относи­тельно низкая эффективность данного способа может быть объяснена малой площадью пер­форации.

К наилучшему результату - снижению амплитуды пульсаций давления в 3 раза и коле­баний тяги приблизительно на 75 % в течение всего времени работы РДТТ привело использо­вание конфузорного насадка, выполненного в соответствии со схемой рис. 2, е. Соответству­ющие рекомендации по выбору конструкции насадка и оптимального размера кольцевой щели между входной кромкой утопленного сопла и конфузорным насадком приведены в работе [6].

На экспериментальную отработку дан­ных технических решений на базе уже гото­вого опытного образца изделия требуются большие материальные и временные ресур­сы. В условиях современной внешнеполити­ческой обстановки необходимо стремиться к сокращению данных расходов при создании новых образцов техники. Этого можно до­стичь применением современных методов математического моделирования и вычисли­тельной техники.

В работах [7, 8] предложен метод расче­та вихревых структур и амплитуды автоколе­баний давления в камере сгорания РДТТ, раз­работанный на основе программного пакета ANSYS Fluent. Приведем основные допущения, принятые в расчетном методе.

  1. Течение двумерное, осесимметричное.
  2. Термодинамические свойства продук­тов сгорания твердого топлива определяются в приближении равновесного состава двухфаз­ной смеси [11]:

Tг = T, Uг = Uz

где Тг - температура газообразных продуктов сгорания твердового топлива (K);

Tz - температура конденсированных ча­стиц Al2O3, образующихся в результате горе­ния смесевого твердого топлива (K);

Ur - скорость истечения газообразных продуктов сгорания твердого топлива (м/с);

Uz - скорость истечения конденсирован­ных частиц Al2O3, образующихся в результате процесса горения смесевого твердого топли­ва (м/с).

  1. Для разрешения вихревого поля те­чения с целью сокращения вычислительных ресурсов используется метод квази-LES (т. е. LES, как бета-опция ANSYS Fluent в случае двумерного осесимметричного течения) [7, 8].
  2. Закон скорости горения твердого то­плива квазистационарный. Данное допущение основано на результатах работы Р. Е. Соркина [12], где показано, что при относительно низких частотах пульсаций давления закон скоро­сти горения твердого топлива можно считать квазистационарным.
  1. Унос материала теплозащитного по­крытия по времени работы двигателя не учи­тывается. Температура стенок конструкции принята равной температуре деструкции композиционного материала (углеволокнита мар­ки ЭПАН-2Б) - 940 K.

В расчетном методе предпринята попыт­ка решить следующую задачу: по заданному полю давления в форме продольной стоячей волны на основе численного метода определ­ить наличие и интенсивность когерентных вихревых структур в проточном тракте двига­теля. Наилучшей с точки зрения наименьших значений пульсаций давления в камере, по-ви­димому, будет такая конфигурация или форма проточного тракта, при которой вероятность возникновения нестационарных вихрей и их интенсивность будет минимальной. Блок-схе­ма расчета представлена на рис. 3.

На рис. 3 использованы следующие обо­значения:

f - частота продольных колебаний давле­ния (Гц);

n - мода колебаний 1, 2, 3...;

а - скорость звука (м/с);

L - длина камеры сгорания РДТТ (м);

Р(х, τi) - значение давления на поверхно­сти горения заряда твердого топлива в момент времени τi (Па);

P' - амплитуда пульсаций давления (Па);

Pк ном - значение давления в камере сгора­ния РДТТ (Па), полученное из стационарного расчета;

Urop - скорость горения твердого топли­ва (м/с);

B(TH) = B(T0)(1 + аu)(ТH - T0) - член, учи­тывающий влияние начальной температуры заряда TH ;

au - коэффициент температурной чув­ствительности;

ν - показатель степени в законе горения;

- газоприход продуктов сгорания с по­верхности горения заряда твердого топли­ва (кг/с);

ρт - плотность топлива (кг/м3);

F - площадь поверхности горения заряда твердого топлива (м2).

 

Рис. 3. Блок-схема для расчета нестационарных про­цессов в камере РДТТ

 

Частота продольных автоколебаний дав­ления определяется в приближении линейной акустики (1). Форма продольной стоячей волны давления задана в виде периодической функ­ции (2). С учетом закона скорости горения (3) определяется газоприход (massflux) продуктов сгорания с поверхности горения твердого то­плива (4). Далее с использованием уравнений Навье - Стокса (URANS и URANS/LES) рас­считываются нестационарные поля скорости и давления в проточном тракте камеры сгора­ния РДТТ. Начальные условия по амплитуде колебаний давления на концах стоячей волны Р'(0, 0) = -Р'(0, L) = 0,1 Рк ном соответствуют так называемому жесткому режиму возбужде­ния автоколебаний давления.

Для создания сетки используется сеточ­ный генератор ICEM CFD. Сетка - структури­рованная. Размер элемента 0,002 м со сгущени­ем к стенке до 0,0004 м, количество элементов ~300 000. Вид участка структурированной сетки для расчета методом квази-LES представлен на рис. 4.

 

Рис. 4. Вид расчетной сетки в области входной кромки утопленного сопла: а - штатное утопленное сопло; б - утопленное сопло с кольцевым конфузорным насадком

 

На рис. 5 представлены результаты рас­чета вихревой структуры течения в камере сгорания для трех значений фаз колебаний дав­ления. Видно, что акустическая волна, распространяющаяся слева направо, «заходит» в область над утопленной частью сопла, подтор­маживая встречный поток, с образованием вихря А (рис. 5, а). При смене направления акустической волны (рис. 5, б, в) вихрь А дви­жется в сторону входной кромки сопла с даль­нейшим периодическим проходом через сопло. Периодичность образования вихря А соответ­ствует первой моде продольных колебаний га­зового столба камеры сгорания. По данным расчетов [8], максимальная амплитуда пульса­ций давления составляет Р' = ±5,7 кгс/см2, тяги R'/Rhom = ±45,2 % .

 

Рис. 5. Линии тока и вихреобразование в области входной кромки сопла в зависимости от фазы колеба­ний давления: а - φ = 0; б - φ = π /2; в - φ ≈ π

 

На рис. 6 представлена картина течения в виде линий тока в случае установки кольцевого конфузорного насадка на входе в утопленное сопло. Видно, что в этом случае тороидальные вихри не образуются. Насадок разделил основ­ной поток продуктов сгорания и поток из-за утопленной части сопла на две отдельные об­ласти, что исключило их взаимное газодинами­ческое и акустическое взаимодействие. При этом максимальная амплитуда пульсаций дав­ления уменьшилась до R' = ±1,1 кгс/см2, пуль­сации тяги упали до R'/ Rhom = ±8,75 %.

 

Рис. 6. Линии тока в области входной кромки сопла для двигателя с конфузорным насадком в зависимости от фазы колебаний давления: а - φ = 0; б - φ ≈ π

 

На основе анализа расчетных данных удалось качественно представить физическую картину механизма выноса акустической энергии через сопло (рис. 7). Стоит отметить, что амплитуда пульсаций осевой составляющей скорости U' приведена к безразмерному виду в результате деления на скорость звука а в ми­нимальном сечении сопла. При использовании сопла с насадком на выходе из кольцевой щели между входной кромкой сопла и насадком на­блюдаются значительные пульсации осевой скорости до 4 % от критической скорости. Это служит подтверждением существенного выно­са акустической энергии, который приводит к уменьшению пульсаций давления в камере сгорания и пульсаций тяги двигателя.

 

Рис. 7. Профиль амплитуды пульсаций осевой скорости в области минимального сечения сопла

 

Установка конфузорного насадка на вхо­де в сопло исследуемого двигателя в свое вре­мя вызвала серьезные сомнения и споры у конструкторов. Во-первых, насадок представляет собой сложный в технологическом пла­не элемент конструкции соплового блока, а во-вторых, расположен в области, где на него действуют достаточно большие механические и тепловые нагрузки. По этим причинам в рам­ках представленного метода авторами статьи оценены интенсивности конвективного те­плового потока к его поверхности. На рис. 8 приведена схема расположения контрольных точек, в которых вычислено значение коэффи­циента теплоотдачи.

 

Рис. 8. Схема расположения контрольных точек для расчета коэффициента теплоотдачи к элементам кон­струкции соплового блока:

1 - наружная стенка; 2 - конфузорный насадок; 3 - внутренняя стенка; 4 - входная кромка сопла

 

Результаты расчета теплоотдачи приве­дены на рис. 9, 10. По оси абсцисс отложены номера контрольных точек, а по оси ординат отношение вычисленных значений коэффициента теплоотдачи к максимальному значе­нию теплоотдачи в штатном сопле в области минимального (критического) сечения сопла. Согласно проведенным расчетам, максималь­ный тепловой поток ~ 30.40 МВт/м2.

 

 

 

 

 

При установке конфузорного насадка интенсивность конвективного теплового по­тока на входной кромке утопленного сопла уменьшилась в 2 раза (рис. 10). Интенсив­ность теплоотдачи на поверхности насадка составляет 20.40 % от максимальной тепло­отдачи штатного сопла (рис. 10), чему служит подтверждением многолетняя безотказная работа насадка.

В работах [7, 8] были проведены чис­ленные исследования влияния формы канала заряда и показателя степени в законе горения твердого топлива на интенсивность пульсаций давления и тяги. Рассмотрены следующие мо­дификации двигателя:

  1. штатный двигатель ( ν = 0,7 );
  2. штатный двигатель ( ν = 0,4 );
  3. штатный двигатель ( ν = 0,1);
  4. двигатель с конфузорным насадком (ν = 0,4);
  5. двигатель без выступа в передней ча­сти заряда (ν = 0,4).

Результаты расчета вихревой структуры течения и пульсаций давления по времени в камере сгорания двигателей 2, 5, 3, соответ­ственно, приведены на рис. 11. Видно, что амплитуда пульсаций давления и интенсивность завихренности потока существенно зависят от формы канала заряда и показателя степени в законе горения.

 

 

Результаты расчета пульсаций давления в области переднего днища для пяти рассмо­тренных модификаций РДТТ представлены на рис. 12. Видно, что наименьшие значения амплитуды пульсаций давления наблюдаются у модификаций двигателя 3-5.

 

Рис. 12. Амплитуда пульсаций давления для рассмо­тренных модификаций РДТТ

 

Представленные расчетные данные по влиянию геометрии канала заряда, конструк­ции соплового блока и других факторов на газодинамические и акустические процессы в РДТТ с утопленным соплом могут быть полез­ны разработчикам при проектировании камер сгорания.

Список литературы

1. Данлэп Р., Браун Р. С. Экспериментальное исследование акустических пульсаций, возбуждаемых периодическим срывом вихрей // Ракетная техника и космонавтика. 1981. № 4. С. 142–143.

2. Brown R. S., Dunlap R., Young S. W., Waugh R. C. Vortex shedding as an additional source of acoustic energy in segmented solid propellant rocket motors // AIAA/SAE/ASME 16 th Joint Propulsion Conference, USA, Hartfold, 1980. DOI 10.2514/6.1980-1092

3. Mason D., Morstadt R., Cannon S., Gross E., Nielsen D. Pressure oscillations and structural vibration in space shuttle RSRM and ETM-3 Motors // 40 th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 11–14 July 2004, Fort Launderdale, Florida. 2004. Pp. 1–17.

4. Anthoine J. Experimental and Numerical Study of Aeroacoustic Phenomena in Large Solid Propellant Boosters. Germany: Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2009. 237 p.

5. Flandro J. A. Vortex driving mechanism in oscillatory rocket flows // Journal of Propulsion and Power. 1986. Vol. 2. No. 3. Pp. 206–214.

6. Моделирование рабочих процессов в РДТТ. Труды семинара. Вып. XXIII. Казань, Физ.техн. ин-т КФ АН СССР, 1989. 68 с.

7. Глебов Г. А., Высоцкая С. А. К вопросу о влиянии геометрии канала заряда и свойств топлива на неустойчивость рабочего процесса в камере РДТТ // Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2017. № 1. С. 67–75.

8. Глебов Г. А., Высоцкая С. А. Моделирование когерентных вихревых структур и автоколебаний давления в камере сгорания РДТТ // Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016. № 4. С. 41–48.

9. Глебов Г. А., Высоцкая С. А. Неустойчивость рабочего процесса в РДТТ с утопленным соплом и способы ее подавления // VIII Научная конференция Волжского регионального центра РАРАН «Современные методы проектирования и отработки ракетно-артиллерийского вооружения», ФГУП «РФЯЦ-ВНИИЭФ», Саров, 4–6 июня 2013. Т. 2. С. 256–263.

10. Стрет Дж. В. (Лорд Рэлей). Теория звука. Т. II. М.: Гос. изд-во техн.-теор. лит., 1955. 475 с.

11. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: в 6 т. Т. 1. Методы расчета / В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин, В. А. Худяков; под ред. В. П. Глушко. М.: ВИНИТИ, 1971. 267 с.

12. Соркин Р. Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Наука, 1967. 368 с.


Об авторах

Г. А. Глебов
Казанский национальный исследовательский технический университет им. А. Н. Туполева
Россия

Глебов Геннадий Александрович – доктор технических наук, доцент, профессор кафедры «Реактивные двигатели и энергетические установки». Область научных интересов: газодинамические и тепловые процессы в ракетных двигателях, неустойчивость рабочего процесса в ракетных двигателях, пульсирующее горение.

г. Казань



С. А. Высоцкая
АО «Казанское ОКБ «Союз»
Россия

Высоцкая Светлана Абдулмянафовна – кандидат технических наук, ведущий конструктор. Область научных интересов: газодинамические расчеты энергетических установок.

г. Казань



Для цитирования:


Глебов Г.А., Высоцкая С.А. К вопросу о проектировании ракетных твердотопливных двигателей с целью исключения неустойчивости рабочего процесса в камере сгорания. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2017;(4):63-72.

For citation:


Glebov G.A., Vysotskaya S.A. On the question of solid-propellant rocket engine design preventing unstable operation in the combustion chamber. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2017;(4):63-72. (In Russ.)

Просмотров: 34


Creative Commons License
Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.


ISSN 2542-0542 (Print)