Моделирование и исследование теплового состояния работающего в импульсном режиме жидкостного ракетного двигателя малой тяги Ворожеева Олеся Андреевна

Содержание к диссертации

Введение

ГЛАВА 1. Анализ результатов экспериментальных исследований теплового состояния ЖРДМТ 17

1.1. Анализ особенностей функционирования ЖРДМТ 18

1.2. Экспериментально-теоретические исследования и отработка рабочего процесса ЖРДМТ 19

1.3. Математическое моделирование и экспериментальные исследования теплового состояния ЖРДМТ 37

1.4. Результаты экспериментальных исследований теплового состояния ЖРДМТ с использованием инфракрасной

1.5. Оценка надежности ракетных двигателей по экспериментально-теоретическим моделям 49

1.6. Обобщение данных по исследованию теплового состояния 51

ГЛАВА 2. Расчетно-теоретические исследования теплового состояния элементов конструкции

2.1. Расчет термодинамических характеристик продуктов

2.2. Математическая модель и методика расчета теплового состояния модельного РДМТ

2.2.1. Расчетная схема для определения теплового состояния

2.2.2. Математическая модель теплового состояния элементов конструкции РДМТ 61

2.2.3. Исходные данные и режимные параметры 69 Стр.

2.2.4. Программа расчета теплового состояния элементов конструкции модельного РДМТ 69

2.3. Результаты численного исследования теплового состояния элементов конструкции модельного РДМТ 71

ГЛАВА 3. Экспериментальные исследования теплового состояния элементов конструкции РДМТ 80

3.1. Описание экспериментального стенда для испытаний РДМТ 80

3.2. Описание конструкции РДМТ 88

3.3. Методика проведения экспериментальных исследований и расчета погрешности определения основных параметров 92

3.4. Результаты экспериментальных исследований РДМТ 96

ГЛАВА 4. Расчетные исследования теплового состояния камер серийных ЖРДМТ 112

4.1. Расчетная схема для определения теплового состояния камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева 112

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

4.3. Численное исследование теплового состояния камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева 119

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

4.5. Оценка повышения надежности ЖРДМТ на этапе эскизного и технического проектирования 131

Общие выводы и заключения 134

Список используемой литературы

• Математическое моделирование и экспериментальные исследования теплового состояния ЖРДМТ
• Математическая модель и методика расчета теплового состояния модельного РДМТ
• Методика проведения экспериментальных исследований и расчета погрешности определения основных параметров
• Доработка математической модели для определения теплового состояния ЖРДМТ разработки КБхиммаш им

Введение к работе

Актуальность темы. В настоящее время освоение космического пространства и решение задач в области науки и обороны связаны с созданием высокоэкономичных и надежных реактивных систем управления космическими летательными аппаратами (КЛА) и двигательных установок (ДУ) для их выведения на основе жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).

В Советском Союзе и России «КБхиммаш им. A.M. Исаева», НИИмаш, ТМКБ «Союз», РКК «Энергия» им. СП. Королева созданы и эксплуатируются ЖРДМТ тягой от 0,01 Н до 1600 Н, работающие как в непрерывном, так и в импульсном режимах на жидких (как правило азотный тетраоксид (AT) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ), гидразин) и газообразных (газифицируемый жидкий кислород) компонентах топлива.

К вновь разрабатываемым ЖРДМТ как и ранее предъявляются требования, обусловленные необходимостью повышения надежности, экономичности и энергетической эффективности, одновременное обеспечение которых представляет определенные трудности. Например, повышение экономичности ЖРДМТ связано с увеличением действительного удельного импульса двигателя, что ведет к росту температур и теплонапряженности элементов конструкции и усложняет задачу проектирования из-за необходимости прогнозирования надежности элементов конструкции при повышенных энергетических характеристиках двигателя.

При этом сокращение стоимости и сроков разработки может быть выполнено за счет снижения количества огневых испытаний с помощью математического моделирования рабочих процессов в камере сгорания (КС), теплопрочностного состояния на этапах пред- и эскизного проектирования ЖРДМТ. Имеющиеся математические модели позволяют рассчитывать энергетические, внутрикамерные и теплопрочностные характеристики ЖРДМТ применительно, в основном, 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.

Учитывая приведенные выше обстоятельства актуальным представляется создание универсальной математической модели и методики расчета, позволяющих получать характеристики теплового состояния и их отличие от максимально допустимых значений температур 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.

В связи с изложенным целью диссертационной работы 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.

Объект исследований. 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.

Предмет исследований. Расчетно-теоретическое и экспериментальное определение характеристик теплового состояния элементов конструкции модельного и серийного ЖРДМТ в зависимости от различных режимных параметров (давление в КС р_к, коэффициент избытка окислителя а и др.).

Научная новизна работы.

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 частоты включений /.

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

Практическая ценность диссертации заключается в следующем.

5. 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.

6. 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.

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

На защиту выносятся:

8. 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.

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

10. 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 подтверждается.

11. 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).

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

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

Апробация работы проведена 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.

Структура и объем диссертации. 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.

Математическое моделирование и экспериментальные исследования теплового состояния 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 СП. 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. A.M. Исаева под руководством Ю.И. Агеенко. Схему смесеобразования в серийных ЖРДМТ широкого диапазона тяг Р, приведенную на Рисунке 1.2, можно описать следующим образом.

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 AT + 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.

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 1у 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, FlowVision, 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 Ansys CFX, 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.

Математическая модель и методика расчета теплового состояния модельного РДМТ

Во время работы РДМТ в КС находятся высокотемпературные ПС, от которых тепло передается элементам конструкции двигателя посредством конвективного и радиационного теплообмена.

В общем случае суммарный тепловой поток qE, направленный от ПС в стенку, состоит из Здесь аг - коэффициент теплоотдачи от горячего газа к стенке; Гг -температура конвективного qK и радиационного qv ЧЕ = Чк + 7Р Значение qK вычисляется по формуле [87]: Чк "т v r CTJ торможения газового потока (Раздел 2.1).

Для расчета аг используется полуэмпирическая формула Гухмана-Илюхина [87]: где Ср г ст и Яг ст - теплоемкость и коэффициент теплопроводности ПС в КС при Гст; рг и w - плотность и скорость ПС в канале; dBH - внутренний диаметр канала. Теплоемкость и коэффициент теплопроводности ПС определяются по следующим зависимостям ср.г = / дГ cpi С2-2) і=1 п = 2 хі-Лі, (2.3) где Qi и Xj - массовая и мольная доля /-го вещества в ПС получены в Разделе 2.1; Срі и Aj - теплоемкость и коэффициент теплопроводности /-го вещества в ПС, которые зависят от температуры и определяются по [88, 89]: cPi = f(T), h=f(X) 62 Расчет радиационной составляющей теплового потока от излучающих ПС в стенку проводится по формуле [90]

Здесь г - приведенная степень черноты системы газ-стенка; с0 = 5,67 Вт/(м К ) - постоянная Стефана-Ьольцмана; Уг - осредненная статическая температура потока ПС в рассматриваемом сечении, которая соответствует среднему по сечению значению Кт и определяется в результате проведения термодинамического расчета в камере двигателя (Раздел 2.1).

Приведенная степень черноты рассчитывается по формуле Эффективная степень черноты стенки стэф с учетом многократного отражения и переизлучения определяется по формуле газообразных ПС; d - эффективный коэффициент ослабления луча в ПС. При отсутствии конденсированной фазы гэф = г. Так как молекулы НгО и СОг, образующиеся при горении метана в кислороде, являются основными источниками излучения газовой смеси, следовательно, то г зависит от излучательных способностей паров воды н 0 и углекислого газа со , а также от взаимного поглощения их излучения [91, 92]:

Наружная поверхность охлаждается посредством радиационного излучения и естественной конвекции при работе двигателя в атмосфере. При работе двигателя в космическом пространстве охлаждение происходит только за счет радиационного излучения.

Тепловой поток при естественной конвекции описывается уравнением qecT — (xQ (Уст — 1Q) , где aQ - коэффициент теплоотдачи при естественной (свободной) конвекции; Т0 - температура окружающей среды. Средний коэффициент теплоотдачи при естественной конвекции при 5-Ю2 Рг Gr 2-Ю7 определяется по формуле [93]

Здесь NUfi ,Prf и Grfi - числа Нуссельта, Прандтля и Грасгофа; Xf, CLf и Vf -коэффициенты теплопроводности, температуропроводности и кинематическая вязкость воздуха, взятые при средней температуре пограничного слоя Tf — 0,5 (Гст + Г0); /0 характерный линейный размер; дсв — 9,81 м/ 2 ускорение свободного падения; /? = 3,665 Ю-3 1/К - коэффициент объемного расширения воздуха. Радиационный тепловой поток от стенки в окружающее пространство равен

Для расчета температуры во внутренних узлах сетки использовано двумерное уравнение нестационарной теплопроводности в цилиндрических координатах [75], не учитывающее окружные «перетечки» тепла в конструкции:

Здесь г - геометрическая величина поперечной координаты (радиуса); z геометрическая величина осевой координаты; т - время; Ср ст, Яст, аст и рст теплоемкость, коэффициент теплопроводности, коэффициент температуропроводности и плотность материала стенки соответственно.

Методика проведения экспериментальных исследований и расчета погрешности определения основных параметров

Экспериментальный стенд позволяет проводить испытания РДМТ с Р до 100 Н в непрерывном и импульсном режимах работы в наземных условиях при рк до 1,5 МПа. В качестве окислителя используется газообразный кислород с массовым расходом до 20 г/с, в качестве горючего - газообразный метан (природный газ с содержанием метана до 98%) с массовым расходом до 10 г/с.

Разработанный экспериментальный стенд обеспечивает решение следующих задач. 1. Проверка работоспособности РДМТ и его элементов в непрерывном и импульсном режимах работы. 2. Определение ресурса работы РДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. 3. Регистрирование энергетических и расходных характеристик РДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. 4. Регистрирование теплового состояния элементов конструкции РДМТ в непрерывном и импульсном режимах работы. Для функционирования экспериментального стенда, схема планировки которого представлена на Рисунке 3.1, и проведения огневых испытаний разработаны основные системы, расположенные в помещениях стенда. 1. Система подачи и хранения окислителя. 2. Система подачи и хранения горючего. 3. Система принудительной вентиляции огневого бокса. 4. Система управления экспериментальной установкой. 5. Система измерений и регистрации. 6. Системы визуального контроля и видеорегистрации. На Рисунке 3.2 приведена пневмогидравлическая схема (ПГС) стенда. В ней предусмотрены элементы, обеспечивающие предпусковые операции, запуск, работу на режиме, останов экспериментального РДМТ и послепусковые операции. К операциям проходящим перед запуском двигателя относятся осмотр всех элементов стенда и модельного РДМТ; проверка подключения магистралей подачи компонентов топлива, электрических разъемов всех датчиков и электроискровой системы зажигания; задание циклограммы работы двигателя и подготовка системы регистрации к работе.

На стенде рк в РДМТ измеряется с помощью ПИП давления ДД2 типа МД-25Т, установленного на смесительной головке. Манометр МН5 служит для визуального наблюдения за рк в ходе эксперимента.

Система подачи и хранения окислителя

Окислитель хранится в рампе баллонов 13 под давлением до 14МПа в баллонной окислителя 12 (Рисунок 3.1). Окислитель из баллонов высокого давления поступает в магистраль окислителя через вентиль ВН1 (Рисунок 3.2). Далее через редуктор РД1, вентиль ВН2, обратный клапан К01, дроссельную шайбу Ш1 и электромагнитный клапан КЭМ1 подается в смесительную головку РДМТ.

Манометры МН1 и МН2 предназначены для предварительной настройки режима работы установки вручную на заданный расход окислителя с помощью редуктора РД1 и дроссельной шайбы Ш1, а также для визуального контроля давления в магистрали окислителя. Электропневмоклапан КЭМ1 обеспечивает подачу окислителя в КС РДМТ в соответствии с заданной циклограммой.

В процессе проведения эксперимента для определения расхода окислителя перед дроссельной шайбой Ш1 проводится измерение давления с помощью ПИП давления ДД1 типа МД-25Т.

Система подачи и хранения горючего Горючее хранится в баллоне 8 под давлением до 16 МПа в баллонной горючего 7 (Рисунок 3.1). Горючее из баллона высокого давления «Г» поступает в магистраль горючего через вентиль ВН3 (Рисунок 3.2). Далее через вентиль ВН4, редуктор РД2, вентиль ВН5, дроссельную шайбу Ш2 и электромагнитный клапан КЭМ2 подается в смесительную головку РДМТ.

Предварительная настройка режима работы установки на заданный расход горючего производится вручную с помощью редуктора РД2, дроссельной шайбы Ш2 и манометров МН3 и МН4. Манометры МН3 и МН4 также используются для визуального контроля давления в магистрали горючего. Подача горючего в КС РДМТ в соответствии с заданной циклограммой обеспечивается электропневмоклапаном КЭМ2.

Для определения расхода горючего проводится измерение давления с помощью ПИП давления ДД3 типа МД-40Т перед дроссельной шайбой Ш2.

Система управления экспериментальной установкой

Управление экспериментальным стендом осуществляется автоматически. Обеспечение циклограммы импульсного режима реализуется с помощью управления клапанами «О» и «Г» подачи рабочих компонентов в КС РДМТ. Для этого используется блок управления (программируемый контроллер) Siemens LOGO! 12/24 RC. Схема программы, разработанной для автоматизации стендовых испытаний РДМТ, работающего в импульсном режиме, представлена на Рисунке 3.3.

Данная программа позволяет задать следующие основные временные интервалы: - время, в течение которого будет открыт клапан подачи рабочего компонента; - время, в течение которого этот клапан будет закрыт (моделирование скважности и частоты включения РДМТ); - суммарное время работы РДМТ; - время запаздывания открытия клапана (временная задержка открытия клапана подачи одного из рабочих компонентов от момента подачи команды на открытие клапанов); - время запаздывания закрытия клапана (временная задержка закрытия клапана подачи одного из рабочих компонентов от момента подачи команды на закрытие клапанов); - время работы системы воспламенения рабочих компонентов.

Доработка математической модели для определения теплового состояния ЖРДМТ разработки КБхиммаш им

Для верификации математической модели теплового состояния элементов конструкции камеры ЖРДМТ выполнен расчет ЖРДМТ разработки КБхимммаш им. A.M. Исаева на топливной композиции AT + НДМГ по методике, представленной в Главе 2.

Окислитель (AT) подается в камеру через 6 периферийных струйных форсунок, расположенных под углом к оси, распыливается на дефлектор, расположенный на смесительной головке и попадает на огневую стенку КС. В результате на стенке КС образуется жидкая пленка.

Горючее (НДМГ) поступает в КС через центробежную форсунку, расположенную на оси смесительной головки. В результате распыливания НДМГ попадает на огневую стенку КС, смешивается с окислителем, создавая необходимые условия для самовоспламенения топливной композиции.

Отличительной особенностью рассмотренной схемы подачи компонентов топлива является то, что все топливо подается на огневую стенку КС, тем самым организовывается тепловая защита последней. Заметим, что поступление окислителя на стенку первым объясняется его большей охлаждающей способностью.

Камера ЖРДМТ, приведенная на Рисунке 4.2, представляет собой единый сварной элемент, включающий в себя цилиндрическую КС, сужающуюся и расширяющуюся части сопла и выполнена из ниобиевого сплава типа Н65В2МЦ. На огневую стенку камеры двигателя нанесено покрытие, состоящее из слоев дисилицида молибдена МоБіг и силицидов ниобия, толщиной 75... 150 мкм. На наружную поверхность на участке А длиной 150 мм также нанесено покрытие аналогичного состава толщиной 75... 125 мкм. На Рисунке 4.3 приведена расчетная сетка камеры ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева. Общее количество узлов в расчетной области равно 7729, размер ячейки по радиусу Дг = 0,25 мм; по длине - Az — 0,25 мм. Шаг интегрирования по времени принят равным Дт = 0,0005 с.

При моделировании процесса теплообмена в стенке ЖРДМТ разработки КБхиммаш им. A.M. Исаева к допущениям, приведенным в Разделе 2, дополнительно принимаются следующие. 1. Высокотемпературные ПС не проходят через конус распыливания горючего (Рисунок 4.1). 2. На участке А внутренней стенки при запуске двигателя пренебрегаем тепловым потоком от ПС. 3. На участке Б при включении двигателя происходит охлаждение внутренней стенки текущей по ее поверхности пленкой окислителя. 4. На участке В (Рисунок 4.1) при включении двигателя происходит охлаждение внутренней стенки за счет течения по ее поверхности пленки топлива. Наличие данного участка обусловлено задержкой воспламенения топлива. Величина удельного теплового потока от стенки к охладителю определяется выражением [87]

Чохл " охл Мст.охл ОХЛУ х / Чохлі і р.охл.ср "охл Мохл.вых охл.вх і где аохл - коэффициент теплоотдачи от стенки к охладителю; Гстохл -температура стенки со стороны охладителя (температура внутренней стенки на участке Б и В (Рисунок 4.1)); Тохл - температура охладителя; q0XJl t - удельный тепловой поток от стенки к охладителю на z-ом участка камеры двигателя; Д5 -площадь поверхности стенки /-го участка камеры двигателя; Q - суммарный тепловой поток к охладителю; тохл - расход охладителя, тохл = шок на участке Б, тохл = шок + тгор на участке В; Тохл вх и Тохл вых - температура охладителя вначале и в конце участка; Срохлср - средняя теплоемкость охладителя, определяемая при средней температуре охладителя на участке где Срохл, /i0XJl и Яохл - теплоемкость, динамическая вязкость и коэффициент теплопроводности охлаждающей жидкости; рохл - плотность охлаждающей жидкости; d3 - эквивалентный (гидравлический) диаметр поперечного сечения канала охлаждения; м/охл - скорость течения охлаждающей жидкости в канале охлаждения, в нашем случае скорость течения пленки; WT - коэффициент, учитывающий направление теплового потока и температурный напор.

П , где Е - площадь поперечного сечения канала охлаждения; П - полный периметр сечения независимо от того, какая часть этого периметра участвует в теплообмене. Для схемы подачи компонентов, представленной на Рисунке 4.1, можно принять: где dBH-K - внутренний диаметр КС; 5плср - средняя по сечению толщина жидкой пленки. Коэффициент WT определяется следующим образом: D 0,25 г- /і 0,25 ... "охл Мохл р.охл/ охл охл.ст Мохл.ст р.ОХЛ.СТ/ ОХЛ.СТ где Срохлст, / охл.ст и -охл.ст теплоемкость, динамическая ВЯЗКОСТЬ И коэффициент теплопроводности охлаждающей жидкости при температуре стенки со стороны жидкости. 5.3а участком В (Рисунок 4.1) при включении двигателя происходит самовоспламенение топлива и у стенки создается холодный пристеночный слой. Принимается, что конвективная теплоотдача в стенку происходит не от ядра потока, а от пристеночного слоя. гр гр г г.пр , где Гг пр - температура торможения газового потока в пристеночном слое. Считается, что пристеночный слой поглощает часть лучистой энергии, направленной от ядра потока к стенке. Тогда радиационный тепловой поток рассчитывается по формуле [87] 7Р.пр = РшЯр, 117 где qv - радиационный тепловой поток при отсутствии внутреннего охлаждения (Раздел 2.3.2); р.пр - радиационный тепловой поток с учетом влияния пристеночного слоя; (р — 0,65 - коэффициент, учитывающий уменьшение интенсивности излучения при внутреннем охлаждении [87]. 6. Ввиду того, что площадь приварной плоскости между смесительной головкой и КС мала, теплом, отводимым через нее в элементы смесительной головки, пренебрегаем.