Ecoparcovka.ru

ЭкоПарковка СТО
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое удельная тяга ракетного двигателя

Какой ракетный двигатель самый лучший?


Ракетные двигатели — одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги — это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла.

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М — 793 тонны.


Четыре камеры сгорания — это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы — вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 — целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра. В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр — удельный импульс.

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP


Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником.

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд.


Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 — успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше

460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей (раз, два), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Читать еще:  Что такое тракторный двигатель внутреннего сгорания

Напряженней

Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе. И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР — в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами. Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм).


Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя — РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного. Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181.


Большая фотография по ссылке

Верно и обратное — двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще. Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США — в 1980-х. Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто.


Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно

Раз уж зашла речь о спейсэксовских «Мерлинах», нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX — тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) — это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150. На сайте SpaceX пишут, что это делает двигатель «самым эффективным из всех когда-либо построенных», и эта информация разносится пиарщиками и фанатами по другим ресурсам. В английской Википедии даже шла тихая война, когда этот параметр запихивался, куда только можно, что привело к тому, что в таблице сравнения двигателей этот столбец вообще убрали. Увы, в таком заявлении гораздо больше пиара, нежели правды. В чистом виде тяговооруженность двигателя можно получить только на стенде, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности двигателя. Например, по параметру тяговооруженности двигатель F-1 (94) превосходит РД-180 (78), но по удельному импульсу и давлению в камере сгорания F-1 будет заметно уступать. И возносить тяговооруженность на пьедестал как самую важную для ракетного двигателя характеристику, по меньшей мере наивно.

Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно. К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда. Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.

Вывод

Самый лучший ракетный двигатель — это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас.

Скучно? Зато ближе всего к истине.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:


Семейство РД-170/180/190. Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.

Читать еще:  Что случается с двигателе от перегрева


Be-3 и RocketMotorTwo. Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой — это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:


РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.

Использованные источники

  • Материал во многом базируется на вот этой сводной таблице из английской вики, там стараются на каждую цифру дать ссылку и держать материал актуальным.
  • Полная картинка КДПВ с копирайтами, которые пришлось отрезать при кадрировании — тут.

Численное моделирование течения газа в реактивном сопле

  • Статья
  • Об авторах
  • Cited By

Аннотация

Ключевые слова

Для цитирования:

Скачков С.В., Шпаковский Д.Д. Численное моделирование течения газа в реактивном сопле. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

For citation:

Skachkov S.V., Shpakovskiy D.D. Numerical simulation of gas flow in jet nozzle. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

Адекватность и точность математической мо­дели определяется совокупностью учитыва­емых действующих физических факторов и принимаемыми допущениями. В некоторых исследованиях, например [1, 2], показано, что для радиально равновесного потока наличие закрутки от турбины во входном сечении не влияет существенным образом на удельную тягу, но оказывает значительное воздействие на коэффициент расхода реактивного сопла. В работе [1] установлено, что полный им­пульс потока не зависит от неравномерности полного давления, температуры торможения и определяется их средними значениями при одинаковом расходе воздуха и его теплосо­держании. Поэтому в настоящее время вы­числение тяговых характеристик сопла (вну­тренней тяги) выполняется согласно методи­ке, изложенной в [3], или экспериментальным путем в аэродинамической трубе Т-58 ЦАГИ, без учета закрутки потока и распределения параметров во входном сечении. В перечис­ленных выше работах объектом исследования являются реактивные сопла, не содержащие внутренних конструктивных элементов в виде стоек или центрального тела.

В Омском мотостроительном конструк­торском бюро (АО ОМКБ) с использованием программного комплекса ANSYS CFX было выполнено численное моделирование тече­ния газа внутри реактивного сопла турборе­активного двухконтурного двигателя (ТРДД) и определение его характеристик с учетом мак­симального количества реально действующих физических факторов.

Целями проводимых исследований были проверка справедливости существующих клас­сических теоретических положений примени­тельно к реальным дозвуковым реактивным соплам и разработка адекватной математиче­ской модели для численных расчетов.

Геометрическая модель, представляю­щая собой внутренний объем проточной ча­сти реактивного сопла, создана в программе Unigraphics NX 7.5 и импортирована в препро­цессор DesingModeler программы ANSYS CFX. Внутренний объем сопла, соответствующий моделируемой расчетной области, представлен в изометрии на рис. 1. Ограничивающие по­верхности рассматриваемого объема сформи­рованы по координатам внутреннего контура реактивного сопла и наружного контура вну­треннего тела с суфлирующей трубкой.

Рис. 1. Внутренний объем реактивного сопла

Построение расчетной сетки в подпро­грамме ANSYS Meshing было выполнено ме­тодом свободного разбиения со сгущением к стенкам сопла для более точного моделирова­ния течения в области пограничного слоя. Для получения устойчивого процесса расчета гра­ничные условия были заданы в виде полного давления Р*1 вх и температуры торможения T*1 вх на входе в реактивное сопло и статического давления на срезе сопла Pc1.

Для выполнения расчетов были состав­лены две математические модели. В первой модели были заданы постоянные по сечению входа и выхода из сопла величины Р*1 вх , T*1 вх , Pc1, направление потока на входе в сопло по оси симметрии. Во второй модели — постоян­ные по сечению входа и выхода из сопла вели­чины T*1 вх, Pc1, на входе в сопло учтены рас­пределение полного давления Р*1 вх в радиальном направлении и угол закрутки потока α2. Под углом закрутки потока подразумевается угол α2 между вектором абсолютной скорости по­тока и фронтом решетки на выходе из турбины низкого давления.

Для второй математической модели рас­пределение полного давления Р*1 вх и измене­ние угла α2 потока по радиусу в зависимости от частоты вращения турбины низкого давле­ния определены на основе экспериментальных данных. Во входном сечении реактивного соп­ла были заданы составляющие вектора скоро­сти потока с помощью направляющих косину­сов в цилиндрической системе координат, определяемых зависимостями:

где nКНД, мин -1 — текущая частота вращения вала компрессора низкого давления;

г, мм — радиус, отсчитываемый от оси сопла.

Аналогичным образом задается распре­деление полного давления во входном сечении реактивного сопла:

где P1 вх ср* , кг/см 2 — полное избыточное давле­ние, осредненное по входному сечению реак­тивного сопла. Для первой математической модели P*1 вх = P*1 вх ср.

Набор величин Р*1вх, T*1вх, Pc1 определен для нескольких режимов работы в диапазоне от максимальной до минимальной тяги при рас­чете дроссельной характеристики двигателя.

Поток газа в реактивном сопле представ­ляет собой идеальную смесь компонентов про­дуктов сгорания: CO2, H2O, O2, N2. Термодина­мические свойства отдельных элементов заданы переменными в зависимости от температуры в соответствии с форматом NASA SP-273. Дина­мическая вязкость и коэффициент теплопрово­дности определялись по формуле Сатерленда.

Читать еще:  Что такое сажевый фильтр дизельного двигателя

Математическая модель сопла второго контура была выбрана на основе сравнитель­ного анализа полученных результатов расче­тов. С помощью программы ANSYS CFX-Post было выполнено построение распределения параметров газового потока в характерных се­чениях. Многовариантные расчеты, проведен­ные с использованием первой и второй матема­тических моделей, далее по тексту обозначены соответственно как первый и второй виды рас­чета. Рассмотрим полученные данные для од­ного из нормируемых режимов работы ТРДД. Распределения скорости потока v по радиусу в нескольких поперечных сечениях реактивного сопла (в области потока между стойками) для первого вида расчета представлены на рис. 2, а, а для второго — на рис. 2, б. По оси ординат на обоих рисунках отложена относительная вели­чина Y_, определяемая по соотношению

где Y — координаты точки;

h — текущая высота канала.

Рис. 2. Профили скорости потока в поперечных сечениях реактивного сопла: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки; 1 — вход в сопло; 2 — 69 мм от среза сопла; 3 — 22 мм от среза сопла; 4 — срез сопла

Профиль скорости для первого и второго видов расчета имеет гладкую форму, что гово­рит об отсутствии крупной турбулентности в ядре потока. Исключением является s-образ­ный излом, который наблюдается на профиле скорости для второго вида расчета в области перехода от внутреннего тела в виде конуса к цилиндрическому участку суфлирующей труб­ки, что может свидетельствовать о наличии локальной зоны отрыва потока. Изменение профиля скорости в обоих случаях при пере­ходе от сечения входа к срезу сопла определя­ется внутренней геометрией канала. Однако при этом следует отметить, что относительная форма профиля скорости (прямая линия или кривая второго порядка) сохраняется от входа до среза сопла.

Результаты расчета с учетом распределе­ния параметров на входе в сопло показывают наличие развитой отрывной зоны в потоке за вертикальными стойками. На рис. 3 представ­лено распределение избыточного давления p по поверхности конического сечения, располо­женного соосно с реактивным соплом. Суще­ственные отличия в распределении скорости v и избыточного давления p наблюдаются в об­ласти стоек. При отсутствии закрутки потока обтекание стойки происходит симметрично. При наличии закрутки поток частично тормо­зится с той стороны стойки, где происходит его натекание с существенным повышением статического давления, и ускоряется от пе­редней кромки с противоположной стороны с падением статического давления, характерным для зоны отрыва. Этот процесс создает не­равномерность скорости и полного давления, распространяющуюся вниз по течению. Данное явление подтверждается распределением полного давления на срезе сопла, представлен­ного на рис. 4, где для сравнения приведены результаты двух видов расчетов. Для первого вида расчета локальное понижение давления в турбулентном следе за вертикальными стой­ками практически совпадает с их проекцией на плоскость сечения среза сопла. В случае наличия закрутки потока наблюдается вра­щательная деформация турбулентного следа в сторону закрутки потока. Кроме того, полу­ченное поле полного давления намного более неравномерное, и зоны пониженного полного давления занимают большую часть от общей площади среза сопла в сравнении с первым видом расчета. Таким образом, течение газа внутри сопла зависит от распределения пол­ного давления и направления скорости потока во входном сечении, что, в свою очередь, пред­определяет существенные различия в уров­не газодинамических потерь при идентичной геометрии. Моделирование течения газа в ре­активном сопле необходимо выполнять с уче­том распределения полного давления и угла закрутки потока во входном сечении.

Рис. 3. Распределение избыточного давления потока: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки

Рис. 4. Распределение избыточного полного давления потока на срезе сопла: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки

Оценка влияния закрутки потока на рас­ход газа μ и удельную тягу R реактивного сопла производилась на основе ряда расчетов с переменным максимальным углом закрутки в ядре потока α2max = 60. 90° на входе. При этом был сохранен закон изменения угла α2 в радиальном направлении и средние значения параметров P*1 вх, T*1 вх, Pc1, соответствующих расчетному режиму работы. Полученные ре­зультаты представлены на рис. 5 в виде отно­сительных величин в зависимости от угла отклонения потока от осевого направления α = 90 — α 2max. Здесь μ90 и Руд90 — коэффициент расхода и удельная тяга при отсутствии закрутки потока при α 2max = 90°.

Как правило, отклонение газового потока во входном сечении реактивного сопла от осе­вого направления α 1. Чёрный Г. Г. Закрученные течения сжимаемого газа в каналах // Изв. АН СССР ОТН. 1956. № 6. С. 55–62.

2. Гостинцев Ю. А. Расходные характеристики сопла при истечении винтового потока газа // Изв. АН СССР МЖГ. 1969. № 4. С. 158–162.

3. ОСТ 100007–93. Сопла воздушно-реактивных двигателей. Метод расчета тяговых характеристик на этапе технического задания. М.: Изд-во НИИСУ, 1993.

Об авторах

Скачков Сергей Владимирович – начальник отдела испытаний и термодинамических расчетов

Область научных интересов: теория воздушно-реактивных двигателей.

Шпаковский Денис Данилович – кандидат технических наук, ведущий инженер-конструктор отдела испытаний и термодинамических расчетов

Область научных интересов: газовая динамика.

Для цитирования:

Скачков С.В., Шпаковский Д.Д. Численное моделирование течения газа в реактивном сопле. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

For citation:

Skachkov S.V., Shpakovskiy D.D. Numerical simulation of gas flow in jet nozzle. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46


Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector