№ 3
ИЗВЕСТИЯ АКАДЕМИИ НАУК ЭНЕРГЕТИКА
2015
УДК 629.7.036.54-63-225.5
РАСЧЕТНЫЙ АНАЛИЗ ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ НАСАДКОВ РАДИАЦИОННОГО
ОХЛАЖДЕНИЯ НА ОСНОВЕ УГЛЕРОДНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В СОСТАВЕ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
© 2015 г. А.М. ГУБЕРТОВ, В.В. МИРОНОВ, Н.Н. ВОЛКОВ, Л.И. ВОЛКОВА, В.В. КОШЛАКОВ, С.М. ЦАЦУЕВ
Государственный научный центр РФ — федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В. Келдыша ", Москва E-mail: kerc@elnet.msk.ru
Повышение эффективности современных ЖРД возможно за счет применения углерод-углеродных и углерод-керамических композиционных материалов. Эти материалы обладают низкой плотностью, высокой стойкостью к высокотемпературным воздействиям и хорошими прочностными характеристиками. Одним из способов повышения эффективности является применение насадка радиационного охлаждения из композиционных материалов в качестве замены традиционного регенеративно-охлаждаемого сопла. По результатам предварительного анализа был выбран двигатель, изготовлена копия его камеры, в которой произведена замена регенеративно-охлаждаемой секции в области сверхзвука на насадок радиационного охлаждения из углеродного композиционного материала. Проведена серия испытаний данной установки с насадками из различных материалов. В данной статье приведен расчетный анализ результатов стендовых испытаний укороченных насадков радиационного охлаждения из композиционных материалов на основе углерода в составе камеры ЖРД. По результатам анализа уточнены условия теплообмена в зоне расположения насадка. Получены температурные поля насадков с учетом тепловой завесы и пристенного слоя для коротких (~25 с) и длительных (~100 с) испытаний, согласующиеся с экспериментальными данными. Выполнен расчетный анализ разрушения материала.
Ключевые слова: ЖРД, сопло, насадок радиационного охлаждения, углерод-углеродный композиционный материал, углерод-керамический композиционный материал.
NUMERICAL ANALYSIS OF FIRE TESTS OF CARBON COMPOSITE NOZZLE EXTENSIONS SETTLED ON A KEROSENE-LOX ROCKET ENGINE
A.M. GUBERTOV, V.V. MIRONOV, N.N. VOLKOV, L.I. VOLKOVA, V.V. KOSHLAKOV, S.M. TSATSUEV
State Scientific Centre of Russian Federation — Federal State Unitary Enterprise "Research Centre named after M.V. Keldysh", Moscow E-mail: kerc@elnet.msk.ru
Greater LRE efficiency can be achieved by using new materials such as C/C or CMC composite materials. These materials exhibit desirable physical and chemical properties that include excellent strength-to-weight ratio coupled with high temperature and some
chemical resistance. One way to use carbon-carbon or ceramic matrix composite materials is to replace traditional regenerative cooling supersonic section of nozzle with a radiation cooled nozzle extension. Preliminary investigations give us promising results in one of CADB engines. A copy of the chamber with the correspondent replacement has been designed and several fire tests have been carried out. For the investigation purposes several types of carbon composite materials were used. That was, for example, CMC nozzle extension, C/C nozzle extension with a various antioxidant films. Stand test results of liquid rocket engine radiant cooling nozzle extension of carbon composite material have been numerically analyzed in this article. Within analysis of shot and long tests heat transfer conditions in nozzle area were accurate, and temperature fields of the nozzle extension taking into account heat curtains and near the walls layer. Numerically analysis of material decomposition has been made.
Key words: liquid rocket engine, nozzle, nozzle extension, carbon-carbon composite, carbon-ceramic composite, ceramic matrix composite.
ВВЕДЕНИЕ
Насадки радиационного охлаждения (НРО) из углерод-углеродных композиционных материалов на отечественных маршевых РДТТ применяются с 1982 г. Их основное преимущество — высокая прочность при низкой плотности. В 2003 г. проведен первый успешный запуск ЖРД с двигателем 11Д58М, укомплектованным насадком из углерод-углеродного композиционного материала.
Основная проблема широкого применения композиционных материалов на основе углерода в условиях ЖРД — их стойкость в высокоокислительной среде продуктов сгорания при длительном времени работы (до 1500 с) и температуре конструкции более 1500 К, что актуально в стремлении заменить большую часть регенеративно охлаждаемого сопла на легкий композиционный материал. Введение карбида кремния в виде покрытия или комбинированной матрицы (углерод-керамические композиционные материалы) повышает окислительную стойкость таких материалов. Просматриваются и другие эрозионностой-кие защитные покрытия и материалы, например, на основе карбидов, оксидов и нитридов металлов. Поэтому актуально исследование стойкости таких материалов и покрытий в высокотемпературном потоке продуктов сгорания ЖРД.
Расчетный анализ
Целью данной работы являлся расчетный анализ испытаний укороченных насадков из композиционного материала с керамическим покрытием в высокотемпературном окислительном потоке камеры ЖРД на стенде КБХА. Условия испытаний и результаты подробно изложены в работе [1]. Проведены две серии таких испытаний длительностью 25 и 100 с для исследования стойкости НРО в условиях максимально приближенных к натурным и уточнения тепловых нагрузок, действующих на НРО в составе ЖРД, для надежного прогнозирования летных условий и уточнения конструкторских решений.
Рис. 1. Схема экспериментальной установки: 1 — форсуночная головка; 2 — камера сгорания; 3 — сопло ЖРД; 4 — углерод-керамический насадок; 5 — клапаны-регуляторы расхода; 6 — расходомерные устройства
г, к 2000
1500
1000
500
0 10 20 30 40 50
1, с
Рис. 2. Сравнение измеренного в процессе запуска № 2 и расчетного изменения во времени температуры внешней поверхности насадка в сечении х = 314 мм от критического сечения
г, к 1600
1200
800
400
0 10 20 30 40 50 60
1, с
Рис. 3. Сравнение измеренного в процессе запуска № 1 и расчетного изменения во времени температуры внешней поверхности насадка в сечении х = 214 мм от критического сечения
На рис. 1 показана схема испытаний укороченного насадка в составе камеры ЖРД.
Численный анализ полученных экспериментальных данных выполнен по методикам ГНЦ ФГУП Центр Келдыша [2—5]. Расчетные методики объединены в программные комплексы, позволяющие совместно решать уравнения сжимаемого турбулентного пограничного слоя вдоль стенок проточного тракта, нестационарной теплопроводности для материала насадка и потери массы этого материала за счет взаимодействия с окисляющими компонентами высокотемпературного потока продуктов сгорания. Параметры пограничного слоя определяются с учетом влияния регенеративного охлаждения части сопла на тепловое состояние НРО (тепловая завеса), имеющейся в двигателе пристенной газовой завесы, вдува продуктов окисления материала и изменения температуры поверхности тракта при прогреве. При расчете прогрева учитываются тепловые эффекты процессов окисления, движение границ расчетной области из-за уноса материала при окислении, лучистый теплообмен с продуктами сгорания и внешней средой.
Результаты первых испытаний в составе натурной камеры продолжительностью 25 с отражают нестационарный режим прогрева и использованы для уточнения параметров
т, к
1500
1000
Л__^ л а-л— -л л
— Расчет Л
д Эксперт мент
0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 Осевая координата, м
Рис. 4. Сравнение изменения по длине измеренной и расчетной температур внешней поверхности насадка при ? = 25 с
Т, к 1600
1200
800
400
0 20 40 60 80 100
Г, с
Рис. 5. Сравнение измеренного в запуске № 3 и расчетного изменения во времени температуры внешней поверхности насадка в сечении х = 172 мм (от критического сечения)
пристенной завесы в зоне расположения насадка. На рис. 2 приведено сравнение расчетных результатов, полученных с помощью подбора соотношения компонентов в пристеночном слое с показаниями термопар (ТПН) и тепловизора для запуска № 2. Хорошее совпадение расчетных и экспериментальных данных реализуется при соотношении компонентов в пристенке кт = 2,1. Дальнейший анализ проведен с учетом этого значения.
На рис. 3, 4 сопоставлены расчетные данные с измеренными величинами для запуска № 1 в сечении 214 мм от минимального сечения сопла по времени и на конец работы по длине насадка. Хорошее согласование данных по всей длине насадков в двух испытаниях говорит о правильном описании теплообмена с учетом пристенной газовой (с кт = = 2,1) и тепловой (за счет регенеративного охлаждения значительной части сопла) завес.
Запуски длительностью 100 с обеспечивают выход теплового состояния НРО на стационарный режим и позволяют анализировать нагрев и стойкость НРО в условиях, близких к натурным. Расчеты выполнены в тех же предположениях, что и для коротких запусков. Сравнение тепловых режимов для запуска № 2 длительностью 100 с приведены на рис. 5—7. На рис. 5, 6 сопоставляются измеренные ТПН и вычисленные (Тт2) температуры внешней поверхности насадка в сечениях 172 и 283 мм (от минимального сечения сопла). Здесь же приведена расчетная температура внутренней (огневой) поверхности укороченного насадка (Т^1), рассчитанная для условий эксперимента. Видно, что перепад температуры на стенке НРО для рассматриваемых условий составляет ~200 К. На рис. 7 показаны аналогичные расчетные и экспериментальные данные по длине насадка на 100 с работы двигателя, они подтверждают хорошее согласование результатов по всей длине насадка. На рис. 7 приведены расчетные температуры внутренней (огневой — Т^1) поверхности укороченного насадка.
Полученная максимальная температура НРО ~1760 К допустима для рассматриваемого углерод-керамического композиционного материала, так как режим его разру-
т, к 2000
1600
1200
800
400
20
40
60
80
100 Г, с
Рис. 6. Сравнение измеренного в запуске № 3 и расчетного изменения во времени температуры внешней поверхности насадка в сечении х = 283 мм (от критического сечения)
Т, к 2000
1500
1000
д
о
¿Г" —& Л -о- 1 Экспер Расчет, Расчет, имент Тм>
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.