Давление в камере сгорания реактивного двигателя

Раптор — рекорд не засчитан.

Раптор не установил рекорда. И рекордсмен даже не РД-180. Так какому ракетному двигателю принадлежит рекорд давления в камере сгорания?

7 февраля 2019 года Илон Маск опубликовал следующее сообщение:

«Сегодня Raptor достиг отметки 268,9 бара, это превосходит предыдущий рекорд, удерживаемый великолепным российским РД–180. Отличная работа команд инженеров и тестировщиков SpaceX»

Запомним два посыла:
По мнению Маска рекорд давления ранее принадлежал РД-180.
Илон Маск заявляет, что рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Испытания двигателя Раптор.

4 февраля 2019 года
Обратите внимание на продолжительность испытания.
Испытание продолжалось 2 секунды при давлении 170 бар, достигнута тяга 116 тс (1137 кН), что составляет 60 % от номинального значения

7 февраля 2019 года проведено очередное огневое испытание с использованием «теплых» компонентов топлива, после которого Илон Маск сообщил, что двигатель подтвердил проектную мощность, достигнув уровня тяги в 172 тс (1686 кН) при давлении в камере сгорания 257 бар (25,7 МПа).

«Подтвердил проектную мощность» — можно ожидать, что проработал какое то время на проектной мощности. Вопрос — как долго?

И седьмого же февраля 2019 года Илон Маск сообщает — рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Ну что же, давайте проанализируем приложенный график.

Рассмотрим внимательно график давления.

Формат отображения времени согласно ISO 8601 hh:mm:ss.sss , hh — часы, mm — минуты, ss до точки — секунды, .sss после точки — десятые, сотые, тысячные секунды.

Обратим внимание на подписи линии абсцисс, там есть следующие значения: 10.56 . 10.60 . 10.64 . 10.68 . 10.72 . 10.76

На графике давление выше 267 (RD-180) начинается с «10.71» и заканчивается на «10.75».

Зафиксированное время давления более 267 атмосфер по этому графику не превышает 4 сотых секунд , т.е. не более 0,04 секунды. И далее обрывается. Что само по себе может означать аварийный останов.

Для сравнения моргание человеческого глаза длится от 0,05 — 0,075 секунды.

Пики на данном графике вероятнее всего указывают на неустойчивость различных рабочих процессов: самопроизвольные неуправляемые колебания давления, скорости процессов, температуры газа и жидкостей и прочего. Обычно сначала возникает участок развития колебательного процесса длительностью 0,01…0,02 секунды, затем существует участок автоколебаний, т.е самоподдерживающихся нелинейных периодических колебаний примерно постоянной амплитуды, что проявляется вибрациями и приводит в конечном счете к механическому разрушению конструкций, локальным оплавлениям стенок, нестабильности тяги.

Если говорить о достижениях, то достижением стоит назвать усредненное давление которое продлится хотя бы с десяток секунд. Но практический смысл имеют значения удерживаемые в течение хотя бы минут.

Перейдем к заявления разработчиков РД-180 и экспертов.

Создатель двигателя РД-180, академик РАН Борис Каторгин:

«Данных для оценки этого заявления очень мало. Для начала надо ответить на вопросы: в какой камере была получена тяга, какая размеренность у камеры, насколько процесс горения устойчив «

Также необходимо знать, как камера охлаждалась при таких высоких тепловых потоках, а также отработала ли она один полетный ресурс или несколько.

«Только после получения этих показателей можно давать оценки результатам. «

Академик Борис Каторгин замечает, что не ясно насколько устойчив процесс — есть ли пульсации, нестабильности или другие негативные процессы. И самое главное — насколько длительным был замеряемым процесс? И продолжались ли обсуждаемые показатели в течение хотя бы одного заявленного ресурса двигателя?

Генеральный директор «КосмоКурса» Павел Пушкин:

« Для метанового двигателя реализуются более мягкие температурные параметры при том же давлении, что в кислородно-керосиновом РД-180. Температура в метановом двигателе пониже будет, помягче тепловые нагрузки. Даже если бы сделали керосиновый двигатель с таким давлением, это вопрос технической реализации: кто лучше-хуже. .

Если там высокое давление, то это может быть ненадежно, и двигатели при полном цикле испытаний начнут отказывать. Пока информации недостаточно»

Павел Кушинин замечает, что заявлять о достижении метанового двигателя над кислородно-керосиновом несколько не корректно так как метановый двигатель испытывает меньшие тепловые нагрузки.
И отмечает, что показателем служит лишь длительные значения показанные в полном цикле испытаний, за весь проектируемый срок работы двигателя. Т.е. если двигателю назначено работать, к примеру, 1000 секунд при таком давлении, то он должен отработать именно столько, а не меньше.

Читайте также:  Двигатель к9к 732 схема

Главный конструктор НПО «Энергомаш» Петр Левочкин:

«Компания SpaceX создает двигатель Raptor на компонентах кислород и мета н или как принято в российской классификации — схема «газ-газ» . В подобного рода схемах такой уровень давления в камере сгорания не является чем-то выдающимся — в своих разработках для данных схем мы закладываем уровень давления в камере более 300 атмосфер.

А сам параметр давление в камере не является выходной характеристикой двигателя, такой как тяга и удельный импульс.

Однако, господин Маск, не будучи техническим специалистом, не учитывает, что в двигателе РД-180 для ракеты-носителя Atlas используется совершенно другая топливная схема — «кислород-керосин», а это иные параметры работы двигателя. Это как сравнивать дизельный и бензиновый двигатель внутреннего сгорания.

А если учитывать то, что «Энергомаш» сертифицировал двигатель с 10% запасом, то давление в камере сгорания РД-180 — выше 280 атмосфер.

Несмотря на то, что наши компании являются конкурентами, мы как инженеры приветствуем первые успехи коллег из компании SpaceX в области ракетного двигателестроения. Действительно, при разработке двигателя Raptor американские инженеры вышли на рекордный для себя уровень по давлению в камере. Это свидетельствует о достаточно высоком уровне разработок и производственных процессов в компании SpaceX».

Петр Левочкин сообщает, что сравнивать двигатели не корректно по причине различных применения различных по характеристикам топлива.

РД-180 может отработать назначенный ресурс при давление свыше 280 атмосфер (более 283 бар), так как был на такое давлении сертифицирован.

Циклограмма испытаний РД-180

Полученные значения на испытаниях РД-180 выше значений ТЗ. Продолжительность работы на максимальных значениях более 170 секунд.

РД-180 может отработать назначенный ресурс при давление свыше 280 атмосфер (более 283 бар).
Раптор в пике показал 265,38 атмосфер на протяжение не боле 0,04 секунд. Очевидно, что для Илона Маска такое событие является значимым. Но с точки зрения специалистов достигнутое давление, длящееся столь короткое время, не является значимым с точки зрения эксплуатации, и является лишь рабочим моментом в разработке нового двигателя.

Так какому же ракетному двигателю принадлежит рекорд давления в камере сгорания?

Не для всех известных ракетных двигателей разработанных в России и СССР указаны характеристики, как и не для всех указано давление в камере сгорания, т.к. это давление не сильно коррелирует с главными характеристиками. Однако известно о двигателе РД-701

РД-701

Трёхкомпонентные ЖРД многоразового применения.

Рабочие характеристики для 25 кратного применения:
Тяга в вакууме : 1-ый режим: 408 тс (4 001 кH), 2-ой режим: 160 тс(1 569 кН)

Удельный импульс в вакууме: 1-ый режим: 415 сек, 2-ой режим: 460 сек.
На уровне моря : 330 сек.

Давление в камере сгорания: 1-ый режим (Керосин-кислород): 306 кгс/см2 (296,16 атм. или 300.08 бар) , 2-ой режим (водород-кислород): 153 кгс/см2 (148,08 атм.)

Начало разработки 1980, в середине 80-х прошел стендовые испытания, предназначался для воздушно-космической системы МАКС, многоразовый челнок с топливным баком должен был стартовать на высоте боле 8 км с АН-225 «Мрия».

РД-701 ракетный двигатель с подвижной насадкой на сопло, позволявшей переводить его из атмосферного режима в вакуумный. И единственный реально построенный трехкомпонентный двигатель кислород/керосин/водород

Для того чтобы новый двигатель можно было использовать для одноступенчатой ракеты, была разработана конструкция раздвижного сопла из композиционных материалов. В стартовом положении нижняя обечайка колокола сопла поднята наверх, а после перехода двигателя на второй режим(работа в вакууме) обечайка сопла опускается в нижнее положение и тем самым удлиняет сопло.

Двигатель прошел не менее 50 огневых испытаний с полным подтверждением характеристик. Что открывало дорогу для применения на возвращаемой одноступенчатой ракете.

Читайте также:  Не падают обороты двигателя газель 406

Программа МАКС закрыта 1988 году, а двигатель РД-701 в начале 90-х выставлялся на экспорт вместе с РД-170, и РД-180. И было подписано несколько соглашений о сотрудничестве и продаже данных двигателей, известно о договорах с компаниями США и Канады.

РД-701, вырезка из американского журнала.

С 1994 года специалисты «Энергомаша» по заказу американцев разрабатывали проект многоразового двигателя для системы с вертикальной посадкой, но потом Штаты отказались от услуг российских двигателестроителей и засекретили результаты работ.

Сравнение РД-701 и Raptor

Характеристики РД-701 подтверждены испытаниями. Двигатели выставлялись на продажу были подписаны соглашения как минимум с США и Канадой. Энергомаш сотрудничал с представителями США, и выполнял по их заданиям конструкторские работы. Результаты работ засекречены американской стороной.

Заявленные заявления о характеристиках двигателя Raptor в процессе проектирования в течение 2012 — 2017 годов менялись в широком диапазоне, от высокого значения целевой пустотной тяги в 8 200 кН до более поздней, гораздо более низкой тяги в 1 900 кН. С 2018 года ожидается, что рабочий двигатель будет иметь удельный импульс 380 с в пустоте и 330 с у земли.

На данный момент, насколько можно судить по твитеру И. Маска, Раптор не является законченным двигателем, его характеристики не подтверждены ресурсными испытаниями.

Подведем итоги.

По мнению Маска рекорд давления ранее принадлежал РД-180.

Нет. Рекорд давления в камере сгорания среди двигателей с объявленными характеристиками принадлежит РД-701.

Илон Маск заявляет, что рекорд РД-180 превышен, т.к. Раптор достиг давления 268,9 бар (265,38 атмосфер).

Раптор находится на стадии разработки, и не проходил ресурсных испытаний. Раптор в одном из испытаний достигал давления 268,9 бар в интервале 0,04 секунд. РД-180 сертифицирован с 10% запасом, т.е. более 280 бар, и может отработать назначенное время.

Знал ли Маск о РД-701?
Скорее всего знал, т.к. с 90-х годов в США шла проработка многоразовых систем с вертикальной посадкой, сообщалось о готовности применением РД-701 в системах вертикальной посадки одноступенчатых ракет. Двигатель находился в каталогах продукции Энергомаш. Энергомаш выполнял работы по заказу США, характеристики двигателя не скрывались, и о таком сотрудничестве и применении сообщала американская пресса. Двигатель РД-701 находится во всех каталогах Ракетных двигателей.

Источник

Элементы газотурбинного двигателя. Камера сгорания.

Камеры сгорания ГТД предназначаются для подвода теплоты к рабочему телу в двигателе за счет преобразования химической энергии топлива, запасенного на борту летательного аппарата, в тепловую при его сгорании с участием кислорода, содержащегося в воздухе. Двигатей ли для сверхзвуковых самолетов имеют обычно две камеры сгорания:

основную (перед турбиной) и форсажную (перед соплом), включаемую для увеличения тяги Топливом для современных авиационных ГТД служит керосин.

Существует много марок авиационных керосинов, но все они, являясь продуктами переработки нефти, представляют собой смесь углеводородов, в которой содержится 84…86 % (по массе) углерода (С), 14…16 % водорода (Н) и некоторое (очень малое) количество других веществ.

Но поскольку разведанных запасов нефти хватит, по ориентировочным оценкам только на 40…80 лет‚ в настоящее время ведутся интенсивные исследования по применению в качестве топлива для авиации так называемых криогенных (сжиженных при низких температурах) топлив — жидкого метана (СН4), сжиженного природного газа (СПГ), состоящего примерно на 90 % (80.95% в разных месторождениях) из метана и жидкого водорода (Н2).

По оценкам специалистов запасов природного газа и соответственно метана хватит еще более чем на 100 лет‚ а запасы сырья для получения водорода в природе (из воды) практически не ограничены,

Криогенные топлива имеют еще одно преимущество — значительно больший, чем у керосина, хладоресурс, т‚е‚ возможность эффективного охлаждения (с их использованием) элементов конструкции двигателя и летательного аппарата на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полёта. При этом, благодаря очень быстрой испаряемоети при случайном попадании из баков в окружаюшую среду, их пожароопасность по некоторым оценкам может быть ниже, чем у керосина.

Типы основных камер сгорания и организация процесса горения в них

Основные камеры сгорания авиационных ГТД могут иметь разнообразные формы проточной части И различное конструктивное выполнение. Применяются практически камеры сгорания трех основных типов (рис. 9.3):

Читайте также:  Двигатель 150 лошадиных сил какой налог

а — трубчатые (индивидуальные),

Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха) 2. На двигателях обычно устанавливалось несколько таких камер. В современных авиационных ГТД трубчатые камеры сгорания практически не используются.

В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус, имеющий внутреннюю и наружную поверхности, охватывающие вал двигателя. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, также охватывающего вал двигателя.

Важная особенность этих камер состоит в том, что скорость потока воздуха или топливо-воздушной смеси в них (выбираемая с учетом требований К габаритным размерам двигателя) существенно превышает скорость распространения пламени при турбулентном диффузионном гореНИИ. И, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры сгорания

Поэтому организация процесса горения топлива в основных камерах ГТД основывается на следующих двух принципах, позволяющих обеспечить устойчивое горение топлива при больших значениях ос И высоких скоростях движения потока в них:

1. Разделение всего потока воздуха на две части , из которых только одна часть (обычно меньшая) подается непосредственно в зону горения (где за счет этого создается необходимый для устойчивого горения состав смеси). А другая часть направляется в обход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) в так называемую зону смешения (перед турбиной), где смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру;

2. Стабилизация пламени в зоне горения путем создания в ней зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджигающими свежую горючую смесь.

Конкретные формы реализации этих мероприятий могут быть различными. На рис. 9.4 показана схема одного из вариантов трубчато-кольцевой камеры сгорания. Камера состоит из жаровой трубы 1 и корпуса 2. В передней части жаровой трубы, которую называют фронтовым устройством, размещаются форсунка 3 для подачи топлива и лопаточный завихритель 5. Для уменьшения скорости воздуха в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор 4, благодаря которому скорость воздуха перед фронтовым устройством обычно не превышает 50 м/с.

Подвод первичного и вторичного воздуха в жаровую трубу должен быть организован так, чтобы в зоне горения создавалась нужная структура потока. Эта структура должна обеспечить хорошее смешение топлива с воздухом, создание нужных полей концентраций топлива и наличие мощных обратных токов, обеспечивающих надежное воспламенение свежей смеси на всех режимах работы камеры.

Структура потока в передней части жаровой трубы камеры сгорания с так называемым лопаточным завихрителем показана схематично на рис. 9.5. Воздух поступает сюда через завихритель лопатки которого закручивают поток (подобно лопаткам входного направляющего аппарата компрессора). Далее воздух движется вдоль поверхности жаровой трубы в виде конической вихревой струи

Вихревое движения воздуха приводит к понижению давления в области за завихрителем, вследствие чего в эту область устремляемтся газ из расположенных дальше от фронтового устройства участков жаровой трубы.

В результате здесь возникает зона обратных токов, граница которой показана на рисунке линией 5. Там же показаны эпюры распределения осевых составляющих скорости воздуха (газа) Са.

Топливо-воздушная смесь, образовавшаяся за фронтовым устройством, при запуске двигателя поджигается огненной струей, создаваемой пусковым воспламенителем 6 (см. рис. 9.4). Но в последующем горячие продукты сгорания вовлекаются в зону обратных токов и обеспечивают непрерывное поджигание свежей смеси. Кроме того, горячие газы, циркулирующие в этой зоне, являются источником теплоты, необходимой для быстрого испарения топлива.

Наряду с рассмотренной схемой камеры сгорания с завихрителем и с одной форсункой в каждой жаровой трубе (или с одним рядом форсунок в кольцевой камере) могут использоваться и другие схемы основных камер сгорания — с несколькими форсунками (несколькими рядами форсунок), с другими способами создания зоны обратных токов и т.д. Но общие принципы организации рабочего процесса в них остаются такими же.

Источник

Adblock
detector