Регистрация / Вход
Прислать материал

Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя.

Аннотация скачать
Постер скачать
Презентация скачать
Ключевые слова:
сжиженный природный газ, ракетное топливо, непрерывно-детонационное горение, детонационный ракетный двигатель, энергоэффективность

Цель проекта:
Реализация проекта направлена на решение проблемы использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетных двигателей с непрерывно-детонационными камерами сгорания. Целью реализуемого проекта является разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве ракетного топлива и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя с непрерывно- детонационной камерой сгорания, работающей на смеси сжиженного природного газа и кислорода (ДРД), который обеспечит повышение энергетических и экологических характеристик ракетных двигателей но сравнению с существующими отечественными и зарубежными образцами.

Основные планируемые результаты проекта:
1. Проведены расчётно-теоретические исследования процессов смешения компонентов топлива в камере сгорания и горения гомогенной и гетерогенной смесей природного газа с окислителем в непрерывной детонационной волне, направленные на определение параметрической области, в которой возможно осуществить рабочий цикл детонационного ракетного двигателя (ДРД) с устойчивым непрерывно-детонационным горением.
2. Доказана возможность организации рабочего процесса в ДРД с радиально-продольной подачей горючего и окислителя, причем форсунки подачи горючего должны обеспечивать распыление жидкого горючего с размером капель не более 30 мкм.
3. Доказана возможность получения устойчивого режима работы ДРД с одной, двумя и более детонационными волнами, причем за базовые размеры камеры сгорания рекомендовано принять следующие размеры: диаметр внешней стенки 100 мм,расстояние от плоскости смешения до начала сопла 100 мм.
4. Проведены расчеты тепловых и ударных нагрузок на камеру сгорания ДРД. Показано, что в камере сгорания ДРД средние значения температуры на стенке достигают уровня 2700 К, а уровень теплового потока достигает значений 12–13 МВт/м2, а конструкция ДРД включая патрубки подачи окислителя, должна выдерживать нагрузки при трехкратном превышении рабочего давления в камере сгорания.
Созданы экспериментальные установки для проведения исследований процессов смесеобразования и инициирования непрерывной детонационной волны в условиях, моделирующих условия в стендовом демонстрационном образце ДРД.
5. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса смесеобразования и определены наилучшие условия для образования детонационноспособной горючей смеси в камере сгорания ДРД.
6. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - газообразный кислород» наилучший способ подачи газообразного метана – его подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстия диаметром 0,8 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от «ножа» огневого днища камеры сгорания.При такой организации смешения в кольцевом зазоре камеры сгорания достигается достаточно однородное течение горючей смеси с составом, близким к стехиометрическому, который имеет наибольшую детонационную способность.
7. Показано, что для топливной пары «сжиженный природный газ - газообразный кислород» наилучший способ подачи жидкого метана – его радиальная подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстия диаметром 0,4 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от «ножа» огневого днища камеры сгорания; а наилучший способ подачи газообразного кислорода – его осевая подача в подогретом до 400 К состоянии.При такой организации смешения в кольцевом зазоре камеры сгорания достигается наиболее однородное течение горючей смеси с составом, близким к стехиометрическому.
8. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - жидкий кислород» даже при высокой начальной температуре газообразного метана (800 К), струи жидкого кислорода полностью не испаряются ни при каком способе его подачи в камеру сгорания.Как следствие, схема организации рабочего процесса с подачей кислорода в жидкой фазе и метана в газовой фазе признана неперспективной.
9. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса инициирования детонационного горения в ДРД с непрерывной детонацией горючей смеси.
10. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - газообразный кислород» в кольцевой камере сгорания успешное инициирование детонации достигается как при использовании очагового зажигания, так и при перепуске детонационных волн из трубок-инициаторов.Получены количественные характеристики очагов зажигания (объемы очагов), обеспечивающих успешное инициирование детонации.
11. Показано, что для топливной пары «сжиженный природный газ - газообразный кислород» в кольцевой камере сгорания успешное инициирование детонации достигается при использовании очагового зажигания, причем характеристики очага зажигания такие же, как для случая изначально газовой топливной смеси.
12. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - жидкий кислород»детонация не инициируется ввиду неполного испарения капель жидкого кислорода и очень низкой статической температуры газов в камере сгорания.
13. Запланировано изготовление испытательного стенда для проведения испытаний стендового демонстрационного образца ДРД.
14. Запланировано изготовление стендового демонстрационного образца ДРД и проведение его огневых испытаний.
15. Запланирована разработка лабораторного технологического регламента на использование сжиженного природного газа в качестве ракетного топлива.
15. Запланирована разработка проекта технического задания на проведение ОКР по теме: "Разработка и изготовление опытного стендового образца детонационного ракетного двигателя, работающего на сжиженном природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения".

Краткая характеристика создаваемой/созданной научной (научно-технической, инновационной) продукции:
Стендовый демонстрационный образец ДРД, который должен отвечать следующим требованиям:
- масса - не более 10 кг;
- длина - не более 500 мм;
- ширина (по патрубкам системы подачи топлива и окислителя) - не более 250 мм;
- высота (по патрубкам системы подачи топлива и окислителя) - не более 250 мм;
- время непрерывной работы – не менее 10 сек;
- удельный импульс - не менее 270 сек на уровне моря.

Патентные исследования, проведённые по направлениям: способы организации рабочего процесса в жидкостных реактивных двигателях, работающих, в том числе на природном газе; способы и устройства для инициирования детонации природного газа, в том числе в жидкостных реактивных двигателях; конструкции жидкостных реактивных двигателей, работающих на природном газе, в том числе импульсно-детонационного действия, показали, что новизна разрабатываемой научно-технической продукции, гарантирует ее патентную чистоту.

Анализ новейших экспериментальных и расчетных данных показал, что и экспериментально, и теоретически уже доказано – детонационный цикл Зельдовича, реализуемый в непрерывно-детонационных камерах сгорания, более энергоэффективен, чем цикл с горением при постоянном давлении, используемый в реактивных двигателях на химическом топливе. Основной недостаток существующих вычислительных технологий – использование уравнений течения невязкого нетеплопроводного газа, что исключает возможность адекватного моделирования процессов смешения топливных компонентов и горения вещества в зонах контакта свежей смеси с продуктами детонации. Центр ИДГ обладает уникальной вычислительной технологией собственной разработки, в которой представлены модели всех сопутствующих физико-химических процессов, включая турбулентно-молекулярное смешение топливных компонентов. Сегодня эта технология не имеет аналогов в мире и уже успешно апробирована при создании ряда устройств, работающих на импульсно-детонационном и непрерывно-детонационном горении. Применение этой технологии к цифровому проектированию ДРД позволит спроектировать энергоэффективный двигатель и обеспечить отечественному ракетному двигателестроению опережающее развитие на ближайшие годы.

Заявленные в проекте результаты будут достигнуты в ходе решения следующих научно-исследовательских задач: (1) расчетно-теоретическое определение параметров, в границах которых обеспечивается устойчивое непрерывно-детонационное горение в камере сгорания ДРД; (2) трехмерные параметрические расчёты процессов горения гомогенной и гетерогенной смеси природного газа с кислородом в непрерывной детонационной волне, направленные на определение параметрической области, в которой возможно осуществить рабочий цикл с устойчивым непрерывно-детонационным горением; (3) расчетно-экспериментальные исследования по организации эффективного смесеобразования в ДРД и исследования процессов инициирования детонационного горения в ДРД, работающих на непрерывной детонации; (4) изучение возможности и принципов организации рабочего процесса с непрерывной детонацией в демонстрационном образце ДРД и выбор наиболее перспективной схемы демонстрационного образца ДРД (5) разработка оптических и электрических методов диагностики рабочего процесса в демонстрационном образце ДРД; (6) разработка конструкции демонстрационного образца ДРД и теоретическая проверка правильности основных технических решений; (7) изготовление демонстрационного образца ДРД и проведение его огневых испытаний.
Решение описанных выше научно-технических задач облегчается возможностью трехмерного математического моделирования процессов смешения, горения и детонации с помощью имеющегося математического и программного аппарата, что существенно сократит трудозатраты, связанные с проведением экспериментальных исследований.
В имеющемся математическом и программном аппарате процесс непрерывно-детонационного горения моделируется численно в трехмерной постановке задачи с учетом конечного времени турбулентно-молекулярного смешения, межфазных взаимодействий «жидкость – газ» и химических превращений. Математическая модель течения, положенная в основу расчетов – осредненные по Рейнольдсу уравнения сохранения массы, количества движения и энергии для нестационарного, сжимаемого, двухфазного, турбулентного, реагирующего течения. Турбулентные потоки вещества, количества движения и энергии моделируются с помощью двух или трехпараметрической модели турбулентности. Для описания двухфазного течения используется концепция взаимно проникающих континуумов с уточненными моделями обмена массой, количеством движения и энергией между фазами, учитывающими коллективные (струйные) эффекты – моделями, разработанными в Центре ИДГ. Для описания химических превращений используется разработанный в Центре ИДГ комбинированный алгоритм явного выделения фронта пламени (ЯВП) и метод частиц (МЧ), который позволяет одновременно учитывать и фронтальные, и объемные режимы энерговыделения в турбулентном потоке. Комбинированный алгоритм ЯВП-МЧ дополнен обширными базами кинетических данных для расчета характеристик ламинарного пламени и предпламенного самовоспламенения в виде многомерных электронных таблиц, созданной в Центре ИДГ. Система определяющих уравнений замыкается калорическим и термическим уравнениями состояния реального газа, а также начальными и граничными условиями. Необходимые для расчетов уравнения состояния реального газа для сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан), кислорода, а также для продуктов горения (СО, СО2, Н2О, Н2 и др.) уже разработаны и апробированы творческим коллективом проекта на других задачах. Теплофизические параметры газа и жидкости считаются переменными. Для численного решения используется метод, основанный на конечно-объемной дискретизации определяющих уравнений. Течение многокомпонентной газовой смеси моделируется с использованием эйлерова формализма. Течение дисперсной фазы (капли и пленки жидкого горючего) моделируется с использованием лагранжева формализма. Чтобы избежать чрезмерного сгущения сетки к твердым поверхностям с прилипанием потока, в расчетах используется стандартный метод пристеночных функций. Все вычислительные технологии, которые планируется использовать при выполнении проекта, разработаны в Центре ИДГ.

Назначение и область применения, эффекты от внедрения результатов проекта:
Предварительные работы и консультации с предприятиями ракетно-космической отрасли и с Корпорацией "Тактическое ракетное вооружение" (ТРВ) показали, что в случае успешного выполнения данной ПНИ номенклатура необходимых ДРД на
сжиженном природном газе может быть достаточно большой – от сравнительно небольших двигателей коррекции орбиты для спутников (с тягой 20-100 кгс) до более крупных двигателей для разгонных блоков, вплоть до маршевых двигателей
различных ступеней ракетоносителей.
Признано целесообразным по результатам выполнения данной ПНИ организовать и провести ОКР (НИОКР) для создания ДРД коррекции орбиты, как наиболее дешевого и востребованного типоразмера ракетных двигателей с последующим
развитием работ по более мощным ДРД на сжиженном природном газе. Этот тип двигателей входит в номенклатуру одного из ведущих двигателестроительных заводов Корпорации «Тактическое ракетное вооружение» – ТМКБ «Союз», который является Индустриальным партнером НП "Центр ИДГ" по данному проекту. По мере отработки и освоения производства данного типоразмера ДРД планируется развертывать работы по более мощным ДРД на сжиженном природном газе с привлечением других профильных предприятий Объединенной ракетно-космической корпорации (ОРКК).

Текущие результаты проекта:
1. Проведены расчётно-теоретические исследования процессов смешения компонентов топлива в камере сгорания и горения гомогенной и гетерогенной смесей природного газа с окислителем в непрерывной детонационной волне, направленные на определение параметрической области, в которой возможно осуществить рабочий цикл детонационного ракетного двигателя (ДРД) с устойчивым непрерывно-детонационным горением.
2. Доказана возможность организации рабочего процесса в ДРД с радиально-продольной подачей горючего и окислителя, причем форсунки подачи горючего должны обеспечивать распыление жидкого горючего с размером капель не более 30 мкм.
3. Доказана возможность получения устойчивого режима работы ДРД с одной, двумя и более детонационными волнами, причем за базовые размеры камеры сгорания рекомендовано принять следующие размеры: диаметр внешней стенки 100 мм, расстояние от плоскости смешения до начала сопла 100 мм.
4. Проведены расчеты тепловых и ударных нагрузок на камеру сгорания ДРД. Показано, что в камере сгорания ДРД средние значения температуры на стенке достигают уровня 2700 К, а уровень теплового потока достигает значений 12–13 МВт/кв.м, а конструкция ДРД включая патрубки подачи окислителя, должна выдерживать нагрузки при трехкратном превышении рабочего давления в камере сгорания.
5. Созданы экспериментальные установки для проведения исследований процессов смесеобразования и инициирования непрерывной детонационной волны в условиях, моделирующих условия в стендовом демонстрационном образце ДРД.
6. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса смесеобразования и определены наилучшие условия для образования детонационноспособной горючей смеси в камере сгорания ДРД.
7. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - газообразный кислород» наилучший способ подачи газообразного метана – его подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстия диаметром 0,8 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от «ножа» огневого днища камеры сгорания. При такой организации смешения в кольцевом зазоре камеры сгорания достигается достаточно однородное течение горючей смеси с составом, близким к стехиометрическому, который имеет наибольшую детонационную способность.
8. Показано, что для топливной пары «сжиженный природный газ - газообразный кислород» наилучший способ подачи жидкого метана – его радиальная подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстия диаметром 0,4 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от «ножа» огневого днища камеры сгорания; а наилучший способ подачи газообразного кислорода – его осевая подача в подогретом до 400 К состоянии. При такой организации смешения в кольцевом зазоре камеры сгорания достигается наиболее однородное течение горючей смеси с составом, близким к стехиометрическому.
9. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - жидкий кислород» даже при высокой начальной температуре газообразного метана (800 К), струи жидкого кислорода полностью не испаряются ни при каком способе его подачи в камеру сгорания. Как следствие, схема организации рабочего процесса с подачей кислорода в жидкой фазе и метана в газовой фазе признана неперспективной.
10. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса инициирования детонационного горения в ДРД с непрерывной детонацией горючей смеси.
11. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - газообразный кислород» в кольцевой камере сгорания успешное инициирование детонации достигается как при использовании очагового зажигания, так и при перепуске детонационных волн из трубок-инициаторов. Получены количественные характеристики очагов зажигания (объемы очагов), обеспечивающих успешное инициирование детонации.
12. Показано, что для топливной пары «сжиженный природный газ - газообразный кислород» в кольцевой камере сгорания успешное инициирование детонации достигается при использовании очагового зажигания, причем характеристики очага зажигания такие же, как для случая изначально газовой топливной смеси.
13. Показано, что для топливной пары «предиспарённый природный газ - жидкий кислород»детонация не инициируется ввиду неполного испарения капель жидкого кислорода и очень низкой статической температуры газов в камере сгорания.
14. Разработана эскизная конструкторская документация на испытательный стенд для стендового демонстрационного образца ДРД.
15. Выполнен монтаж экспериментальной установки для проведения исследований процессов смесеобразования и инициирования непрерывной детонационной волны в условиях, моделирующих условия в стендовом демонстрационном образце ДРД и проведены исследования, направленные на сравнение результатов расчётов с экспериментальными данными.
16. Разработана ЭКД и РКД для изготовления стендового демонстрационного образца ракетного двигателя с непрерывно-детонационной камерой сгорания, работающей на смеси сжиженного природного газа и газообразного кислорода.