Регистрация / Вход
Прислать материал

14.609.21.0002

Аннотация скачать
Постер скачать
Презентация скачать
Общие сведения
Номер
14.609.21.0002
Тематическое направление
Транспортные и космические системы
Исполнитель проекта
Некоммерческое партнерство по научной, образовательной и инновационной деятельности "Центр импульсно-детонационного горения"
Название доклада
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.
Докладчик
Иванов Владислав Сергеевич
Тезисы доклада
Цели и задачи исследования
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 (СДО ДРД), работающей на смеси сжиженного природного газа (ПГ) и кислорода, который обеспечит повышение энергетических и экологических характеристик ракетных двигателей по сравнению с существующими отечественными и зарубежными образцами.
Задачи проекта:
(1) провести анализ новых современных идей и подходов к созданию ДРД с непрерывно-детонационным режимом горения в обеспечение их высоких удельных параметров и характеристик, достижение которых невозможно в традиционных ракетных двигателях с дефлаграционным режимом горения;
(2) расчетно-теоретическими методами определить геометрические и режимные параметры ДРД, в границах которых обеспечивается устойчивое непрерывно-детонационное горение в камере сгорания;
(3) провести расчетно-экспериментальные исследования организации эффективного смесеобразования в ДРД, работающих на непрерывной детонации;
(4) провести расчетно-экспериментальные исследования процессов инициирования детонационного горения в ДРД, работающих на непрерывной детонации, и разработаны новые эффективные методы инициирования детонации в ДРД;
(5) выбрать наиболее перспективные схемы СДО ДРД;
(6) разработать новые оптические и электрические методы диагностики рабочего процесса в ДРД;
(7) разработать конструкцию СДО ДРД;
(8) изготовить СДО ДРД и провести его испытания.
Актуальность и новизна исследования
Анализ новейших экспериментальных и расчетных исследований показал, что детонационный цикл Зельдовича, реализуемый в непрерывно-детонационных камерах сгорания, более энергоэффективен, чем цикл с горением при постоянном давлении, используемый в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) 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.
Патентные исследования, проведённые по ЖРД, работающим в том числе на ПГ, показали, что новизна разрабатываемого СДО ДРД на новых физических принципах гарантирует его патентную чистоту.
Описание исследования

1. Проведены расчётно-теоретические исследования процессов смешения компонентов топлива в камере сгорания и горения гомогенной и гетерогенной смесей ПГ с окислителем в непрерывной детонационной волне (НДВ), направленные на определение параметрической области, в которой возможно осуществить рабочий цикл ДРД с устойчивым непрерывно-детонационным горением. Доказана возможность организации рабочего процесса в ДРД с радиально-продольной подачей горючего и окислителя, причем форсунки подачи горючего должны обеспечивать его распыление с размером капель не более 30 мкм. 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 – не более 100 мм.

2. Проведены расчеты тепловых и ударных нагрузок на камеру сгорания ДРД. Показано, что в камере сгорания ДРД локальные значения температуры газов в окрестности стенки достигают уровня 3000 К, а уровень местных тепловых потоков достигает значений 12–13 МВт/кв.м, т.е. конструкция ДРД должна выдерживать высокие циклические тепловые и ударные нагрузки.

3. Созданы экспериментальные установки для проведения исследований процессов смесеобразования и инициирования НДВ в условиях, моделирующих условия в СДО ДРД.

4. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса смесеобразования и определены наилучшие условия для образования детонационноспособной горючей смеси в камере сгорания ДРД. Показано, что для топливных пар: (а) «предиспарённый ПГ - газообразный кислород» наилучший способ подачи газообразного ПГ – его подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстий диаметром 0,8 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от огневого днища камеры сгорания; (б) «сжиженный ПГ - газообразный кислород» наилучший способ подачи жидкого ПГ – его радиальная подача через 144 равномерно распределенных радиальных отверстий диаметром 0,4 мм в область течения, отстоящую на 5 мм от огневого днища камеры сгорания; а наилучший способ подачи газообразного кислорода – его осевая подача в подогретом до 400 К; (в) «предиспарённый ПГ - жидкий кислород» даже при высокой начальной температуре газообразного ПГ (800 К), струи жидкого кислорода полностью не испаряются ни при каком способе его подачи в камеру сгорания (как следствие, такая схема организации рабочего процесса признана неперспективной).

5. Проведены расчетно-экспериментальные исследования процесса инициирования детонационного горения в ДРД с непрерывной детонацией горючей смеси. Показано, что для топливных пар: (а) «предиспарённый ПГ - газообразный кислород» успешное инициирование детонации достигается как при использовании очагового зажигания, так и при перепуске детонационных волн (ДВ) из трубок-инициаторов; (б) «сжиженный ПГ - газообразный кислород» успешное инициирование детонации достигается при использовании очагового зажигания, причем характеристики очага зажигания такие же, как для случая изначально газовой топливной смеси; (в) «предиспарённый ПГ - жидкий кислород» детонация не инициируется ввиду неполного испарения капель жидкого кислорода и очень низкой статической температуры газов в камере сгорания.

6. Разработана ЭКД на испытательный стенд (ИС) для СДО ДРД, по которой изготовлен СДО ДРД.

7. Разработаны программа и методики испытаний СДО ГДД.

8. Разработаны ЭКД и РКД СДО ДРД, работающего на смеси сжиженного ПГ и газообразного кислорода, по которой изготовлен СДО ДРД.

Результаты исследования

По состоянию на конец проекта получены следующие важнейшие результаты:

1. Создан стенд для испытаний СДО ДРД, который позволяет проводить измерения тяги двигателя в диапазоне от 0 до 5000 Н, расходов подачи горючего и окислителя (до 2 кг/с), статического давления в камере сгорания (от 0.05 МПа до 10 МПа), скорости ДВ (до 3000 м/с) и определять количество детонационных волн (до 5).

2. Разработаны программа и методики испытаний СДО ДРД, обеспечивающие определение основных характеристик СДО ГДД: тяги двигателя до 5000 Н, расходов горючего и окислителя (до 2 кг/с), статического давления в камере сгорания (до 10 МПа), скорости детонационной волны (до 3000 м/с) и количества детонационных волн (до 5).

3. Разработана КД для изготовления СДО ДРД.

4. Разработана РКД для изготовления ИС ДРД.

5. Создан СДО ДРД с камерой сгорания, работающей на смеси ПГ и газообразного кислорода, отвечающий 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 – до 11 сек;

- удельный импульс тяги – до 275 сек на уровне моря.

6. Разработан лабораторный технологический регламент на использование сжиженного природного газа в качестве ракетного топлива.

Практическая значимость исследования
Ожидаемым результатом данной ПНИ будет создание научно-технических основ для создания качественно новых ракетных двигателей на управляемом непрерывно-детонационном горении топливной пары «метан-кислород» и имеющих удельный импульс тяги как минимум на 15% больше, чем у традиционных ЖРД, работающих на топливной паре «керосин – кислород». В сочетании с другими доказанными преимуществами термодинамического цикла управляемого детонационного горения и сжиженного природного газа как топлива, такие двигатели (ДРД на сжиженном природном газе) позволят совершить прорыв в области создания космических аппаратов нового типа – ракет-носителей с большей полезной нагрузкой и низкой стоимостью ее выведения на орбиту, спутников с большим временем жизни на орбите и т.п.
В результате будут созданы дополнительные условия для сохранения Российской Федерацией лидирующего положения в освоении космического пространства.
Полученные при выполнении ПНИ научно-технические результаты, конструкторские и технологические решения, защищенные патентами и/или охраняемые в режиме «секретов производства» будут использованы Центром ИДГ в качестве своего вклада в создание совместно с Индустриальным партнером, а также с другими заинтересованными предприятиями, совместной товарной продукции – разного рода ДРД на сжиженном природном газе. Данные двигатели будут являться «совместной собственностью». Соответственно, Индустриальный партнер (а также другие предприятия – партнеры Центра ИДГ по созданию других «совместных» двигателей), будет изготавливать и реализовывать данную «совместную продукцию», производя соответствующие отчисления от полученной выручки Центру ИДГ.
Потребность в высокоэффективных ракетных двигателях исключительно высока и будет постоянно расти в течение длительного времени как в Российской Федерации и Евразийском Союзе, так и на мировом рынке, что обеспечит высокую коммерческую эффективность данного проекта.