2.Хаузен, Х. Теплопередача при противотоке, прямотоке и перекрестном токе [Текст] / Х. Хаузен. – М.: Энергоиздат, 1981.–384с.

3.Архаров, А.М. Криогенные системы [Текст]. В 2 т. Т.2. Основы

проектирования аппаратов, установок и систем / А.М. Архаров, И.А. Архаров, В.П. Беляков и др. – М.: Машиностроение, 1999. – 720 с.

Military training and research center of the air force "Air force Academy"

ENHANCEMENT THE EFFICIENCY

OF THE MAIN HEAT EXCHANGER

TRANSPORTABLE GAS PRODUCE STATIONS ТКДС-100В

D.P. Posanchukov, A.I. Sorokoletov, M.I. Slyusarev

For liquid operation modes of the ТКДС-100В gas produce station, the possibility of increasing the main heat exchanger energy performance indicators through the rational use of its heat transfer surface in the redistribution of coolant fluxes has been substantiated.

Key words: air separation units, main heat exchanger, energy efficiency enhancement.

УДК 621.454.2.018(075.08)

ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПОДБОРА СОСТАВА ТОПЛИВНЫХ КОМПОНЕНТОВ В АРД

Стрыгина А.А. студент; И.В. Винокуров, аспирант; А.В. Кретинин, д-р техн. наук, профессор Воронежский государственный технический университет

В работе изучены показатели расхода углеводородных компонентов топлива с учетом задаваемых технических параметров ЖРД

Ключевые слова: показатели топлив, углеродосодержащие компоненты, энергетические характеристики АРД

Разработчиков ракетоносителей интересуют свойства веществ (компонентов) для ракетных двигателей (РД), которые позволяют обеспечивать при их сгорании получение необходимой удельной тяги, т. е. обладают достаточно большим запасом энергии. При сравнении энергетических свойств ракетных топлив учитывают

303

Рисунок 1 - Зависимость удельной тяги ЖРД от соотношения - компонентов в топливах, образованных разными окислителями

с водородом (а), керосином (б)

Горение топлива в камере сгорания РД (ракетных двигателей) сложный физико-химический процесс, зависящий от конструктивных особенностей двигателя и режима его работы, а также от состава и свойств топлива [1-4]. В камере сгорания РД развиваются высокие температуры (3000-5000 К) и давления — десятки и сотни МПА,

теплонапряженность камеры сгорания достигает ≈1010 Вт/м2, что в сотни раз превышает теплонапряженность камер сгорания воздушнореактивных двигателей. За счет конвекции и лучеиспускания происходит интенсивный теплообмен между газообразными продуктами сгорания и стенкой камеры и сопла ЖРД. В таких условиях без специального охлаждения стенок камеры сгорания ни один металл не выдержал бы и разрушился.

Совершенство камеры сгорания зависит, прежде всего, от полноты сгорания топлива, на которую влияют следующие факторы:

- качество распыла и смесеобразования топлива, определяемое, с одной стороны, типом и расположением форсунок в головке камеры, формой головки и камеры сгорания, их гидравлическими характеристиками, давлением перед форсунками и в камере сгорания, а с другой — физико-химическими свойствами компонентов топлива

304

(вязкостью, плотностью, поверхностным натяжением, испаряемостью и др.);

-время, отводимое для протекания химических реакций сгорания, которое определяется скоростью движения газа в камере сгорания, объемом камеры, а также давлением и температурой в ней.

Одним из важнейших показателей является требование к энергетическим свойствам топлив. Эффективность топлив определяется в итоге максимальной скоростью ракеты в конце активного участка траектории ее полета, по окончании работы двигателя. Скорость полета летательного аппарата на основании известного уравнения Циолковского [1] определяется:

где Vб - объем топливных баков, м3; тр - масса ракеты без

топлива, кг; ρt - плотность топлива, кг/м3. Удельную тягу (Pyp) находим по формуле:

где qн - удельная теплота сгорания топлива, кДж/кг (за вычетом теплот конденсации образующихся продуктов сгорания).

Высокие энергетические характеристики углеродосодержащих топлив, наличие сырьевой и производственной базы, относительно невысокая стоимость и малая токсичность, а также большой опыт использования горючих в двигателях других типов предопределили повышенный интерес к ним как горючим для жидкостных ракетных двигателей. При равной теплопроизводительности топлив, чем меньше их средняя молекулярная масса, тем больше удельная тяга двигателя [2]. Наибольшее распространение получили горючие типа керосина на основе дистиллятов прямой перегонки нефти (фракция 140—280 °С) и продуктов вторичной ее переработки.

Горючие на основе спиртов, применявшиеся на заре развития ракетной техники, в настоящее время практически не используют изза их низких энергетических характеристик.

Физико-химические свойства углеводородных ракетных горючих зависят от их фракционного и углеводородного состава. В условиях

305

применения на физико-химические свойства углеводородных горючих влияет температура (рис. 2). С ее повышением понижаются плотность, вязкость, поверхностное натяжение и теплопроводность горючего и одновременно повышаются давление насыщенных паров и теплоемкость. Резкое повышение вязкости углеводородных горючих наблюдается при температурах ниже —20 °С. В этих же условиях плотность углеводородных горючих увеличивается в прямолинейной зависимости.

Рисунок 2 - Зависимость физических свойств горючего типа керосина от температуры: ρ - плотность; γ - кинематическая вязкость;

р- давление насыщенных паров; σ - поверхностное натяжение;

λ- теплоемкость

Изменения свойств топлива в зависимости от температуры (Т) проводим по следующим уравнениям:

динамическая вязкость

В то же время в эксплуатационных условиях невозможно какимлибо образом предупредить кристаллизацию в случае охлаждения топлива до соответствующей температуры и, следовательно,

306

нарушение работы фильтров по этой причине. Момент появления в топливе кристаллов углеводородов в отечественной и зарубежной практике фиксируется по-разному [1]. Отечественными стандартами предусматривается определение температуры начала кристаллизации (tн. кр), т. е. появления кристаллов, видимых невооруженным глазом, а в зарубежных спецификациях — температуру, при которой эти кристаллы в результате некоторого нагрева топлива исчезают,

самовоспламеняются с азотнокислотными окислителями. Реакционная способность углеводородов с азотной кислотой снижается в такой последовательности:

ацетилены > триены > диены > олефины > ароматические углеводороды > нафтены > алканы.

С повышением температуры, увеличением в составе горючих содержания олефинов и ароматических углеводородов термический период задержки воспламенения уменьшается. Поэтому сгорание горючих, содержащих продукты пиролиза, происходит в жидкостном ракетном двигателе значительно устойчивее, чем сгорание углеводородных горючих, полученных прямой перегонкой.

Для увеличения дальности и продолжительности полетов современных и перспективных орбитальных, лунных и межпланетных космических кораблей необходимо улучшать эксплуатационные свойства топлива. На практике, перечисленные способы анализа технологических параметров топливных компонентов позволяют рассчитывать комплексно все технические показатели, с учетом требований надежности, стабильности работы техники и экономических факторов. Подобрать топливо, которое полностью удовлетворяло бы всем требованиям, задача очень трудная и подчас невыполнимая. Ни одно из современных топлив в полной мере не удовлетворяет всем перечисленным требованиям, поэтому выбираются пары топлив, наиболее подходящее под поставленные задачи конструкторских разработок.

На основании изученных особенностей топлив ЖРД необходимо соблюдать при выборе компонентов следующие требования:

307

1) топливо должно обладать высокой теплотворной способностью. Чем больше теплотворная способность топлива, тем большая удельная тяга и меньший удельный расход топлива ЖРД могут быть получены;

2) топливо должно иметь большой удельный вес. При больших удельных весах топлива можно использовать баки меньшего объема и тем самым увеличить объем и вес полезной нагрузки. При заданных размерах и конструкции баков увеличение удельного веса топлива дает возможность увеличить дальность и продолжительность полета летательного аппарата;

3) компоненты топлива (или хотя бы один из компонентов) должны иметь высокую теплоемкость и температуру кипения, чтобы можно было их использовать в качестве охлаждающей жидкости в системе охлаждения ЖРД;

4)топливо должно обладать малой задержкой воспламенения, так как задержка воспламенения в пусковой период приведет к накапливанию топлива в камере и его взрыву;

5)топливо должно обладать хорошей стабильностью физико-

химических свойств компонентов при длительном хранении, малой коррозийностью, должно иметь низкую температуру застывания, быть безопасным при обращении и дешевым при производстве.

Таким образом, удельная тяга двигателя, характеризующая энергетические свойства топлива, определяется в основном его теплотворной способностью и плотностью, количеством, температурой и молекулярной массой газообразных продуктов сгорания, степенью их расширения при истечении из сопла, термическим К.П.Д. двигателя.

Выбираемая топливная пара компонентов должна обеспечивать экономичную и эффективную работу двигателя, легкость запуска, устойчивое горение топлива, эффективное охлаждение камеры сгорания, безотказную работу топливоподающей системы, надежность эксплуатации ракеты в различных условиях (в том числе экстремальных). Необходимо также помнить о том, что удобство и безопасность обращения с топливами на всех этапах передвижения от завода-изготовителя до места заправки, стабильность топлива при хранении и др. является также неотъемлемым составляющим.

308

Литература 1. Воробей, В.В. Технология производства жидкостных ракетных

двигателей: учебник [Текст] / В. В. Воробей, В. Е. Логинов. -М.: Изд-

во МАИ, 2001. 1.-496 с.

2. Винокуров, И. В. Расчет теоретической температуры и равновесного состава продуктов сгорания при заданном постоянном давлении в камере сгорания [Текст] / И. В. Винокурова, И.Г. Дроздов / труды VI Общероссийской молодежной науч.-техн. конф.: Молодежь. Техника. Космос Балт. гос. техн. ун-т. – СПб.; 2014. – 262 с. (Библиотека журнала. ВОЕНМЕХ. Вестник БГТУ., № 21). 19-21 марта 2014. Санкт-Петербург, Россия. С. 97-99.

3. Винокуров, И.В. Алгоритм распознания выработки компонентов полного использования запаса топлива кислороднокеросиновых ЖРД [Текст] / И. В. Винокурова, Д. Ю. Якуш, И.Г. Дроздов /тез. докл. XV Всероссийская научно-техническая конф. и школа молодых ученых, аспирантов и студентов “Авиакосмические технологии” (АКТ-2014) 3-5 июня 2014, Воронеж.

4. Подакин, Н. А. Изучение особенностей выбора топливных коипонентов в АРД [Текст] / Н. А. Подакин, М.А. Курбатов, И.М. Винокурова. Авиакосмические технологии (АКТ-2017): тр. XVII междунар. науч.-технич. конф. и школы молодых ученых, аспирантов и студентов.-Воронеж: ООО Фирма “Элист”; 2017. -С. 122-124.

Voronezh State Technical University

FEATURES OF CALCULATION OF THE SELECTION OF COMPOSITION OF FUEL COMPONENTS IN ARS

A.A. Strygina, I.V. Vinokurov, A.V. Cretinin

The paper compares the results of an analytical study of fuel components that make it possible to increase the technical parameters of the liquid rocket engines.

Key words: fuel performance, carbon-containing components, energy characteristics of ARD.

309