Теоретическое обоснование создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя

Один из первопроходцев российского ракетостроения Фридрих Артурович Цандер, сподвижник Циолковского, мечтал построить ракетный двигатель (РД), использующий в качестве горючего металл. В двигателе на жидком кислороде в качестве окислителя он именно металл считал основным горючим, а углеводород — вспомогательным. Осуществить эту идею при существующей в то время технологии было невозможно, поэтому наработки Цандера по применению металлов в качестве горючего долгие годы оставались невостребованными [1].

Практически все современные смесевые топлива содержат металлы в виде мелкодисперсных порошков.

Введение

металла в состав смесевого топлива позволяет значительно поднять удельный импульс, увеличить плотность, повысить стабильность и скорость горения. Для современных топлив типично содержание 10. 20% порошкообразных металлов: алюминия, магния, бора [2−6].

Сегодня двигатели, использующие порошкообразные металлические горючие (ПМГ), могут быть успешно реализованы и применены в тех областях, где традиционно используются двигатели на углеводородных горючих. Металлы по сравнению с углеводородными соединениями позволяют повысить плотность заряжания баков, обладают большей энергетикой и могут гореть при таких условиях, при которых невозможно горение углеводородов [7−9].

Для успешного исследования космического пространства и объектов Солнечной системы требуется создание специальных двигательных установок (ДУ). В частности, посадочные модули космических летательных аппаратов (КЛА), оснащённые двигателями для взлёта с исследуемого космического объекта, позволили бы доставить на Землю пробы фунта и получить многократно больше научной информации, чем может быть получено с исследовательского аппарата, передающего на Землю только данные телеметрии.

Двигатели для посадочных ступеней КЛА должны развивать достаточно большую тягу (для преодоления притяжения космического объекта) и иметь малую массу. Электрические РД для этой цели не подходят из-за малой развиваемой тяги, ядерные РД тяжелы, опасны и имеют малый КПД. Единственным типом двигателя, который может использоваться для взлёта с космических объектов, остаётся химический РД.

Для межпланетного КЛА наиболее важным критерием эффективности является масса, поскольку при увеличении массы резко возрастают затраты на выведение аппарата в космос. Для возвращаемых на Землю КЛА экономия массы может быть получена за счёт того, что топливо или хотя бы его часть будет добыта аппаратом непосредственно на объекте исследования.

Роберт Зубрин [10], в частности, одним из первых предлагал использовать окись углерода из марсианской атмосферы и водород, доставляемый с Земли, для производства метана и кислорода, которыми в дальнейшем можно заправлять взлетающие с Марса КЛА. Преимущество данного подхода состоит в том, что ракетные двигатели на метане и кислороде реализуют отработанные и многократно проверенные технические, технологические и конструктивные решения, применяемые при создании РД на жидких углеводородных горючих (ЖУГ). Недостаток — в том, что для синтеза метана требуется тяжёлая и энергоёмкая установка с ядерным реактором в качестве источника энергии.

В работах Шафировича Е. Я. и Гольдшлегера У. И. [11 — 14] при исследовании Марса предлагается напрямую использовать углекислый газ, добываемый из марсианской атмосферы, как окислитель, и транспортируемое с Земли металлическое горючее в химическом ракетном двигателе. Двигатель используется не только для взлёта с Марса после выполнения миссии, но и для выполнения нескольких перелётов по Марсу для расширения района исследований. Авторами проведены расчёты массовых характеристик посадочного модуля для исследования Марса, оснащаемого в одном случае РД на топливе азотный тетраоксид (АТ) + монометилгидразин (ММГ), в другом — РД на топливе магний + С02. При расчётах было принято, что взлётно-посадочный модуль имеет две двигательные установки: одну на топливе азотный тетраоксид + монометилгидразин (/уд = 330 с), вторую — на ПМГ и добываемом на поверхности космического тела окислителе СОгДвигательная установка на АТ + ММГ используется как вспомогательная для ориентации и стабилизации в течение всей миссии и как вторая ступень при взлёте аппарата с поверхности небесного тела после выполнения задания. ДУ на ПМГ и запасаемом окислителе используется для перелётов на поверхности небесного тела и как первая ступень при взлёте. Кроме того, предполагалось, что аппарат несёт на борту капсулу с образцами грунта общей массой 100 кг и 200 кг научного оборудования, которое перед взлётом останется на поверхности исследуемого объекта.

Расчёты показали, что потребные массы посадочных модулей примерно одинаковы, если аппарат рассчитан на исследование только одной точки Марса, а при увеличении количества перелётов предлагаемый Шафировичем и Гольдшлегером двигатель позволяет получить многократную экономию массы и, следовательно, стоимости экспедиции.

Для транспортировки на Землю образцов грунта с других тел Солнечной системы с целью экономии массы, а следовательно, и сокращения материальных затрат на экспедицию, предполагается не запасать на борту космического аппарата (КА) всё топливо с Земли, а добывать часть его непосредственно в месте посадки. Такой двигатель, кроме взлёта с Марса, позволил бы спускаемому аппарату совершить несколько перелётов из одной точки марсианской поверхности в другую, многократно расширяя тем самым район исследования и увеличивая научную ценность полученных образцов.

Одним из самых распространённых веществ в Солнечной системе является вода. Водяной лёд присутствует на поверхности спутников Юпитера (Европа, Ганимед, Каллисто), практически на всех спутниках Сатурна, Урана, Нептуна, Плутоне и его спутнике Хароне. Замёрзшая вода содержится в ядрах комет и на самых крупных объектах пояса Койпера [15, 16]. Воду внеземных объектов можно использовать в качестве окислителя для ракетного двигателя KJIA.

Последние результаты исследований Марса, полученные при помощи зонда Mars Reconnaissance Orbiter, свидетельствуют о наличии не только на полюсах красной планеты, но и в её средних широтах значительного количества чистого водяного льда (по материалам www.inauka.ru). Эти запасы льда очень выгодно использовать в качестве добываемого компонента топлива для марсианских исследовательских летательных аппаратов.

В монографии [7] проведены расчёты массовых характеристик посадочной ступени космического аппарата для исследования Марса и спутников Юпитера, в которой ДУ на топливе А1 + Н20 используется на первой ступени и ДУ на транспортируемом с Земли топливе — на второй. Проведено сравнение полученных данных с данными работы [13].

При расчёте массовых характеристик использовалась методика, описанная в [12]. Программа исследований включает три перелёта по баллистической траектории из одного района космического объекта в другой для сбора образцов, после чего капсула с образцами выводится либо на орбиту вокруг исследуемого объекта, либо на траекторию полёта к Земле. Принято, что на Марсе для обеспечения мягкой посадки аппарата используется чисто аэродинамическое торможение, на спутниках Юпитераторможение двигателем первой ступени.

На рис. 1 в виде гистограммы приведены массы аппаратов с РД на топливе монометилгидразин + азотный тетраоксид, либо ПМГ + вода, либо ПМГ + С02, которые требуется доставить на поверхность Марса для выполнения определённого количества перелётов и выведения 100 кг полезного груза к Земле. Из гистограммы следует, что выигрыш в массе обеспечен, начиная с одного перелёта. Если аппарат использует только доставляемое с Земли топливо AT + ММГ, то два перелёта и последующая доставка образцов на Землю вообще неосуществимы. Таким образом, космический летательный аппарат может выполнить на Марсе или спутниках Юпитера (Каллисто, Европа, Ганимед) программу исследований, включающую получение образцов из четырёх областей на поверхности исследуемых объектов, и обеспечить последующую доставку капсулы с образцами на Землю. Это возможно только при использовании аппарата с двигательной установкой, запасающей часть рабочего тела на исследуемых космических объектах.

16 н 14 га" га 12 о. то.

§ 10 га га о о 8 о га.

5 6 0.

0 12 3.

Количество перелётов.

Рис. 1. Масса марсианского взлётно-посадочного модуля в зависимости от исследовательской программы.

Удельная тяга ракетного двигателя на металлическом горючем и внеземных окислителях в основном ниже, чем у земных штатных топлив. Однако в условиях космических объектов более важным показателем является минимально необходимая масса посадочной ступени КЛА, доставляемой с Земли на поверхность космического тела. Применение окислителей, добываемых на поверхности внеземных объектов, позволяет уменьшить эту массу при существенном увеличении исследовательской программы [11 — 14, 17−20]. Анализ возможных схем ДУ на внеземных Мд + С02 ¦А1+С02 ¦ А1+Н20 ¦АТ+ММГ окислителях показал, что двигатель на порошкообразном металлическом горючем, в данном случае, — наиболее приемлемый вариант [18].

Вода является менее активным окислителем, чем кислород. Однако в среде водяного пара частицы металлов (алюминий, магний, бор) воспламеняются при более низких температурах и горят более интенсивно, чем в среде диоксида углерода или даже в воздухе. Это связано с различным воздействием Н20 и С02 на оксидные плёнки, покрывающие поверхность металлов [3]. Водяной пар и летучие продукты реакции его с металлами (водород) воздействуют на оксидные плёнки и снижают их защитные свойства. В отличие от водяного пара, продукты реакции диоксида углерода с металлами, воздействуя на оксидные пленки, увеличивают их защитные свойства. Именно образованием углерода и углеродсодержащих соединений металлов объясняются высокие защитные и прочностные свойства плёнки на поверхности металлов при их воспламенении в С02.

При проектировании двигательных установок на порошкообразных металлических горючих перед разработчиками встаёт ряд задач, связанных с организацией рабочего процесса. Главные из них — обеспечение устойчивой регулируемой подачи металлического порошка в камеру сгорания, его равномерного распределения по поперечному сечению камеры и смешения с окислителем, надёжного зажигания полученной горючей смеси, стабилизации пламени, устойчивого и эффективного горения (высокой полноты сгорания). Из цепи взаимосвязанных процессов определяющими и наиболее сложными для осуществления являются процессы сжигания взвеси металлического порошка.

За предыдущие полвека бурного развития реактивных двигателей на жидких горючих за рубежом и в России был накоплен большой научный и практический опыт организации рабочего процесса в камерах сгорания углеводородных горючих [21 — 26]. Реактивные двигатели на жидких углеводородных горючих (ЖУГ) достигли высокой степени совершенства и стали широко использоваться в качестве силовых установок летательных аппаратов (ЛА). К сожалению, этот опыт нельзя применить к установкам на ПМГ из-за особенностей данных горючих. Однако, как будет показано далее, учёт и использование некоторых особенностей металлических горючих позволяет организовать рабочий процесс в реактивных двигателях на ПМГ не менее эффективно, чем в двигателях на ЖУГ.

ЦЕЛЬЮ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ является теоретическое обоснование возможности создания ракетного двигателя для межпланетного космического аппарата на транспортируемом с Земли порошкообразном металлическом горючем и воде, добываемой на поверхности исследуемого космического объекта, в качестве второго компонента топлива.

ЗАДАЧИ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ.

Для достижения указанной цели необходимо:

1. Провести комплексный анализ (термодинамический, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) топлив металл + вода, выбрать наиболее эффективное и целесообразное металлическое горючее для использования в ракетном двигателе.

2. Разработать способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе металл + вода, позволяющий организовать воспламенение и получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде (тем самым снизить двухфазные потери удельной тяги).

3. Экспериментально исследовать распыл воды центробежными форсунками, применяющимися в ГТД для подачи керосина, и показать возможность их использования для установки в камере сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя.

4. Разработать схему РД ПМГ на воде в качестве окислителя, рассчитанного на низкие внутрикамерные давления, в которой рассмотреть вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения компонентов, охлаждения конструкции. Сформулировать рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических аппаратов на ПМГ и воде.

МЕТОДЫ И ПОДХОДЫ, ИСПОЛЬЗОВАННЫЕ В ХОДЕ ВЫПОЛНЕНИЯ.

ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ.

Использованы методы и подходы теории горения металлов и газодисперсных систем, газовой динамики дисперсных систем, проектирования, конструирования и проведения испытаний элементов ракетных двигателей и нестандартного оборудования.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА:

1. Термодинамическими расчетами впервые показано: топлива металл + вода по удельному импульсу (до 370 с) не уступают традиционным топливам космических аппаратов и при этом обладают следующими преимуществами:

• заправка водой в месте посадки КЛА;

• высокие эксплуатационные характеристики;

• высокие энергетические характеристики.

2. Сформулированы новые принципы организации процесса сжигания порошкообразных металлов и воды в камере сгорания ракетного двигателя без создания чётко выраженных интенсивных зон аэродинамической рециркуляции. Тем самым уменьшается возможность налипания конденсированных частиц на поверхность камеры сгорания. Стабилизация пламени осуществляется за счёт подачи малого количества дополнительного компонента, создающего богатый кислородом низкоскоростной поток газа для воспламенения ПМГ.

3. Впервые показана возможность существенного уменьшения двухфазных потерь удельного импульса в ракетном двигателе на топливе ПМГ + вода за счёт организации горения, при которой конденсированные продукты сгорания металлического горючего образуются в ультрадисперсном виде.

4. Разработана новая схема системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде, позволяющая минимизировать его массу и габариты.

5. Экспериментально впервые показана возможность применения использующихся в ГТД для подачи керосина центробежных форсунок 94ДС в камере сгорания РД на ПМГ и воде в качестве окислителя.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ.

Результаты работы могут быть использованы при проектировании и отработке систем и элементов новых ракетных двигательных установок на порошкообразном металлическом горючем и воде, предназначенных для установки на межпланетные исследовательские летательные аппараты.

Разработанный способ организации сжигания порошкообразных металлов без применения выраженной аэродинамической рециркуляции потока позволяет предотвратить существенное налипание к-фазы на поверхность элементов камеры сгорания, повысить надёжность и эффективность работы двигателя, а также существенно снизить двухфазные потери удельного импульса.

Применение реактивных двигателей на ПМГ и внеземных окислителях в космических летательных аппаратах позволяет расширить возможности исследования объектов Солнечной системы, в том числе отдалённых.

Полученные в диссертации результаты использовались в проектных работах предприятия ОКБ «Темп» ПермГТУ и в учебном процессе кафедр РКТ и ТКА ПермГТУ.

ДОСТОВЕРНОСТЬ И ОБОСНОВАННОСТЬ.

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждается:

1. Использованием программы термодинамических расчётов высокоэнергетических процессов, широко использующейся на предприятиях аэрокосмической отрасли промышленности.

2. Применением известных, проверенных на практике экспериментальных характеристик взаимодействия частиц ПМГ с активными газами.

3. Хорошим согласованием проведённых в работе экспериментов и их совпадением с данными других авторов.

4. Применением современных аттестованных приборов, проверенных и надёжных средств измерения и регистрации, опробованных методик.

НА ЗАЩИТУ ВЫНОСЯТСЯ:

1. Результаты комплексного (термодинамического, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) анализа топлив металл + вода, обоснование целесообразности использования топлива алюминии + вода.

2. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном.

I и двигателе на топливе алюминии + вода, позволяющий существенно снизить двухфазные потери удельного импульса, предотвратить налипание к-фазы на поверхность элементов камеры сгорания, повысить надёжность и эффективность работы двигателя.

3. Схема системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде, позволяющая минимизировать его массу и габариты.

4. Результаты испытаний центробежных форсунок, использовавшихся в ГТД для подачи керосина, для подачи воды в форкамеру РД ПМГВ.

5. Схема ракетного двигателя космических летательных аппаратов на ПМГ и воде. Рекомендации к проектированию систем и элементов подачи, смесеобразования, воспламенения и горения ракетных двигателей ПМГВ.

РЕАЛИЗАЦИЯ РАБОТЫ Разработанные принципы организации внутрикамерных процессов и полученные в результате исследований расчётные и экспериментальные данные использованы:

— в исследовании возможности создания РД ПМГВ для установки на межпланетные исследовательские летательные аппараты;

— в учебном процессе кафедр РКТ и ТКА Пермского государственного технического университета.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ: Результаты диссертационной работы докладывались на:

— VI, VIII, X, XII Всероссийской научно-технической конференции: Аэрокосмическая техника и высокие технологии. Пермь, 2003, 2005, 2007, 2009 г. г.

— Международной конференции SPACE'2003: Ракетные двигатели и проблемы их применения для освоения космического пространства. Москва-Калуга, 2003 г.

— European combustion meeting (ЕСМ 2003). Orleans, France, 2003.

— Международной конференции SPACE'2006: Космический вызов XXI века. Новые материалы и технологии для ракетно-космической техники. Севастополь, 2006 г.

— V Всероссийской научно-технической конференции: Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики. Казань, 2009 г.

ОБЪЁМ И СТРУКТУРА РАБОТЫ Диссертация состоит из введения, четырёх глав, общих выводов и списка литературыизложена на 156 страницах, содержит 46 рисунков и 9 таблицсписок литературных источников включает 118 наименований.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ.

1. Проведены анализы термодинамики, физико-химических свойств, энергетических свойств, технологичности, отработанности в составе двигательных установок топливных систем бериллий + вода, бор + вода, алюминий + вода, магний + вода. Наиболее перспективным признано топливо бериллий + вода (термодинамический удельный импульс более 370 с). Однако в результате комплексных оценок выбрано топливо алюминий + вода как наиболее реализуемое в ближайшем будущем для использования в ракетном двигателе на ПМГ и воде в качестве второго компонента топлива.

2. Разработан способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе А1 + вода, имеющий следующие особенности: а) камера сгорания разбивается на зоны воспламенения, первичного горения (форкамера) и вторичного горения (основная камера) — б) воспламенение порошка алюминия осуществляется малым количеством (10% по массе от суммарного расхода компонентов, доставляемых с Земли) дополнительного компонента, богатого кислородом (более 60% по массе), получаемого в газогенераторе на топливе гидразин + азотный тетраоксид с отношением окислитель/горючее равным 39- в) в зону первичного горения подаётся 40% воды от суммарного расхода земных компонентов, при этом обеспечивается температура смеси около значения 2400 К и происходит полное исчезновение конденсированного алюминияг) низкое (0,2.0,3 МПа) давление в камере сгоранияд) для подачи и распыления воды в форкамере используются центробежные шнековые форсунки, а в основной части камеры сгоранияструйные форсунки.

Способ позволяет: а) организовать надёжное воспламенение и обеспечить стабилизацию пламени в камере сгорания без создания выраженных зон аэродинамической рециркуляции потока (тем самым предотвратить налипание частиц конденсированной фазы на элементы конструкции) — б) получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде и снизить двухфазные потери удельной тяги.

3. Экспериментально исследовано распыление воды центробежными форсунками (марки 94ДС), применяющимися в ГТД для подачи керосина, при перепаде около 1 МПа. Показана возможность их использования для установки в форкамере ракетного двигателя на топливе ПМГ + вода. Форсунки при подаче и распыливании воды обеспечивают требуемую дисперсность капель (10.30 мкм), угол конуса распыла превышает 100 градусов.

4. Разработана схема РД на ПМГ (порошкообразный алюминий) и воде в качестве окислителя, в которой рассмотрены вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения компонентов, охлаждения конструкции. Особенности двигателя: а) вытеснительная газогенераторная система подачи основных компонентов топлива, в которой газогенератор системы подачи — на монотопливе (гидразин) — б) для системы подачи воды используется смесь 40% гелия и 60% продуктов разложения гидразина (по массе), которая имеет температуру не более 620 К (предел стойкости резиновых мембран в баке воды) — в) для системы подачи ПМГ используется порошкообразный ёмкостный охладитель, обеспечивающий более холодный газ (температура не более 350 К) — г) сопло двигателя можно профилировать как сопло для ЖРД с гомогенными продуктами сгорания.

5. Сформулированы рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических летательных аппаратов на ПМГ и ВО: а) определены условия эффективного протекания процессов в характерных зонах камеры сгорания (воспламенения, первичного и вторичного горения), проведены оценочные расчёты процессов воспламенения и первичного горенияб) в основной зоне рассмотрены процессы распиливания воды струйными форсункамив) на основе известных методик расчёта испарения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамики внутрикамерных процессов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближенияг) проведены оценочные расчёты испарения капель воды в основной зоне и расчёты основных параметров камеры сгорания, на основе которых определены необходимые длины характерных зонд) рассчитаны основные конструктивные, режимные и массогабаритные параметры одного варианта ракетного двигателя в целом.

Полученные теоретические и экспериментальные результаты обосновывают возможность создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя.

По теме диссертации опубликовано 11 работ [18, 20, 107, 108, 112 — 118], в том числе три [116 — 118] - в рецензируемых научных журналах из перечня Высшей Аттестационной Комиссии Российской Федерации.