Электронная библиотека Веда
Цели библиотеки
Скачать бесплатно
Доставка литературы
Доставка диссертаций
Размещение литературы
Контактные данные
Я ищу:
Библиотечный каталог российских и украинских диссертаций

Вы находитесь:
Диссертационные работы России
Технические науки
Тепловые двигатели

Диссертационная работа:

Бербек Андрей Михайлович. Теоретическое обоснование создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя: автореферат дис. ... кандидата технических наук: 05.07.05 / Бербек Андрей Михайлович;[Место защиты: Пермском национальном исследовательском политехническом университете].- Пермь, 2012.- 20 с.

смотреть введение
Введение к работе:

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ. Посадочные модули космических летательных аппаратов (КЛА), оснащённые двигателями для взлёта с исследуемого космического объекта, позволят доставить на Землю пробы грунта и получить многократно больше научной информации, чем может быть получена с исследовательского аппарата, передающего на Землю только данные телеметрии.

Двигательные установки для посадочных ступеней КЛА должны развивать большую тягу для преодоления притяжения космического объекта и иметь малую массу. Электрические ракетные двигатели, несмотря на очень высокий удельный импульс, для этой цели не подходят из-за малого значения тяги. Ядерные двигатели тяжелы и радиационно опасны. Единственным типом ракетного двигателя (РД), который в настоящее время можно использовать для взлёта с космических объектов, остаётся химический.

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

В работах Шафировича Е.Я. и Гольдшлегера У.И. при исследовании Марса предлагается 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.

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. Воду внеземных объектов можно использовать в качестве окислителя для ракетного двигателя КЛА. В качестве горючего в смеси с водой целесообразно применять активные металлы.

Наиболее удобный вид применения любого горючего – жидкое состояние, так как в этом случае горючее просто дозировать и диспергировать. Однако металлы имеют высокую температуру и теплоту плавления, и подача металлов в расплавленном виде приведёт к большим энергетическим затратам и чрезмерному усложнению конструкции. Существует возможность использования металлов в виде гелей, однако до сих пор не созданы гели, способные длительное время (годы) храниться без изменения реологических свойств. Поэтому наиболее рационально применять металлы в качестве горючего в виде порошков, которые при подаче псевдоожижаются небольшим количеством газа. В последние три десятилетия научными коллективами ОКБ «ТЕМП» Пермского национального исследовательского политехнического университета (ПНИПУ), НИИЭМ при МГТУ им. Н.Э. Баумана, Тольяттинского госуниверситета показана возможность создания новых высокоэффективных технических устройств, использующих горение распылённых в активном газе порошков металлов (Al, Mg, B).

При проектировании двигательных установок на порошкообразных металлических горючих (ПМГ) и воде в качестве окислителя (ВО) перед разработчиками встаёт ряд задач, связанных с организацией рабочего процесса. Одна из основных задач обеспечение смешения ПМГ с водой, надёжного воспламенения, стабилизации пламени, устойчивого и эффективного горения.

ОБЪЕКТ ИССЛЕДОВАНИЯ: рабочий процесс в ракетном двигателе на порошкообразных металлических горючих и воде в качестве окислителя.

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 на воде в качестве окислителя.

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

3. Экспериментально исследовать распыл воды центробежными форсунками, применяющимися в газотурбинных двигателях (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 ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя (ПМГ ВО), 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.

Использованы методы и подходы теории горения порошкообразных металлов и газодисперсных систем, математического моделирования процессов смесеобразования в реактивных двигателях на жидких компонентах, электронно-оптический метод исследования газодисперсных потоков, проектирования, конструирования и проведения испытаний элементов ракетных двигателей и нестандартного оборудования.

  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. 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.

  5. На основе известных методик расчёта испарения и движения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамических расчётов процессов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближения. Проведены оценочные расчёты испарения капель воды в основной зоне.

Результаты работы могут быть использованы при проектировании и отработке систем и элементов новых ракетных двигателей на порошкообразном металлическом горючем и воде, предназначенных для межпланетных исследовательских летательных аппаратов, а также технологических установок, использующих горение металлов в водяном паре.

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

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждается:

  1. Использованием программы термодинамических расчётов высокоэнергетических процессов, принятой в качестве стандартного программного обеспечения на предприятиях аэрокосмической отрасли.

  2. Применением известных, проверенных на практике экспериментальных характеристик горения частиц ПМГ в активных средах.

  3. Использованием известных методик расчёта испарения и движения капель углеводородных горючих в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа.

  4. Хорошим согласованием результатов проведённых в работе экспериментов с данными других авторов.

  5. Применением современных аттестованных приборов, проверенных и надежных средств измерения и регистрации, опробованных методик.

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

        2. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе алюминий+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 ракетного двигателя ПМГ ВО.

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

        Разработанные принципы организации внутрикамерных процессов и полученные в результате исследований расчётные и экспериментальные данные использованы: в проектных работах предприятий ФГУП ОКБ «Темп» и ООО «Лаборатория Новых Технологий».

        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 (ECM 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: КГТУ, 2009 г.

        ОБЪЁМ И СТРУКТУРА РАБОТЫ

        Диссертация состоит из введения, четырёх глав, общих выводов и списка литературы; изложена на 155 страницах, содержит 46 рисунков и 9 таблиц; список литературных источников включает 115 наименований.


© Научная электронная библиотека «Веда», 2003-2013.
info@lib.ua-ru.net