Главная страница >  Цитатник 

1.2. ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД ОТЕЧЕСТВЕННЫХ ПИОНЕРОВ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ

1. ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД ОТЕЧЕСТВЕННЫХ ПИОНЕРОВ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ

Глава I. ПЕРВЫЕ ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД (до конца 20-х гг. XX в.)

Ни один из исследователей, занимавшихся в конце XIX в. жидкостными ракетными двигателями, не видел области их выгодного применения, в их работах вообще не встречаются слова «вакуум», «эфир» или «космос». Они создавали свои проекты в качестве альтернативы (да и то чисто гипотетической) различным движителям летательных аппаратов (воздушные шары, дирижабли). При этом они, разумеется, понимали, что для приведения в движение, например, дирижабля не требуется сверхмощный двигатель, способный сообщить ему весьма высокие скорости движения. Поэтому в их работах не содержатся предложения по использованию в ЖРД топлив наибольшей калорийности: жидких водорода и кислорода, водорода и фтора. Положение дел коренным образом изменилось в работах, в которых жидкостные ракетные двигатели предлагалось использовать для космических ракет, для которых были крайне желательны максимально возможные скорости истечения газов и запасы энергетики на борту. Поэтому в первой же работе по этой проблеме — статье К.Э. Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.) – предлагалось использовать в качестве топлива жидкие водород и кислород. Предложения об их использовании содержались также в первых работах Ф.А. Цандера [82,с. 4], Р. Годдарда [24, с. 33], Г. Оберта [58, с. 439], Ю.В. Кондратюка [39, с. 511]. Однако ориентировочные расчеты показывали, что одноступенчатая ракета, использующая даже это весьма калорийное топливо, в лучшем случае в состоянии вывести в космос лишь несколько сот килограммов полезной нагрузки. Поиски резервов энергетики шли по нескольким направлениям (запуск ракеты за пределами плотных слоев атмосферы, многоступенчатые ракеты и т.д.), одно из которых привело к идее использования еще более калорийного топлива: на основе металлического горючего. Эта идея впервые встречается в рукописи Ф.А. Цандера, [82, с. 32].

1.2. Идеи К.Э. Циолковского

В 1903 г. он, предлагая проект «грандиозной и особенным образом устроенной» [85, с. 32] ракеты, писал: «Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку (камеру сгорания. — Г.С.), пройдут по особому кожуху вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются и тогда уже попадают в пушку и взрываются» [85, с. 34].

Необходимость применения высококалорийных топлив особенно остро ставила вопрос о том, как обеспечивать сохранность двигателя космической ракеты. Ответ на него пытались дать практически все исследователи, предлагавшие свои проекты таких ракет, но первая идея в этой области была высказана К.Э. Циолковским.

В дальнейшем К.Э. Циолковский, к сожалению, отказался от идеи охлаждения компонентами топлива, протекающими вдоль камеры сгорания. Еще в 1903 г. он в этой же работе впервые высказал идею емкостного охлаждения топливом, которую в дальнейшем начал считать более целесообразной, чем идея проточного охлаждения. В работах [86—89] он даже не упоминает о проточном охлаждении, считая необходимым окружать камеру сгорания жидким кислородом, тем самым охлаждая ее [87, с. 106; 88, с, 211; 89, с. 122].

Таким образом, К.Э. Циолковский предложил идею внешнего регенеративного проточного охлаждения ЖРД.

К.Э. Циолковский также предлагал, кроме водорода, использовать и углеводородное горючее, предполагая при этом охлаждать камеру сгорания посредством размещения ее в баке с некриогенным топливом [90, с. 219]. Идея использования емкостного охлаждения с помощью высококипящей жидкости нашла впоследствии широкое применение на начальном этапе практических работ по ЖРД; использование же этого метода на двигателе космической ракеты нецелесообразно из-за его малой эффективности.

Современные исследования показывают, что использование кислорода для внешнего регенеративного проточного охлаждения возможно [134]. Однако емкостное охлаждение кислородом неприемлемо, в частности, в связи с тем, что при высоких удельных тепловых потоках, типичных для ЖРД, быстро наступает режим пленочного кипения кислорода, приводящий к прогару стенки.

В рассматриваемый период времени работы пионеров ракетной техники основывались на использовании количественных методов анализа в основном лишь при решении различных задач по астро— и ракетодинамике. Разработка же проектов ракет и их систем велась, как правило, на основе интуиции и здравого смысла исследователей. О методах проведения работ в области решения проблемы охлаждения К.Э. Циолковский писал: « …не я решу этот вопрос (об охлаждении ЖРД. — Г.С.), как и множество других, относящихся к нашим реактивным приборам.

При решении проблемы охлаждения К.Э. Циолковский большое значение придавал использованию различных конструкционных материалов. Он предлагал делать камеры из меди [85, с, 33], из жаропрочных материалов, таких, например, как платина, вольфрам и др. [87, с. 100]. Кроме того, он считал целесообразным наносить на внутреннюю поверхность камеры огнеупорные материалы [85, с, 33]. Интересно, что ученый считал допустимым разрушение огнеупорного покрытия камеры сгорания в процессе работы двигателя. В связи с этим он писал: «…внутреннюю часть трубы (камеры сгорания — Г.С.) будут выкладывать каким-нибудь особенным огнеупорным материалом, углеродом, известью (СаО) или чем-нибудь иным. Хотя часть углерода при этом (при работе двигателя. — Г.С.) и сгорит, но крепость металлической пушки (камеры сгорания — Г.С.), мало нагретой, пострадать от этого не может» [85, с, 33].

Использование лишь качественных методов анализа закономерно приводило в ряде случаев к появлению нецелесообразных предложений, которые, возможно, никогда бы и не были высказаны, если бы исследователи имели возможность проводить расчеты.

Во многих случаях я принужден лишь гадать или предполагать …» [85, с. 331]

В этом предложении есть рациональное зерно — использование жидкометаллического теплоносителя и выравнивание полей температур по поверхности двигателя, а также нерациональные элементы — охлаждение камеры путем передачи тепла с помощью теплоносителя от ее горячих мест к «холодным», «охлаждающимся» за счет расширения продуктов сгорания.

Одно из таких предложений, содержавшее, правда, тесно «переплетенные» рациональные и нерациональные аспекты, было описано К.Э. Циолковским следующим образом: «…труба из красной меди может быть окружена кожухом, в котором циркулирует какой-нибудь жидкий металл; он передает жар весьма нагретой части одного конца трубы другой ее части, охлажденной вследствие сильного разрежения паров (продуктов сгорания. — Г.С.), …циркуляция… металлической жидкости в кожухе, окружающем трубы, необходима… для поддержания труб при одной и той же невысокой температуре, т.е. для сохранения крепости трубы» [85, с.33].

1.2. Работы Ф.А. Цандера по теплопередаче в ЖРД

Оценивая работы К.Э. Циолковского в целом, можно без сомнения утверждать, что его идеи предвосхитили основные методы, охлаждения, нашедшие широкое применение в ЖРД.

Первая задача, стоявшая перед ученым на этом пути, заключалась в том, чтобы определить состав продуктов сгорания. В общем случае эта задача в то время была неразрешимой из-за отсутствия, например, данных по константам равновесия. Поэтому Ф.А. Цандер вынужден был ограничиться приближенным решением и ввести допущение о том, что в результате сгорания топлива образуются только водяной пар, углекислый газ и (если он входил в состав топлива) азот. Погрешности, возникавшие из-за этого допущения, при расчете теплопередачи шли «в запас» расчета.

Ф.А. Цандер не высказал новых предложений по методам охлаждения ЖРД, взяв за основу для своих дальнейших работ наиболее целесообразные идеи К.Э. Циолковского. Тем не менее, среди работ пионеров ракетной техники труды Ф.А. Цандера занимают особое место: он был единственным исследователем, попытавшимся в конце 20-х — начале 30-х гг. создать методику расчета теплопередачи в ЖРД, некоторые особенности которой целесообразно .

Далее Ф.А. Цандеру необходимо было использовать какие-то зависимости для определения коэффициентов теплоотдачи от продуктов сгорания к стенке двигателя и от стенки к хладагенту. Для этих целей он вынужден был применить одну из формул, известную в теплотехнике того времени и предназначенную для расчетов процессов теплоотдачи в обычных промышленных установках:

Далее необходимо было найденные в результате теплового расчета коэффициенты и Ср газа аппроксимировать в область температур, характерных для ЖРД. Однако в то время в теплотехнике существовали аппроксимационные формулы, предназначенные для расчетов лишь в диапазоне температур 0—1500°С. При отсутствии каких-либо иных предпосылок Ф.А. Цандер вынужден был воспользоваться этими формулами для расчетов коэффициентов и Ср при температуре свыше 2500°С. Такой подход давал заметную ошибку в расчетах. Так, например, величина теплоемкости, рассчитанная нами для конкретного ЖРД по методике Ф.А. Цандера, оказалась на 20%, а величина коэффициента теплопроводности — на 25% меньше их точных значений.

которую он записывал в виде

Nu = 0,02Re0,786 Pr0,786, (1)

где U в м/с; аг-W в ккал/м2ч.

(2)

Формула (1) похожа на современные критериальные зависимости, рекомендованные рядом авторов [12, 51] для ориентировочных расчетов коэффициентов теплоотдачи в ЖРД и имеющие следующий вид:

При ее использовании Ф.А. Цандер попытался учесть изменение свойств продуктов сгорания по толщине пограничного слоя, но сделал это довольно своеобразно: Ср и г были взяты им при температуре в камере сгорания (в ядре потока), а W — при температуре стенки, что приводило к существенной погрешности в расчете.

Nu = 0,026 Re0,8 Pr0,4 (3)

для продуктов сгорания

для хладагента

где — параметр, учитывающий влияние числа Маха и температурного фактора;

Формула (1) давала погрешности в расчете за счет отличия по сравнению с (3) показателей степеней при числах Re и Pr, а также за счет отсутствия в ней параметра .

Nu = 0,023Re0,8 Pr0,4.

Для одного конкретного двигателя по формулам (1) и (3) автором был проведен сравнительный расчет распределения (по длине камеры) плотности тепловых потоков, который показал, что значения, полученные по методике Цандера для критического сечения сопла, меньше значений, полученных по современной методике, почти в 4 раза. Погрешности в вычислении удельного теплового потока, поступающего в стенку двигателя, в сочетании с погрешностями расчета коэффициента теплоотдачи от стенки к жидкости по формуле (1) приводили к существенной ошибке в вычислении величины скорости хладагента, необходимой для поддержания температуры стенки в допустимых пределах. В результате расчет становился источником серьезных заблуждений, и многие исследователи еще до проведения соответствующих экспериментов понимали это. Так, например, В.П. Глушко в 1931 г. писал: «…путем теоретических вычислений задача не может быть решена ни для одного такого конкретного случая, при котором теплопередача от газа к внутренней стенке происходит при тех давлениях и температурах, которые имеют место в к.сг. Р(акетного) М(отора)» [17, с. 211].

В то время, когда Ф.А. Цандер разрабатывал свою методику, еще не были введены понятия температуры торможения и адиабатической температуры, и ученый при попытке рассчитать тепловой поток в сопле вынужден был принимать температурный напор равным Тi — ТW, где Тi – термодинамическая температура газа в i-м сечении сопла. Такой подход также был источником дополнительной погрешности.

Кроме К.Э. Циолковского и Ф.А. Цандера, проблемой охлаждения ЖРД занимался также и Ю.В. Кондратюк, который в 1929 г. в работе [401 предложил применять метод внешнего проточного регенеративного охлаждения и метод теплозащиты с помощью огнеупорных материалов [40, с. 50]. Однако значимость предложений ученого была снижена в связи с тем, что ему не принадлежит приоритет в их высказывании.

Тем не менее, сам факт появления методики Ф.А. Цандера имел для того времени определенное позитивное значение: она давала возможность установить общий характер распределения теплового потока по стенке двигателя и лучше понять взаимосвязь параметров, влияющих на теплообмен. Кроме того, эта методика положила начало длительному этапу развития работ по расчету охлаждения ЖРД и была, по существу, первым для летательных аппаратов «социальным заказом» науке на решение принципиально новой задачи по теплопередаче.





Далее:
КАК ЭТО НАЧИНАЛОСЬ.
ЛУНА - КОСМИЧЕСКАЯ ЛАБОРАТОРИЯ.
Глава 4.
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ПИЛОТИРУЕМЫХ ПОЛЕТАХ СОВЕТСКИХ КОСМОНАВТОВ.
Предисловие редактора.
Домой сквозь плазму.
Глава III.
Оберт Г. «Пути осуществления космических полетов».
Провозвестники космической эры.


Главная страница >  Цитатник