Разработка и испытания форсунок для перевода двигателей орбитального маневрирования  космического аппарата "Space Shuttle" на нетоксичные компоненты топлива

Базаров В.Г., Santoro Robert J.

Московский авиационный институт (Государственный технический университет), Москва, Россия 

Доклад содержит результаты исследований различных концепций смесеобразования и топливных форсунок, которые обеспечили бы высокую полноту сгорания и устойчивость рабочего процесса двигателя орбитального маневрирования (ДОМ) космического аппарата (КА) "Space Shuttle", совместно проведенных в Московском авиационном институте  (Россия) и Пенсильванском Государственном Университете (США). В данной работе в качестве топливных пар рассматривались жидкий кислород и углеводороды (этиловый спирт, пропан).  Работа проводилась при финансовой поддержке NASA, в соответствии с техническим заданием NASA #9-NRA-BE-96-1 как первый этап в разработке концепции космического ракетного двигателя следующего поколения.

В докладе приведен сопоставительный анализ ДОМ КА "Space Shuttle" и "Буран". ДОМ КА "Space Shuttle", в котором в качестве компонентов топлива используются самовоспламеняющиеся и токсичные монометилгидразин (ММГ) и четырёхокись азота N₂O₄, содержит две камеры сгорания (КС) с тягой по 27,2 КН каждая, снабжен вытеснительной системой подачи компонентов топлива сжатым гелием. Давление в КС составляет всего 0,88 МПа, удельный импульс 320 сек. ДОМ КА "Буран", который в настоящее время широко используется в качестве разгонного на КА "Блок ДМ", последних ступенях РН "Протон" и "Зенит" также имеет высокие показатели надежности. Он содержит две камеры сгорания  с тягой по 90 КН каждая, но в отличие от американского аналога выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере с давлением 7,85 МПа, что обеспечивает ему удельный импульс в 362 сек. Поскольку  ДОМ КА "Буран" является частью объединенной двигательной установки, включающей кроме него 46 рулевых ЖРДМТ на керосине и газифицированном кислороде, его пневмогидросхема весьма сложна. Ни один из этих двигателей не удовлетворяет требованиям NASA #9NRA-BE-96-1, предъявляемым к ЖРД космического назначения 21 века.

При проведении исследований рассматривались три концепции смесеобразования, широко применяемые в мировом ракетном двигателестроении:

-        Путем внешнего смешения компонентов топлива в пересекающихся струях и пеленах с помощью многофорсуночной смесительной головки, типичной для американского ракетного двигателестроения и примененной в ДОМ "Space Shuttle".  Модельная головка была предоставлена фирмой Aerojet.

-        С помощью одной центрально установленной золотниковой форсунки конструкции фирмы TRW, в которой организован осевой подвод полой пелены жидкого кислорода и множества радиальных струй горючего со смешением в пространстве зоны горения.

-         Со смешением коаксиальных закрученных жидкостных потоков компонентов, образующих близкие к коническим жидкостные пелены, осуществляемым с помощью центробежных двухкомпонентных форсунок, что типично для отечественного ракетного двигателестроения.

Экспериментальные исследования состояли в проведении проливочных и огневых испытаний. Проливочные, которые проводились частично и в МАИ, состояли в определении гидравлических и дисперсных характеристик исследуемых типов форсунок различной производительности, толщин струй и пелен модельных компонентов топлива, распределения расходонапряженности и соотношения компонентов по окружности и радиусу факела. В процессе работы пришлось прибегнуть к доводке золотниковых форсунок с целью обеспечения их поперечной жесткости и равномерности распределения компонентов по окружности факела, а также центробежных для достижения смешения компонентов по радиусу факела.

Огневые испытания форсунок осуществлялись на криогенном огневом стенде Пенсильванского университета c использованием модельной секционной камеры сгорания с квадратным сечением внутренней полости размером 52,7352,7 мм, снабженной кварцевыми окнами в области зоны горения для применения оптических методов исследований горящих капель, сменным охлаждаемым водой соплом и разборной смесительной головкой. Туда помещалась либо одна модельная (1/60  от натурной по расходу топлива) золотниковая форсунка либо модельная смесительная головка  с пятью элементами с пересекающимися струями (каждый элемент имел натурные размеры), либо один из вариантов натурных центробежных двухкомпонентных форсунок.

Испытания форсунок с пересекающимися струями, успешно работавших на высоко-кипящих компонентах, показали, что при работе на жидком кислороде, который требует предварительного захолаживания систем двигателя и его смесительной головки показали, что они не могут быть использованы без усложнения системы запуска, а именно без системы продувки полостей головки нейтральным газом перед запуском. Попытка запуска без такой продувки окончилась взрывом компонентов в полости горючего из-за попадания туда окислителя из камеры сгорания при ее захолаживании. Аналогичные проблемы возникли и при применении двухкомпонентной центробежной форсунки с центральной подачей жидкого кислорода. Организация продувки полости горючего газообразным азотом устранило эту проблему. 

Огневые запуски с двумя типами золотниковых форсунок  с номинальным расходом 149 и 457,5 г/сек показали надежное зажигание (с помощью автономной водородной горелки), плавный выход на режим, устойчивую работу на режиме и плавную отсечку. Полнота сгорания h_t  у малорасходной форсунки лежала в пределах от 0,87 до 0,995. Более узкий  диапазон h_t = 0,9 - 0,97  характерен для большерасходной форсунки. Величина h_t сильно зависит от соотношения компонентов К_m. Температура огневого днища при применении золотниковых форсунок была самой высокой по сравнению со всеми другими пусками.

Огневые пуски КС, оборудованные двухкомпонентными центробежными форсунками, (малорасходная - для 90-форсуночной головки, большерасходная - для 60-форсуночной головки) также характеризовались плавной работой. Полнота  сгорания составила 0,93-0,98 при давлении в КС P_c = 21 бар, однако пуски при пониженном давлении дали низкие значения h_t =0,675-0,685. Специально проведенные исследования показали, что это происходит вследствие вскипания жидкого кислорода в камере закручивания наружной форсунки. Газовый поток разделяет жидкие компоненты и препятствует их смешению. Были разработаны несколько приемов для предотвращения сепарации компонентов, два из которых оказались наиболее эффективными. Применение обратной схемы (центральная подача окислителя и периферийная - горючего) обеспечило более высокую полноту сгорания чем её лучшие значения у золотниковой форсунки. Ввиду проблематичности определения тепловых потерь в модельной КС и истинной полноты сгорания, далее будет оцениваться относительная эффективность горения по сравнению с лучшей золотниковой форсункой. Наиболее эффективным при использовании прямой схемы явилось снабжение форсунки насадком длиной 25,4 мм, с внутренним диаметром 11 мм, в который из сопла форсунки поступала закрученная периферийная пелена жидкого кислорода и центральная струя распыленного газообразным кислородом жидкого горючего. Капли горючего под действием центробежных сил смешивались с окислителем, образовывали горючую смесь, которая поджигалась обратными токами и  частично сгорала внутри насадка. Пелена жидкого кислорода, омывающего стенки насадка, предотвращала его перегрев и снабжала, испаряясь, горючую смесь газообразным кислородом. Полнота сгорания в КС с такого типа форсункой превысила лучшие значения, полученные с золотниковой форсункой, на 6,5%. Температура огневого днища головки была промежуточной между температурами у золотниковой и классической центробежной форсунки. Таким образом, каждый из испытанных типов форсунок после определенной доводки мог быть использован для топливной пары О2ж + углеводород. Наиболее высокие результаты показала центробежная форсунка с внутренним смешением и горением в форкамере.