Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги
Вантажиться...
Дата
2025
Автори
Науковий керівник
Назва журналу
Номер ISSN
Назва тому
Видавець
КПІ ім. Ігоря Сікорського
Анотація
Бакун В. А. «Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги» – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 «Авіаційна та ракетно-космічна техніка» (013 – Механічна інженерія). - Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського», Київ, 2025. Підготовка здійснювалась на кафедрі космічної інженерії Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського» Міністерства освіти і науки України. Дисертаційна робота присвячена забезпеченню випробувань висотного рідинного ракетного двигуна малої тяги в умовах, що імітують космічний вакуум. Тематика дослідження пов’язана з відпрацюванням рідинних ракетних двигунів та розробкою суміжного устаткування, що є складним, багатоступеневим процесом, що включає в себе різні етапи: проєктування, виробництво, випробування і серійне виготовлення (за потреби). Одним із найважливіших етапів є як раз випробування, які підтверджують чи відповідає виріб заявленим технічним і функціональним характеристикам. Випробування є вирішальним етапом, оскільки саме на цьому етапі оцінюється працездатність рідинних ракетних двигунів в різних умовах, а також їх надійність і безпека. Серед великої кількості досліджень, які необхідно провести, починаючи з випробувань агрегатів двигуна чи окремих елементів, закінчуючи повноцінним ракетним двигуном, ключову роль відіграють вогневі випробування, що проводяться як у атмосферних умовах, так і з імітацією максимально наближених до реальних космічних умов експлуатації двигуна. Імітація умов космосу, зокрема вакууму, дозволяє перевірити роботу ракетного двигуна у середовищі, що суттєво відрізняються від параметрів атмосфери на поверхні Землі. Це забезпечує виявлення потенційних недоліків конструкції ще на етапі відпрацювання, що знижує ризик відмови під час реального використання. Крім того, випробування сприяють вдосконаленню технологічних процесів, оптимізації конструктивних рішень і підвищенню загальної ефективності двигуна. Таким чином, вогневі випробування є фундаментальним етапом у процесі створення рідинного ракетного двигуна, що забезпечує досягнення стандартів якості та надійності виробу. Метою дисертаційної роботи є розробка вогневого випробувального стенду для підтвердження працездатності висотних рідинних ракетних двигунів у наближених експлуатаційних умовах та його закладених проєктних параметрів. Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити низку науковотехнічних задач: ̶ провести аналіз впровадження й використання існуючих конструкцій випробувальних стендів рідинних ракетних двигунів, методів створення середовища, що імітує вакуум, а також аналіз використання адитивних технологій в ракетно-космічній галузі; ̶ розробити модель термо-газодинамічних процесів спільної роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки під час проведення вогневих випробувань; ̶ розробити структурну пневмогідравлічну схему вогневого випробувального стенду та циклограму його роботи; ̶ спроєктувати системні елементи конструкції вогневого випробувального стенду, в тому числі, з використанням адитивної технології виготовлення; ̶ дослідити вібраційне навантаження, що створюється в наслідок роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; ̶ розробити практичні рекомендації щодо захисту елементів стендового обладнання, а також ракетного двигуна, що випробовується, від вібрацій та акустичного шуму, що виникають під час випробувань. Об’єктом дослідження є процес вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги. Предметом дослідження є експериментальний стенд для випробування висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги з імітацією умов вакууму. У вступі здійснено обґрунтування вибору теми дисертаційного дослідження, акцентовано увагу на її актуальності у контексті сучасного розвитку ракетно-космічної техніки. Визначено основну мету роботи, сформульовано завдання, що потребують вирішення для досягнення поставлених цілей. Окреслено зв’язок дослідження із поточними науковими та практичними програмами, зокрема у сфері космічних технологій. Зазначено наукову новизну результатів, що включає розробку нових підходів до створення та випробування висотних рідинних ракетних двигунів, а також окреслено практичну значимість отриманих даних для вдосконалення існуючих конструкцій і технологій. Особливу увагу приділено внеску автора, який полягав у безпосередньому виконанні експериментальних досліджень, розробці моделей та аналізі отриманих результатів. У першому розділі розглянуто конструктивні особливості рідинних ракетних двигунів, включаючи класифікацію їх основних елементів та принципів роботи. Описані різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості, переваги та недоліки. Особливу увагу приділено аналізу випробувальних стендів, що використовуються для вогневих випробувань рідинних ракетних двигунів. Зазначено, що реалізація таких стендів є складним технологічним процесом, який вимагає значних ресурсів, точного дотримання технічних вимог та високого рівня підготовки. Описано різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості. Поряд з цим, досліджені системи, що забезпечують створення умов, що імітують вакуум, включаючи газо-ежекторні установки, вакуумні насоси та газодинамічні труби. Наведено аналіз їх ефективності та впливу на точність отриманих результатів. Окрему увагу приділено використанню адитивних технологій, які активно впроваджуються в ракетно-космічній галузі. Розглянуто їх застосування не лише у виробництві деталей для рідинного ракетного двигуна, але й у виготовлені елементів випробувальних стендів. Проаналізовано переваги адитивних технологій, серед яких можливість швидкого прототипування, зниження матеріальних витрат, підвищення точності виробів та спрощення технологічного процесу. Описано перспективи застосування цих технологій для створення складних компонентів, зокрема тих, які важко або неможливо виготовити традиційними методами. Висвітлено приклади успішного використання адитивних методів у створенні елементів випробувальних стендів, що значно скорочує час підготовки до експериментів та забезпечує високу надійність і точність вимірювань. У другому розділі дисертаційного дослідження описаний процес моделювання термогазодинамічних явищ, з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є Стокса, що супроводжують випробування рідинного ракетного двигуна малої тяги на випробувальному вогневому стенді, з граничними умовами, які відповідають реальним обмеженням роботи висотних ракетних двигунів. У цьому контексті наведено технічні характеристики випробуваного двигуна, включаючи ключові параметри, такі як: тяга, питомий імпульс і робочі температурні режими. Описано фізичні та математичні моделі, які використовувались для формалізації задачі. Значну увагу приділено верифікації моделі та реальних випробувань рідинного ракетного двигуна, зокрема шляхом порівняння результатів обчислень з експериментальними даними, що були отримані під час проведення випробувань рідинного двигуна та газо-ежекторної установки. Показано, що моделювання дозволяє з високою точністю прогнозувати основні процеси, такі як: розподіл температури, тиску та швидкості потоків газів та рідин у випробувальній установці. Це підтверджує коректність обраної методики моделювання та її придатність для оптимізації параметрів випробувань. У третьому розділі дисертаційної роботи описано процес створення вакуумного стенду для проведення випробувань рідинних ракетних двигунів малої тяги в умовах, максимально наближених до космічного вакууму. Увагу приділено поетапній розробці та виготовленню випробувального стенду, що включає проєктування, виробництво та тестування. Розроблено та представлено пневмогідравлічну схему стенду. Розглянуто основні параметри замірів, що проводяться під час експериментів, включаючи контроль робочих характеристик стенду та рідинного ракетного двигуна. Наведено циклограму роботи стенду, в якій описано алгоритм виконання команд, послідовність запуску, відключення та взаємодію між системами стенду. Циклограми роботи є унікальними, так як створюються окремо під двигун, що випробовується, з метою забезпечення основних робочих параметрів. Приділено увагу розробці основних систем подачі компонентів палива, їх конструктивним особливостям та методам реалізації, що забезпечують стабільну та ефективну роботу двигуна під час випробувань. У четвертому розділі описано процес експериментальної розробки та виготовлення газо-ежекторної установки, яка є ключовим компонентом для створення умов, що імітують вакуум. Описано поетапність проєктування, яка базувалася на інтеграції сучасних інженерних підходів, зокрема використання чисельного моделювання для оптимізації конструкції. Наведено основні технічні характеристики газо-ежекторної установки. У розділі також описано циклограми роботи установки, які відображають послідовність її запуску, функціонування та завершення випробувань, та є унікальними так як створюються окремо під газоежекторну установку. Особливий акцент зроблено на застосуванні адитивних технологій у процесі виготовлення окремих елементів виробу. Зокрема, використання 3Dдруку дозволило суттєво скоротити час виготовлення, знизити витрати на виробництво та забезпечити високу точність деталей складної геометрії. У п’ятому розділі виконано аналіз вібраційних навантажень, що виникають під час роботи випробувального комплексу. Розглянуто природу та механізми утворення вібрацій у результаті термогазодинамічних процесів у камері згоряння рідинного ракетного двигуна, а також у газо-ежекторній установці стенду, що імітує вакуум. Ці вібрації впливають на конструктивний ресурс та викликають пошкодження виробу. Виконано аналіз отриманих даних з осьових і поперечних датчиків віброприскорень, встановлених на ключових елементах системи. Визначено інтенсивність і частотний спектр вібраційних впливів, які здатні спричинити пошкодження конструктивних елементів рідинного ракетного двигуна та стенду. У роботі наведено приклади руйнувань, спричинених вібраційними навантаженнями, що підтверджує необхідність розробки ефективних систем віброзахисту. Знайдено аналітичне рішення та запропоновано рекомендаційні методики для зменшення впливу вібрацій, які включають використання демпфувальних матеріалів, оптимізацію конструкції та інтеграцію віброзахисних систем у випробувальний комплекс. Наукова новизна роботи полягає у наступному: - удосконалено методологічний підхід до проєктування випробувального вогняного стенду висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги, шляхом поєднання методів твердотільного моделювання, для отримання вхідних даних процесу та проведення термо-газодинамічних розрахунків з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є-Стокса з граничними умовами, що відповідають обмеженням роботи висотного двигуна та газо-ежекторної установки; - удосконалено традиційний підхід до реалізації елементів випробувальних вогняних стендів висотних рідинних ракетних двигунів, за рахунок впровадження адитивних технологій виробництва, що дозволяє формувати елементи газоповітряного тракту та паливних систем стенду, які є недосяжними для традиційних методів виготовлення, з одночасним зменшенням часу виробництва, вартості та ваги; - вперше розроблено випробувальний вогняний стенд для висотних рідинних ракетних двигунів тягою від 180 Н до 220 Н, в основі якого закладена спільна робота газо-ежекторної установки та двигуна, що забезпечує розрідження робочого середовища на зрізі сопла двигуна на рівні до 3.5 мм. рт. ст. Практичне значення отриманих результатів полягає у наступному: - розроблено практичні рекомендації щодо інженерного створення установки, що створює середовище, яке імітує вакуум, включаючи в себе елементи, що виготовлені адитивними методами; - розроблено модель термогазодинамічних процесів спільної роботи висотного рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; - розроблено структуру й склад випробувального стенду для проведення вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги; - розроблено та експериментально випробувано конструкцію газо-ежекторної установки випробувального стенду, що забезпечує попереднє розрідження робочого об’єму до 40 мм. рт. ст.; - розроблені й практично реалізовані вимірювальні системи контролю технічних параметрів під час проведення вогневих випробувань; - розроблено рекомендаційну методику вібраційного захисту рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки. Основні наукові результати дисертаційної роботи опубліковано у 7 наукових працях, зокрема у 4 наукових статтях, з яких 1 статтю опубліковано у виданні, включеному до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «А», і 3 статті опубліковано у фахових виданнях, включених до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «Б», та у 3 матеріалах наукових конференцій.
Опис
Ключові слова
рідинний ракетний двигун, вогневий стенд, динамічний стенд, газодинамічна труба, адитивні технології, адитивний синтез, конструкційні матеріали, ресурс деталі, пошкодженість, імітаційна модель, динамічна модель, динамічна математична модель, аналітичне рішення, віброзахист, liquid rocket engine, fire stand, dynamic bench, gas dynamic tube, additive technologies, additive synthesis, structural materials, part resource, damage, simulation model, dynamic model, dynamic mathematical model, analytical solution, vibration protection
Бібліографічний опис
Бакун, В. А. Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги : дис. … д-ра філософії : 134 Авіаційна та ракетно-космічна техніка / Бакун Володимир Андрійович. – Київ, 2025. – 178 с.