Реализация аддитивной технологии 3D-печати при разработке экспериментального кислородно-водородного ракетного двигателя малой тяги

Полный текст

Введение

Одной из устойчивых тенденций развития отечественной и зарубежной ракетно-космической техники является широкое применение аддитивных технологий (AF $–$ Additive Fabrication, аддитивность $–$ прибавляемость) [1$–$3], основная сущность которых заключается в последовательном послойном наращивании металлического или неметаллического материала в соответствии с командно-прикладной программой 3D-моделирования. В ракетном двигателестроении наиболее перспективным методом аддитивных технологий рассматривается SLM-технология (Selective laser melting) 3D-печати, реализуемая в виде лазерного плавления металлического порошка по CAD-моделям конкретных деталей двигателей [4$–$6].

Технология селективного лазерного плавления позволяет создавать сложные монолитные смесительные головки ракетных двигателей с форсунками, обеспечивающими минимальные гидравлические и газодинамические потери, сложнопрофильные детали турбонасосных агрегатов, каналы охлаждающего тракта камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с искусственной шероховатостью и другие структурные элементы двигателей.

Таким образом, аддитивные технологии открывают возможности разработки ракетных двигателей с повышенными характеристиками энергетической эффективности при одновременном снижении массово-габаритных показателей изделий.

Одновременно в ракетно-космической промышленности должна решаться задача формирования технологической системы послепечатной обработки деталей с ориентацией на инновационные электрохимические и электрофизические методы [7].

Анализ состояния проблемы

При анализе области применения аддитивных технологий в ракетном двигателестроении целесообразно рассмотреть возможность изготовления методом SLM-печати жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).

Терминологически ЖРДМТ определяются ГОСТ 22396-77 «Двигатели ракетные жидкостные малой тяги» как исполнительные органы системы управления космическими летательными аппаратами с тягой от 0,01 до 1600 Н. ЖРДМТ подразделяются на отдельные виды по различным признакам, В частности по своему назначению принято классифицировать их на следующие виды [8]:

• ЖРДМТ ориентации;
• ЖРДМТ стабилизации;
• ЖРДМТ коррекции;
• тормозные ЖРДМТ и др.

Специфические условия эксплуатации ЖРДМТ в космическом пространстве, особенности их функциональных параметров и характеристик, вызывают большие трудности при проектировании двигателей малой тяги [9]. Задача проектирования и конструкторско-технологической отработки ЖРДМТ определяется следующими факторами:

• малым расходом топлива;
• малым числом элементов смесительной головки;
• сложностью создания регенеративного охлаждения;
• трудностью организации эффективного смесеобразования и обеспечения высокой полноты сгорания.

Вышеперечисленные факторы, в свою очередь, создают особые проблемы в обеспечении приемлемого теплового состояния камеры двигателя, который определяется запасом по температуре стенки в зоне критического сечения, предотвращением перегрева смесительной головки и вскипания компонентов топлива на теплонапряженных импульсных режимах.

В отечественных ЖРДМТ используется двухкомпонентное и однокомпонентное топливо. В качестве двухкомпонентного топлива применяются высококипящие самовоспламеняющиеся компоненты: несимметричный диметилгидразин (НДМГ $–$ горючее) и азотный тетраоксид (АТ $–$ окислитель). Однокомпонентным топливом обычно является гидразин, который газифицируется в результате каталитической экзотермической реакции разложения. В научно-технической и учебной литературе достаточно полно описаны физико-химические и энергетические характеристики данных топлив, известны их достоинства и недостатки. Отмечается надежность и безотказность воспламенения, устойчивость рабочего процесса на различных режимах работы ЖРДМТ с данными компонентами.

Вместе с тем, в ракетно-космической промышленности формируются новые требования к космическим аппаратам (КА) и их двигательным установкам (ДУ). На первый план выдвигаются задачи оптимизации стоимости и времени проектирования, отработки и изготовления двигателей, создания двигательных и энергетических установок КА с минимальными массово-габаритными параметрами при высокой энерговооруженности [10; 11]. Особое значение имеют факторы экологической безопасности при наземных испытаниях, заправке, хранении и эксплуатации изделий.

В настоящее время научно-исследовательскими и конструкторскими организациями, отраслями с привлечением ученых и специалистов системы высшего образования РФ проводится работа по созданию перспективных двигательных установок для КА нового поколения, в том числе малых КА различного назначения, в том числе на экологичном топливе [12]. Научно-технический задел по направлению РДМТ на экологически безопасных компонентах топлива в настоящее время базируется на результатах исследований, проводимых в АО «НИИМаш» [13], АО «КБхиммаш им. А. М. Исаева» [14], ПАО «РКК «Энергия» [15], МГТУ им. Н. Э. Баумана [16], Московском авиационном институте [17], АО ГНЦ «Центр Келдыша» [18] и др.

Концепция перспективного ракетного двигателя малой тяги

В данной статье рассматривается принципиально новая модель ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) со следующими конструктивно-технологическими особенностями и характеристиками:

• в качестве компонентов топлива используются экологически чистые газообразные вещества (водород Н₂ и кислород О₂ или метан СН₄ и кислород О₂);
• камера двигателя изготавливается из жаростойкого сплава по технологии SLM-печати в форме монолитного изделия;
• тепловая защита камеры обеспечивается внутренней системой охлаждения путем создания пристеночного слоя совместно с регенеративным охлаждением газообразным компонентом;
• система управления обеспечивает многократное включение и выключение двигателя в соответствии с циклограммой работы без изменения величины тяги и соотношения компонентов топлива.

С целью изучения возможности практической реализации данных теоретических предположений в АО ГНЦ «Центр Келдыша» разработана перспективная модель РДМТ, работающего на газообразных компонентах топлива: кислороде и водороде. Камера двигателя выполнена по аддитивной технологии SLM-печати из порошкового материала Инконель 718 [19; 20] в виде единой детали без сварных и паяных соединений.

Изготовление камеры проводилось в соответствии с Соглашением о сотрудничестве АО «Государственный научный центр Российской Федерации «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша» и ФГБОУ ВО «Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева» при участии индустриального партнера университета ООО «Полихром» (г. Красноярск). Полный технологический процесс печати реализован на 3D-принтере ASTRA 420, разработанном и изготовленном на данном предприятии.

Общий вид камеры двигателя представлен на рис. 1.

 

Рис. 1. Общий вид камеры РДМТ

Fig. 1. General view of the LTRE chamber

 

Камера сгорания (КС) имеет сферическую форму, обеспечивающую при высокой теплоемкости водорода равномерное распределение тепловых потоков и градиента температуры по всему объему сферы. Внутренний диаметр камеры сгорания около 33 мм. Диаметр критического сечения составляет 12 мм. Сверхзвуковая часть сопла имеет форму конуса с полууглом 20°, степень расширения сопла F = 11. Тракт регенеративного охлаждения имеет 16 каналов, толщина огневой стенки 0,6 мм, высота каналов охлаждения 1 мм, толщина ребер 0,8 мм. Схема смесеобразования предусматривает подачу всего расхода кислорода через одну форсунку диаметром 8 мм, расположенную по центральной оси камеры.

Конструкция РДМТ рассчитана на работу при давлении в камере сгорания p_К от 7 до 10 кг/см², суммарном расходе топлива ṁ_∑ от 30 до 40 г/с и соотношении компонентов топлива К_m от 3 до 4,5, расчетное значение тяги 150 Н.

Методика и технология 3D-печати камеры РДМТ

Технические возможности 3D-принтера ASTRA 420 позволяют достигать относительно высоких скоростей объемного построения деталей при необходимой корректировке мощности лазера в режиме динамической модуляции лазерного пятна [21$–$23]. Поэтому при разработке методики и технологии изготовления экспериментального образца камеры РДМТ основной задачей являлось соблюдение баланса между поддержанием оптимальных энергофизических параметров, обеспечивающих заданное качество изделия, и сокращение общего времени печати в соответствии с программой научного эксперимента.

На основании результатов отработки технологии печати изделий аналогичного типоразмера из металлического порошка Инконель 718 установлены параметры рабочего режима изготовления исследуемого образца экспериментальной камеры, приведенные в табл. 1.

 

Таблица 1

Параметры рабочего режима

Мощность лазера, Вт	Скорость лазерного пучка, мм/с	Диаметр лазерного пучка, мкм	Шаг штриховки, мкм	Скорость холостого хода, мм/с
300	600	190	150	600

 

Проведен анализ общих и индивидуальных подходов к изготовлению деталей с различной пространственной конфигурацией. Принято решение, что для каждого случая печати необходимо использовать индивидуальные паттерны, которые представляют собой отдельный путь лазерного пучка с соответствующей сегментацией на слои. Участки с толщиной до 1,5 мм сканировались без изменений, сплошной штриховкой. Остальная площадь отсекалась и сканировалась в шахматном порядке, небольшими участками без изменения общей скорости печати (рис. 2).

 

Рис. 2. Сегментация изделия и паттерны печати

Fig. 2. Product segmentation and printing patterns

 

При подготовке проекта РДМТ к печати выяснилось, что более 40 % всего времени приходится на холостой ход лазерного пучка через пустой центр камеры сгорания. Это связано с тем, что вся штриховка рассматривается как один элемент, который заполняется трек за треком, не пропуская пустые участки без штриховки. Подобное также относится и к другим изделиям, имеющим сходную конфигурацию $–$ полость с объёмом, превышающим окружающую её металлическую стенку (рис. 3).

 

Рис. 3. Штриховка цилиндрических изделий: 1 $–$ сканирование изделия; 2 $–$ холостой ход

Fig. 3. Hatching of cylindrical products: 1 $–$ scanning of the product; 2 $–$ idling

 

Для оптимизации рабочего времени была использована дополнительная сегментация на равные доли вокруг центральной оси. Так как все участки рассматриваются вне зависимости друг от друга, они сканируются поочередно без перемещения через полость камеры. При этом по всей площади сохраняется необходимый угол сканирования (рис. 4).

 

Рис. 4. Сегментированное изделие с указанным ходом лазерного луча

Fig. 4. Segmented product with a specified laser beam path

 

Время оптимизированной печати составило 46 ч, в сравнении с 75 ч при обычной штриховке. При визуальном осмотре изделия не обнаружено явной склонности наружного рельефа к пористости (рис. 5).

 

Рис. 5. Камера РДМТ. Вид сбоку и сверху

Fig. 5. LTRE chamber. Side and top view

 

Подготовка экспериментального РДМТ к стендовым испытаниям

Современное состояние теории и практики разработки ракетных двигателей не позволяет осуществлять создание новых изделий, отличающихся от предыдущих аналогов по многим параметрам и характеристикам, без проведения экспериментальных исследований и стендовых огневых испытаний, приближенных к реальным условиям их эксплуатации. Основная цель испытаний заключается в получении достоверной информации о состоянии испытываемого изделия, которая в дальнейшем используется для решения научных, конструкторских и технологических задач. Поэтому испытания являются важнейшей частью программ и проектов создания высокоэффективных и надежных двигателей.

Подготовка экспериментального РДМТ к испытаниям заключается в установке на двигатель необходимой арматуры, обеспечивающей подачу топлива, воспламенение компонентов и закрепление изделия на стенде. Конструктивное решение РДМТ в сборе представлено на рис. 6.

 

Рис. 6. Экспериментальный РДМТ:

1 $–$ свеча зажигания; 2 $–$ корпус; 3 $–$ измерение давления в камере сгорания; 4 $–$ камера сгорания с соплом; 5 $–$ подача водорода; 6 $–$ форсунка кислорода; 7 $–$ подача кислорода

Fig. 6. Experimental LTRE:

1 $–$ spark plug; 2 $–$ housing; 3 $–$ the combustion chamber pressure measurement; 4 $–$ combustion chamber with nozzle; 5 $–$ hydrogen inlet; 6 $–$ oxygen injector; 7 $–$ oxygen inlet

 

Камера двигателя 4 имеет соединение М14х1,5 для подачи водорода в охлаждающий тракт. Водород, проходя каналы охлаждения, движется вдоль стенок камеры сгорания к ее начальному сечению, покидает тракт охлаждения, смешиваясь с кислородом.

Корпус 2 имеет соединение М14х1,5 для подключения электроклапана подачи кислорода и резьбовое гнездо М18х1 для установки свечи зажигания CД-55AHM 1. Отбор давления в камере сгорания осуществляется через штуцер М12х1,25 3.

Экспериментальная установка

Испытания разработанного экспериментального образца кислородно-водородного РДМТ проведаны на стенде 7 АО ГНЦ «Центр Келдыша». Пневмогидравлическая схема экспериментальной установки показана на рис. 7.

 

Рис. 7. Пневмогидравлическая схема экспериментальной установки

Fig. 7. Pneumohydraulic diagram of the experimental setup

 

Установка обеспечивает подачу в РДМТ требуемых расходов кислорода и водорода и определение их фактических значений путем использования расходомерных сопел, работающих при сверхзвуковом перепаде давлений.

Для подачи газообразных компонентов топлива используются трубопроводы d_у = 10 мм. Испытания проведены на непрерывных режимах по циклограмме с одновременной подачей команд на открытие топливных электроклапанов и свечи зажигания. Свеча отключалась через 0,2 с после начала пуска. Длительность огневых включений РДМТ составляла 1$–$45 с.

Подача газообразных компонентов топлива на вход в двигатели производится из баллонов с редуцированием давлений до значений, предусматриваемых программой испытаний.

При испытаниях записываются значения давлений компонентов топлива перед расходомерными соплами Р_ВХ «О» и Р_ВХ«Г», после сопел (т. е. давления на входе в РДМТ) Р_ДВ «О» и Р_ДВ «Г» и в камере сгорания p_К, а также температуры газообразных кислорода и водорода.

С помощью хромель-алюмелевых термопар измерялись температуры на наружной поверхности камеры Т₁ $–$ Т₄. На рис. 8 изображен РДМТ, оснащенный термопарами и установленный на стенде.

 

Рис. 8. Экспериментальный РДМТ, установленный на стенде

Fig. 8. Experimental LTRE mounted on a stand

 

Получаемые в результате испытаний РДМТ параметры используются для определения расходного комплекса β с использованием соотношения:

$\beta =\frac{{Р}_{\text{к}}\cdot F{}_{\text{кр}}}{{\dot{m}}_{\Sigma }},$

где F_кр $–$ площадь критического сечения сопла двигателя; ṁ_∑ $–$ суммарный массовый расход топлива, который складывается из расхода окислителя ṁ_о и расхода горючего ṁ_г.

Коэффициент расходного комплекса $\phi$_β определяется как отношение полученного экспериментально значения β к теоретическому β_Т, полученному в результате термодинамического расчёта при значениях K_m и р_к, соответствующих режиму проведённого испытания:

${\phi }_{\beta }=\frac{\beta }{{\beta }_{Т}}.$

Коэффициент $\phi$_β определяется качеством смешения и горения и характеризует совершенство рабочего процесса в камере сгорания.

При предельных значениях погрешностей измерений датчиков давлений и температур, суммарная погрешность определения массового расхода каждого из компонентов топлива не превышает 0,7 %, максимальная погрешность определения экспериментального значения расходного комплекса β с учетом точности определения диаметра и коэффициента расхода сопел $–$ не более 2,2 %.

Результаты экспериментальных исследований

В табл. 2 обобщены данные по всем проведенным испытаниям РДМТ. Всего в рамках экспериментальной программы проведено 12 огневых испытаний.

 

Таблица 2

Результаты испытаний

№ исп.	Форсунка О2	t вкл.	Рвх«О»	Рдв«О»	Рвх«Г»	Рдв«Г»	pк	ṁо	ṁг	ṁ∑	Km	a	β	φβ
		с	105 Па	105 Па	105 Па	105 Па	105 Па	г/с	г/с	г/с	–	–	м/с	–
1	№ 1	1	30,1	40,3	7,8	19,7	6,4	29,6	10,1	39,6	2,94	0,37	1806	0,71
2		5	30,6	40,3	7,8	19,6	6,5	30,0	10,1	40,1	2,98	0,38	1812	0,71
3		45	34,2	42,7	8,6	20,7	7,1	33,5	10,7	44,1	3,14	0,40	1800	0,71
4		20	31,2	40,4	8,4	19,4	6,4	30,8	10,1	40,9	3,04	0,38	1762	0,69
5		20	35,1	32,9	8,8	16,1	6,5	34,6	8,3	42,9	4,19	0,53	1714	0,70
6	№ 2	7	31,4	40,3	10,7	19,8	9,1	31,0	10,1	41,1	3,06	0,39	2500	0,98
7	№ 3	5	31,6	25,2	8,0	12,7	5,8	31,4	6,4	37,8	4,90	0,62	1729	0,72
8		11	30,7	40,2	8,8	19,4	6,9	30,5	10,2	40,7	3,00	0,38	1900	0,74
9		30	32,2	37,1	8,8	18,0	6,8	31,8	9,4	41,2	3,40	0,43	1859	0,74
10		30	34,9	34,0	9,1	16,7	6,9	34,6	8,6	43,2	4,03	0,51	1802	0,73
11		30	36,2	31,4	9,2	15,6	6,9	35,9	7,9	43,9	4,52	0,57	1768	0,73
12		27	37,9	30,1	9,2	15,1	7,0	37,6	7,6	45,2	4,95	0,62	1736	0,73

 

На проведенных испытаниях экспериментального РДМТ было исследовано три варианта форсунки кислорода (рис. 9).

 

Рис. 9. Схемы вариантов форсунки кислорода

Fig. 9. Diagrams of oxygen injector options

 

Вариант форсунки $№$ 1 представляет собой одно отверстие диаметром 8 мм, находящееся на оси камеры. Вариант $№$ 2 имеет 6 отверстий диаметром по 2,6 мм, направленных под углом 45° к оси камеры. Вариант $№$ 3 получен из варианта $№$ 2 добавлением отверстия диаметром 6,5 мм, направленного по оси камеры.

На рис. 10 показана зависимость коэффициента расходного комплекса $\phi$_β от соотношения компонентов топлива, указывающая на существенное влияние типа форсунки кислорода на совершенство рабочего процесса.

 

Рис. 10. Зависимость коэффициента расходного комплекса от соотношения компонентов топлива

Fig. 10. The Combustion efficiency dependence from the mixture ratio

 

Первые 5 испытаний проведены с вариантом форсунки $№$ 1.

На рис. 11 показано изменение регистрируемых параметров на испытании $№$ 3 длительностью 45 с. Записи температур Т₁ $–$ Т₄ показывают, что выход камеры сгорания на стационарный тепловой режим достигается в течение ~15 c.

 

Рис. 11. Изменение параметров работы РДМТ в процессе испытания $№$ 3(форсунка $№$ 1, ṁ_∑ = 44 г/с, K_m= 3,1)

Fig. 11. The operating parameters changes of LTRE during test No. 3 (injector No. 1, ṁ_∑ = 44 g/s, K_m = 3,1)

 

Отмечено, что при использовании варианта форсунки кислорода $№$ 1 реализуется низкая полнота сгорания топлива, характеризуемая значениями коэффициента расходного комплекса не более $\phi$_β = 0,71. Измеряемые температуры также находились на низком уровне и не превысили 200 °С. Полученные при использовании форсунки $№$ 1 характеристики не являются приемлемыми у кислородно-водородных РДМТ. Низкая полнота сгорания топлива, вероятно, объясняется стабилизацией пламени на некотором отдалении от выходного сечения форсунки кислорода, что при малой длине КС существенно сокращает объем, в котором происходит горение топлива.

С целью улучшения характеристик РДМТ, на испытании $№$ 6 был установлен вариант форсунки кислорода $№$ 2.

Новая конфигурация форсунки существенно изменила рабочий процесс в камере РДМТ. Коэффициент расходного комплекса повысился до величины $\phi$_β = 0,98, что указывает на практически равномерное смешение компонентов топлива и их горение во всем объеме КС. Кислород, направляемый через 6 отверстий, фактически разрушает водородную завесу, в результате чего на испытании $№$ 6 происходил интенсивный рост измеряемых температур на наружной поверхности камеры сгорания (рис. 12). Испытание $№$ 6 было остановлено на 8-й секунде, когда температура Т₄ на начальном участке камеры достигла 1 100 °С, что близко к предельной для материала Инконель 718. Дальнейшие испытания с форсункой $№$ 2 не проводились, поскольку более длительная огневая работа неизбежно привела бы к прогару камеры.

 

Рис. 12. Изменение параметров работы РДМТ в процессе испытания $№$ 6 (форсунка $№$ 2, ṁ_∑ = 41 г/с, K_m = 3,1)

Fig. 12. The operating parameters changes of LTRE during test No. 6 (injector No. 2, ṁ_∑ = 41 g/s, K_m = 3,1)

 

Для дальнейших испытаний в форсунке $№$ 2 было дополнительно выполнено центральное отверстие диаметром 6,5 мм. Полученная в результате форсунка $№$ 3 была установлена в конструкции РДМТ на испытаниях $№$ 7$–$12.

Конфигурация форсунки $№$ 3 позволила получить более приемлемое сочетание полноты сгорания топлива и теплового состояния конструкции. Испытания РДМТ с форсункой кислорода $№$ 3 проводились с последовательным повышением соотношения компонентов топлива (табл. 2). Длительность испытаний $№$ 9$–$12 задавалась равной 30 с, что обеспечивало выход измеряемых температур камеры сгорания на стационарные значения.

Повышение соотношения компонентов топлива сопровождалось соответствующим повышением температур камеры сгорания (рис. 13).

 

Рис. 13. Зависимость максимальных температур на наружной поверхности камеры сгорания от соотношения компонентов топлива

Fig. 13. The maximum temperatures dependence on the outer surface of the combustion chamber on the mixture ratio

 

На испытании $№$ 11 (рис. 14, 15) показана работоспособность конструкции при соотношении компонентов топлива K_m= 4,5, позволяющем получить высокое энергомассовое совершенство ДУ. Дальнейшее повышение соотношения компонентов топлива до K_m= 4,95 на испытании $№$ 12 (рис. 16) привело к прогару стенки камеры сгорания на 24-й секунде. Прогар (рис. 17) произошел на участке, имеющем только завесное охлаждение водородом.

 

Рис. 14. Изменение параметров работы РДМТ в процессе испытания $№$ 11 (форсунка $№$ 3, ṁ_∑ = 44 г/с, K_m = 4,5)

Fig. 14. The operating parameters changes of LTRE during test No. 11 (injector No. 3, ṁ_∑ = 44 g/s, K_m = 4,5)

 

Рис. 15. Огневая работа РДМТ на испытании $№$ 11 (ṁ_∑ = 44 г/с, K_m = 4,5)

Fig. 15. Hot fire of LTRE on test No. 11 (ṁ_∑ = 44 g/s, K_m = 4,5)

 

Рис. 16. Изменение параметров работы РДМТ в процессе испытания $№$ 12 (форсунка $№$ 3, ṁ_∑ = 45 г/с, K_m = 4,95)

Fig. 16. The operating parameters changes of LTRE during test No. 12 (injector No. 3, ṁ_∑ = 45 g/s, K_m = 4,95)

 

Рис. 17. Элементы РДМТ после испытаний

Fig. 17. The LTRE elements after testing

 

Перепад давлений по линии водорода Р_ВХ «Г» $–$ p_К (рис. 18) в исследованном диапазоне расхода водорода от ṁ_Г = 6,4$–$10,7 г/с составил от 6,9$–$13,7$\cdot$10⁵ Па. Основной вклад в гидравлическое сопротивление линии горючего вносят потери на трение в каналах охлаждения. Высокое гидравлическое сопротивление тракта охлаждения в кислородно-водородных РДМТ нежелательно, поскольку может потребовать повышения давления подачи компонентов топлива в ДУ. В дальнейшем, с целью ограничения потерь давления по линии горючего, необходимо рациональное профилирование проточной части тракта охлаждения, а также уменьшение шероховатости стенок каналов охлаждения после изготовления методом 3D-печати.

 

Рис. 18. Зависимость перепада давлений по линии водорода от расхода водорода

Fig. 18. The pressure drop dependence along the hydrogen line on hydrogen flow rate

 

Заключение

Принятая для исследований принципиальная схема кислородно-водородного РДМТ, изготовленного методом аддитивной технологии 3D-печати, с особенностими в виде сочетания регенеративного и завесного охлаждения, смесеобразования с противоточной подачей кислорода и водорода и сферической формой камеры сгорания, в результате проведенных испытаний продемонстрировала работоспособность при достаточно высоком соотношении компонентов топлива.

Основным недостатком исследованной схемы является недостаточная полнота сгорания топлива, характеризуемая значениями коэффициента расходного комплекса не более $\phi$_β = 0,74, тогда как для получения удельного импульса тяги J_у = 3950 м/с, этот показатель должен быть не менее $\phi$_β = 0,88. Этот факт, а также необходимость в наличии запасов по допустимому соотношению компонентов топлива не позволяют рекомендовать схему без изменений к дальнейшей проработке.

Тем не менее проведенные исследования позволили изучить свойства камеры РДМТ, выполненной по аддитивной технологии. Полученные экспериментальные данные будут использованы для уточнения ранее разработанных расчетных моделей кислородно-водородных РДМТ и при разработке усовершенствованной схемы кислородно-водородного РДМТ.

Отмечено, что в конструкции кислородно-водородного РДМТ с регенеративным охлаждением при течении охладителя $–$ водорода от сопла к начальному участку максимальные температуры реализуются не в области максимальных тепловых потоков в критическом сечении сопла, а на выходе из тракта охлаждения, где температура охладителя достигает наибольших значений.

Таким образом, следует сделать вывод о том, что применение аддитивных технологий открывает возможности реализации перспективных проектных и конструкторских решений в области ракетно-космического двигателестроения.

Об авторах

Владимир Владимирович Кошлаков

АО «Государственный научный центр РФ «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша»

Email: kerc@elnet.msk.ru

доктор технических наук, генеральный директор

Россия, 125438, г. Москва, ул. Онежская, 8

Сергей Владимирович Мосолов

АО «Государственный научный центр РФ «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша»

Email: mosolov@list.ru

кандидат физико-математических наук, начальник отделения жидкостных ракетных двигателей

Россия, 125438, г. Москва, ул. Онежская, 8

Александр Геннадьевич Клименко

АО «Государственный научный центр РФ «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша»

Email: klimenkokerc@mail.ru

кандидат технических наук, старший научный сотрудник отделения жидкостных ракетных двигателей

Россия, 125438, г. Москва, ул. Онежская, 8

Эдхам Шукриевич Акбулатов

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Email: rector@sibsau.ru

кандидат технических наук, доцент, ректор

Россия, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Владимир Павлович Назаров

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Автор, ответственный за переписку.
Email: nazarov@sibsau.ru

кандидат технических наук, профессор кафедры двигателей летательных аппаратов

Россия, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Евгений Витальевич Герасимов

ООО «Полихром»

Email: gerasimov24rus@mail.ru

инженер-конструктор

Россия, 660049, г. Красноярск, ул. Дубровинского, 58

Список литературы

Дополнительные файлы