РДТТ конструкции технологии материалы - VIII

А вопрос об оптимальном проектировании двигателя меня интересует давно, можно сказать, всегда ;^))

 

Я воспринимаю это вполне нормально и понимаю тебя, Сергей! И ты абсолютно прав, что хочешь доискаться до оптимального варианта критериев мех. дизайна SRM. Как и в любом механическом дизайне в дизайне SRM существует свой оптимизированный алгоритм, но он как бы артистизирован (не знаю, если я правильно сказал по-русски. Об этом говорит G.Sutton в Chapter 14 Solid Rocket Components and Motor design,4. Design approach: Каждая компания, каждая группа дизайнеров ракетных двигателей имеет широкую гамму дизайнерских техник, последовательности шагов и идеологий. Но существует некий алгоритм дизайна, общий для всех и о нём стоит говорить...На основании этого алгоритма , собственных знаний и техники мех.дизайна я разработал собственный алгоритм, которому следовал в многих разработках и который показал высокие результаты как в статитеских испытаниях, так и в эксплуатации совместно с ракетой. Как я уже говорил, он существует в версии на испанском (с вставками на англ.), а времени на перевод у меня пока нет. Могу выложить его как есть, поскольку формальная расчётная часть там понятна без лишних слов. Оттуда и можно понять мою "упёртость" в этой дискуссии. Попробую это сделать, а потом обсудим...
Но я не в коем случае не собираюсь выдавать это за истину в последней инстанции и дискутировать на её счёт не собираюсь: Это моя индивидуальная ("артистическая") позиция в технике, она меня устраивает, а желающие использовать её пусть используют, но без аберраций и ревизии.

А чем это грозит? Я думал чем больше тем лучше, ведь смазка она закрывает микронеплотности и чем смазки больше тем более крупные неплотности она закрывает.

 

В том-то и дело, что "крупных неровностей" быть не должно. Это вакуумная техника и в ней свои законы. А большое количество смазки просто карбонизируется или застывает в изделии и начинает нарушать его... Так что прими это как аксиому, как приняли это до тебя миллионы инженеров и техников...
Кстати огромное значение имеет конструкция экстремов камеры сгорания... Вследствие градиентного нагрева корпуса его здорово ведёт, поэтому если не сделать приливов (утолщений) , то может появиться экстренситет (эллипсовидность) которая уже не позволит использовать мотор в последующих случаях.

a_centaurus> Как я уже говорил, он существует в версии на испанском (с вставками на англ.), а времени на перевод у меня пока нет. Могу выложить его как есть

С нетерпением жду ;^))

a_centaurus> Поверхность прокладки не должна иметь сгустков смазки.

Неужели ты до сих пор пользуешься смазкой со сгустками? Помню, была такая в советские времена, её лучше было накладывать на шлиф, предварительно разогрев, чтобы комки расплавились. Ещё была другая, без комков, но очень любила полимеризоваться, намертво склеивая соединённые детали. Для такой смазки можно дать другую инструкцию: не используйте двигатель с такой смазкой при повышенной температуре ;^))

К счастью, сейчас хватает нормальных смазок, которые сами образуют тонкий слой, сколько их не положи. А если это ещё и силиконовая смазка, то её и нужно ложить в избытке, потому что этот избыток защитит кольца от горячих газов.

Serge77> Как же всё-таки определить оптимальное рабочее давление для конкретного топлива? Наверняка же существуют точные принципы и формулы?

 

Принципы существуют, и наверняка описаны в
книгах по проектированию РДТТ и ракет.

Если проектировать РДТТ то выбор давления наверно
определяется получением максимального суммарного
импулься тяги при минимальном весе.

Надо учесть, что импульс топлива и вес корпуса мотора
растут не пропорционально давлению. Если зависимость
импульса от давления для карамели известны (от Наки
и в предположении что слабо зависит от конструкции
мотра) то функция веса мотора от рабочего давления
уже точно сильно зависит от конструкции мотора.

Если все это удасться записать в виде формулы (в чем
я сомневаюсь) то можно найти ее экстремум и значит
оптимальное давление.

=======

Если проектируется ракета - то давление для конкретного
топлива наверно будет зависить от параметров ракеты и
ее задачи. т.е. нужно будет учесть еще больше факторов.

Centaurus сказал, и я скажу

У меня с точностью до наоборот - все двигатели, за исключением ракетомодельных, в которых было несколько грамм топлива, работали на минимально возможном давлении.

Формулы я не буду приводить, но могу сказать, что для прикидочных расчетов решал дифуравнение, описывающее давление во времени, а для более детальных составляли матмодель и добывались приемлемой кореляцией в процессе ОСИ.

Ход выбора давления, однако, следующий.

Сначала оценивается суммарный импульс и из калибра выбирается схема заряда.
Предположим, по времени работы получается простейший случай - канальный небронированный заряд. Тогда начинаем подбор марки топлива и смотрим, удовлетворяет ли она нас по времени работы на минусАх и по суммарному импульсу. Давление выбирается из расчета хотя бы еще пяток градусов запас до начала неустойчивого горения.
А дальше просто - давление на плюсАх - какое получится.
Если устраивает, уточняем заряд, делаем подробный расчет, прессуем шашку, точим стендач и едем на полигон.

Если нет, меняем марку.

Видите, у нас проще

Неужели ты до сих пор пользуешься смазкой со сгустками?

 

Да нет, это я по-русски плохо сказал: не "сгустков в смазке", а излишков смазки... Я вот тут сделал перед обедом несколько фото, чтобы проиллюстрировать тему "о-рингов" и всем что с нею связано. Поищу электронную версию каталога "Паркер" и выложу её. Без специальных знаний использование стандартных западных о-рингов видится сложным и чревато ошибками и отказами. Лучше спросите у меня. Я посмотрю справочник и дам данные как по номеру о-ринга так и параметров проточки... А смазку я использую, например, Dow corning... Её консистенция похожа на вазелин и идеально подошла для герметизации узлов в моторах и предохранения резьбы от припекания. Что касается её количества, то я всё сказал. А герметик ещё раз повторю, лучше не использовать в узле с о-рингами... Либо то, либо другое... О-ринг с вакуумной смазкой служат самодостаточно. Если газы прорываются - ищи ошибку в конструкции или изготовлении. И никакой герметик тогда не поможет. Закончится прорывом и прогаром стенки корпуса. Особенно в случае нерж. стали.

Фото1: Представители "царства" о-рингов. Чёрные - из этой самой "buna" резины. Коричневые - из "viton". Они более устойчивы к температурам и агрессивным средам. Потом найду точёные о-ринги (я их заказывал по моим эскизам) и также выложу. Виден тюбик с Dow corning vacuum grease и анаэробный клей La Gotita (капелька), для склейки о-рингов.

termostat> Принципы существуют, и наверняка описаны в
termostat> книгах по проектированию РДТТ и ракет.

В книгах полно принципов и десятки страниц формул. Хотелось бы узнать от специалиста, как их используют в реальной жизни, на конкретном примере.

termostat> Если проектировать РДТТ то выбор давления наверно
termostat> определяется получением максимального суммарного
termostat> импулься тяги при минимальном весе.

Мне тоже так кажется. Или в таком варианте: получение заданного суммарного
импульса тяги при минимальном весе.

termostat> Если все это удасться записать в виде формулы (в чем
termostat> я сомневаюсь) то можно найти ее экстремум и значит
termostat> оптимальное давление.

Вот меня и интересует, существуют ли такие формулы и как их применять.

работали на минимально возможном давлении.

 

Да нет, Варбан, я всегда говорил не на максимальном и не на минимальном, а на оптимальном давлении для данного топлива (оно у нас де-фолт - сахарное). В дальнейшем подход к расчёту тот же самый.
Только я в качестве инициального уравнения использую систему уравнений импульса для ракеты заданной массы: F=M*dv/dt; F = Favg = Cf*At*Pc. Далее It =Favg *dt;Is =It/Mgr*g...

Foto 2. Установка о-ринга, предварительно смазанного растертой между пальцами смазкой, на узел сопла мотора на 400-600 гр. Используются две линии о-рингов для давления 1200 пси.

Фото 3. Передняя крышка гибридного мотора 1.5"... Постарался снять так, чтобы было видно, как незначительно выступают за поверхность крышки о-ринги. Допуск ок. 0.15 мм

Вот меня и интересует, существуют ли такие формулы и как их применять.

 

Начал Варбан, а я поддержал. Cуществуют. Я же привёл пример расчёта из Саттона. Сергей, потерпи. На днях, гадом буду, выложу. В лаборатории зашиваюсь с лазером.

Фото3. То же с увеличением.

varban> У меня с точностью до наоборот - все двигатели, за исключением ракетомодельных, в которых было несколько грамм топлива, работали на минимально возможном давлении.

Позволю себе привнести в эту фразу большую однозначность ;^))

Варбан имеет в виду, что при расчёте ОПТИМАЛЬНОГО давления у него всегда получалось, что оптимальным является минимально возможное давление, при котором топливо ещё стабильно горит. Т.е. если бы не проблемы с нестабильным горением, то оптимальным было бы ещё несколько более низкое давление.

Варбан, я правильно тебя понял?

Для "lioxa". Алексей, вот тебе пример не "плоской крышки". Конический свод хорошо держит давление да и вес уменьшает.

А вот мои кольца ;^))

Это сопло и крышка, вынутые из отработавшего двигателя, поэтому кольца немного примяты. Но совершенно чистые.

Варбан имеет в виду, что при расчёте ОПТИМАЛЬНОГО давления у него всегда получалось, что оптимальным является минимально возможное давление, при котором топливо ещё стабильно горит.

 

По схеме, приведённой в Саттоне, как и везде в мире техники, первичным является ТЗ Заказчика и ТУ на изделие (ракету). Далее на том же уровне важности находятся уровень доступных технологий и собственный уровень кампании (группы, лица)... Обычно первым параметром, определяющим весь последующий дизайн, является Is... Это в том случае, если вы не занимаетесь этим делом как хобби и вам наплевать на результат, а главным является демонстрация принципа действия.

В общем, масса примерно 278 грамм. С кольцами проблему решил, буду заказывать в штатах, правда их там 800 штук но это те кольца, типоразмеры которых советует Накка для это двигателя, и материал соответвующий. Теперь подумываю о тестовом прожиге.

Yuran> С кольцами проблему решил, буду заказывать в штатах

Однако! ;^))
Тогда и смазку там возьми.

Неужели в Москве колец нет?

Варбан имеет в виду, что при расчёте ОПТИМАЛЬНОГО давления у него всегда получалось, что оптимальным является минимально возможное давление, при котором топливо ещё стабильно горит. Т.е. если бы не проблемы с нестабильным горением, то оптимальным было бы ещё несколько более низкое давление.

 

Serge77> Варбан, я правильно тебя понял?

Да, но для моих топлив. Я работал в основном с тремя типами: баллиститы, смесевые на перхлорате и нитраминные. Там это выполняется.

А вот когда делали бессопловые двигатели, приходилось завышать давление. Т.е. топливо горело устойчиво при еще более низком давлении, но импульс резко валился. Причем - экспериментальный импульс. Расчетный падал примерно как у других.
Тогда почесали репы и решили, что задача в этой постановке не нашего ума дело. И ввели несколько коэффициентов в модели и подогнали ее под эксперимент. Это позволило рассчитывать двигатели с точностью на уровне 3%.
А большего и не требовалось - мы двигатель делали, а не диссертацию писали

varban> Да, но для моих топлив.

Само собой, что для разных топлив оптимум будет разный.

Просто твоя фраза звучала так, будто ты всегда старался использовать давление пониже. На самом деле ты искал оптимум, а он оказывался таким, как ты написал.

varban> Я работал в основном с тремя типами: баллиститы, смесевые на перхлорате и нитраминные. Там это выполняется.

А какое было оптимальное давление для перхлоратных?

a_centaurus> По схеме, приведённой в Саттоне, как и везде в мире техники, первичным является ТЗ Заказчика и ТУ на изделие (ракету).

Однозначно.

a_centaurus> Далее на том же уровне важности находятся уровень доступных технологий и собственный уровень кампании (группы, лица)...

Ну, ограничительный списк есть всегда. Иногда в явном, а чаще в неявном виде.

a_centaurus> Обычно первым параметром, определяющим весь последующий дизайн, является Is...

Если бы только он

Типовое ТУ на заряд:

1. Заряд в составе двигателя обеспечивает полный импульс не менее Isum.
2. Изменение полного импульса заряда по всему температурному интервалу не более DI.
3. Выход на режим не более, чем за Трежим.
4. Контрольные точки тяги - если форма заряда простейшая, то хотя бы две, обычно не менее, чем определенная величина. Если двигатель многорежимный, то бывают до 6 точек. И ограничение как снизу, так и сверху.
5. Время работы, обычно не более, чем. Многорежимные двигатели - от/до.
6. Давление в камере сгорания. Ну это понятно.
7. Разброс по параметрам в серии. Обычно нормируется разброс по суммарному импульсу. Но иногда могут потребовать и ограничит разброс по времени достижения максимальной тяги, или еще что.

И это - простейший заряд.
ТУ к зарядам к двигателям управляемых ракет (те же ЗУРы и ПТУРы) намного сложнее.

Отсюда, кстати, следуют параметры, которые разработчик заряда задает пороховикам: удельный импульс, плотность, скорость горения при определенных давлений, а чаще - закон изменения скорости горения (sic!).

> А какое было оптимальное давление для перхлоратных?

Меньше, чем при 30 атмосфер не работали. Это на минус 60 градусов. На плюс 50 доходило до 100. Это из-за сильного удлинения заряда - после плюс 20...25 градусов появлялось эррозионное горение, а у нас не было места сделать достаточно большой предсопловой объем.

Ничего, сдали

varban> Типовое ТУ на заряд:
varban> 1. Заряд в составе двигателя обеспечивает полный импульс не менее Isum.

Всё-таки именно этот параметр - первый даже для серьёзных двигателей.
А нет такого параметра - полный импульс двигателя, делённый на полную массу снаряжённого двигателя? Это как бы аналог удельного импульса топлива, можно назвать "удельный импульс двигателя".

Остальные пункты 2-7 для нас не так важны, как для промышленных двигателей. Вот только с этим неясно:

varban> 6. Давление в камере сгорания. Ну это понятно.

Вот как раз и непонятно! ;^))
Разве это пишут в задании на создание ракеты? Разве не проектировщик двигателя выбирает/оптимизирует этот параметр?

varban> Меньше, чем при 30 атмосфер не работали. Это на минус 60 градусов. На плюс 50 доходило до 100.

Да уж, весьма размытый оптимум - от 30 до 100 ;^))

А если температуру ограничить от +10 до +30, тогда какое давление?

Ну, если сделать заряд в два раза короче, то давление было бы от 30 до 50

А если оставить такой узкий температурный интервал, наверное 30
Ну, от 30 до 35