F-1 жертвы удельного импульса ради достижения ВЧ-устойчивости

При понижении перепада давлений распыливаемой жидкости в форсунках уменьшаются давление подачи топлива в камеру сгорания и, следовательно, мощность и вес системы топливоподачи, но при этом ухудшаются процессы смесеобразования и сгорания топлива. При повышении же перепада давлений в форсунках происходит обратное.

...При прочих равных условиях смешение будет протекать тем интенсивнее, чем мельче газовые струйки компонентов топлива и больше скорость их относительно друг друга. Полнота сгорания топлива в конечном итоге определится отношением времени пребывания рабочего тела в камере сгорания ко времени, потребному для завершения процесса сгорания топлива. Местные отклонения коэффициента состава топлива в камере сгорания от расчетного всегда приводят к неполноте сгорания и, следовательно, к понижению удельной тяги двигателя."/Жидкостные реактивные двигатели/

 

"In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme...
Между тем, еще два двигателя были потеряны в тестах. Д. Брейнерд Холмс инициировал специальный брифинг по проблеме, который он провел 31 января 1963 года. В конце презентации Холмс отметил, что цель по достижению победы над русскими в лунной гонке, по-видимому, погрязла в проблемах F-1. Он спросил, не пришло ли время начать работу над резервной схемой...

...In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company's stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, "the [116] causes of such instability are still not completely understood." Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later.
В ходе разработки двигателей F-1 персонал Rocketdyne последовательно подчеркивал, проблему стабильности горения, как одну из самых жестких задач компании и ее решение как одно из наиболее значимых его достижений. Хотя инженеры ожидали трудностей в этой области, потому что большие двигатели с высоким давлением в камере неизбежно развивали случайную и непредсказуемую нестабильность горения, размер F-1 резко увеличивал размер задачи. Rocketdyne удалось справиться с проблемой, хотя, как признал Бреннан в обращении к Американскому институту аэронавтики и астронавтики в 1967 году, «причины такой нестабильности еще не полностью поняты». Несмотря на то, что двигатель F-1 работал удовлетворительно, неопределенность относительно неустойчивости горения продолжалась десятилетие спустя. " /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/

 

В ходе многолетнего серийного изготовления различных модификаций двигателей РД-107/108 выявилась чувствительность запаса устойчивости рабочего процесса в их камерах на режиме главной ступени к нарушениям при изготовлении двухкомпонентных центробежных форсунок. Периодически имели место как отдельные случаи, так и групповые проявления высокочастотной неустойчивости при технологических испытаниях двигателей в процессе их изготовления.
Проводившиеся в этих случаях исследования показывали, что снижение запаса устойчивости являлось, как правило, следствием нарушений при изготовлении тангенциальных отверстий в форсунках и нарушения из-за этого стабильности гидравлических характеристик смесительных головок. В силу специфики технологии изготовления и контроля, нарушения носят трудновыявляемый и трудновоспроизводимый характер.

Для устранения указанных недостатков на базе смесительной головки камеры двигателя 8Д716 (РД-111) в Приволжском филиале была спроектирована новая смесительная головка, в которой использованы однокомпонентные центробежные форсунки горючего и окислителя, часть из которых выдвинута в огневое пространство на 30 мм и образует антипульсационные перегородки в виде замкнутого четырехугольного контура в центре смесительной головки с расходящимися к периферии восемью лучами. Таким образом, начальная зона горения в камере разделяется на девять участков, что препятствует развитию радиальных и тангенциальных поперечных колебаний давления и обеспечивает устойчивость рабочего процесса.

fg_new.jpg @ www.lpre.de [кеш]

Рис.7. Смесительная головка с антипульсационными перегородками
(изображение увеличивается) [6]
В качестве дополнительной меры для повышения устойчивости рабочего процесса форсунки окислителя и горючего смесительной головки разбиты по расходам на три класса с разбросом расходов для первого и третьего классов относительно второго на ±10%.
Для улучшения условий охлаждения камеры с разработанной смесительной головкой было принято решение каналы тракта охлаждения в ней от критической части сопла до входа в смесительную головку выполнить не прямыми, а спиральными с углом наклона спирали к оси камеры 15 градусов.

Повышение удельного импульса тяги двигателей (на величину 6.45 с для РД-107 и 4.46 с для РД-108) происходит за счет улучшения полноты сгорания, а также частично за счет уменьшения доли суммарного расхода, подаваемого в пристеночный слой с низкими значениями соотношения компонентов топлива, а также за счет увеличения удельного импульса тяги камер рулевых агрегатов (РА). Последнее достигается небольшим перераспределением расхода компонентов, подаваемого в двигатели и РА, для изменения весового соотношения компонентов в камерах РА с 2.06-2.08 до 2.4, что и обеспечивает прирост удельного импульса камер РА на 2.3-3.3 с.

Повышение давления в камерах модернизированных двигателей потребовало перенастройки номинальных значений давления датчиков обратной связи, а на двигателе РД-108 и смещения диапазона его измерений в сторону больших значений. На двигателе РД-108 в связи с невозможностью полностью компенсировать увеличение гидросопротивления охлаждающего тракта камер (из-за введения спиральных каналов охлаждения) снижением перепада давления на дросселе горючего за насосом, для сохранения величины соотношения компонентов топлива за счет уменьшения диаметра расходной шайбы окислителя за насосом было увеличено гидросопротивление магистрали окислителя на 4.8 кг/см2. Для обеспечения же требуемого суммарного расхода компонентов дополнительно была увеличена частота вращения ротора насосов на 100 об/мин за счет увеличения расхода парогаза через турбину ТНА на 0.1 кг/с.
Кроме того, если серийные двигатели настраиваются на номинальный режим по величине суммарного расхода компонентов топлива, то на модернизированных двигателях предусмотрена настройка на номинальное давление в камерах, что повышает точность настройки и ее технологичность. В связи с требованиями технического задания о сохранении неизменной тяги двигателя РД-108 на промежуточной ступени давление в камерах на этом режиме было понижено на 1.4 кг/см2.
Помимо отмеченного выше повышения соотношения компонентов в камерах РА до 2.4, в соответствии с требованием технического задания в РА, устанавливаемых в двигательную установку II ступени, исключен пироклапан отсечки окислителя, которая в составе ДУ обеспечивается закрытием клапана окислителя двигателя при выключении.
> РД-107 и РД-108

 

При понижении перепада давлений распыливаемой жидкости в форсунках уменьшаются давление подачи топлива в камеру сгорания и, следовательно, мощность и вес системы топливоподачи, но при этом ухудшаются процессы смесеобразования и сгорания топлива. При повышении же перепада давлений в форсунках происходит обратное.

 

Участвовал в отработке ракетно-космических систем по программам «Космос-1», «Космос-3», «Н1-ЛЗ», «Энергия-Буран», «в8ЬУ», «Ангара» и др. (ракетных двигателей С5.3, 11Д49, 11Д56, 11Д57, РД0420, РД0120, КВД1, ракетных блоков 63С1 и 65С2 РН «Космос», «Р» РН «Н1-ЛЗ», «Ц» РН «Энергия», 12КРБ РН «в8ЬУ» и энергетических установок с кислородно-водородными топливными элементами для РН «Энергия-Буран» и др.) и выполнении научно-исследовательских работ Федеральной космической программы по темам «Обобщение», «Опыт», «Основа», «Реал», «Эксперимент» и др.