Diadia_Sidor >да ну её (политику) к чёрту. я тебе лучше, что нить из жизни ТНА расскажу

varban >давай. это интересно и достойно

Спрашивай, тна люблю, он же и в ярде имеет место быть

О насосах - шнекоцентробежные у всех применяются или это местный коллорит?

У всех причём сначала были посто центробежные, потом стали ставить шнек перед насосом, а потом с развитием технологии они слились в единое целое. но всё таки до сих пор наиболее популярно шнек отдельно, колесо отдельно

А я на заводе проектировал шнекоцентробежный насос для... горячей воды. На одном колесе

Ещё сильно зависит от того чего качать
одно дело набрать необходимый напор на воде и другое на водороде, там не только шнекоцентробежным не обойдёшся, там здоровенное колесо нужно, да не одна ступень

Кстати, в ТНА центробежные насосы без конкуренции? я других не встречал

И не встретишь

А турбины? Там аксиальные больше? И ступеней сколько?

Турбины используются разные, осевые одно и двухступенчатые, на вонючих моторах - радиальные на открытых схемах делают парциальные турбины

А вот это не встречалось - какие такие парциальные?

Наверняка встечались. в парциальной турбине газ подводится в не по всей площади входа в решётку турбины, а в каком-то секторе

А зачем? так не используется полностью колесо

При открытой схеме, расход на турбине не очень большой и если его размазывать по всему входу, получаются слишком короткие лопатки, при этом резко валится кпд турбины. а потери на парциальность вполне терпимы

Припоминал у меня был чертеж ТНА какого то РД-350 (или ошибаюсь), там такая примерно история, турбина одноступенчатая и с подводом газов в окно

Это обычное дело фау-2 рд-107/108

У V-2 на перекиси турбина крутится?

Ага там сопловой аппарат смешной, несколько наклонных сопел выпиленных вручную

Сопловой аппарат турбины?

А подшипники? поди оборотов на 20000 даже у фау

На следующий день:

varban >приветствую!

Diadia_Sidor >и Вас!

А чё это мы вдруг на Вы? или ты к моей компьютерной отарой обращаешся?

А штош я, к хорошему человеку на Вы обратиться не могу?

Можеш, можеш;) давай возобновим интервью по тна, но сначала и более систематически

С удовольствием, только паузы у меня могут быть побольше, работы подвалило, да и свалить я сегодня планирую по раньше

И у меня могут быть паузы - комп один дохнет
В свете несуществуюшей главы в развитие РД ТНА должно быть особое место - не будь ТНА (чисто гипотонический случай;) и ЖРД бы проиграли соревнование с РДТТ. Именно ТНА позволил создать ЖРД, гораздо легче, чем аналогичные по тяги/импульсу РДТТ.

Не аналогичные, а превосходящие

Да, превосходящие Кстати, интересный экскурс в прошлое:
отчего Цандер упорно разрабатывал устройство питания РДТТ зарядами. Ведь не дурак же! Только таким образом можно приблизить РДТТ к насосным ЖРД. Ведь принципиальное преимущество ЖРД с ТНА перед РДТТ - то, что камера ЖРД в сотни и тысячи раз меньше, чем баки (или камера РДТТ - тот же бак). Сделай устройство питания РДТТ шашками, и это позволит уменьшить камеру (совсем другое дело, что этот мотор будет сочетать не столько преимущества ЖРД и РДТТ, сколько недостатков)

Шуки шутками, но в НИИТП работали над РДТТ с непрерывной системой подачи, подробностей не спрашивай - не знаю, да и что знал - забыл

И я слышал такое - но я тоже не буду углубляться. Чисто по этическим причинам - разработка не окончена. Я разработчику все это высказывал, да и он понимает вроде. Кстати, он не шашку в камеру подает, а надвигает камеру на шашку - камера-то меньше!

Здорово, давай к насосам

Как все это началось? Не будем про идеи - их было довольно. Кого бы ты поставил первым ТНА-щиком из реальных конструкторов?

А тут и думать нечего первый нормальный тна - фау-2 у нас у Душкина были интересные разработки, даже испытывались, а как стендовые до сих пор работают, но они НИКОГДА НЕ ЛЕТАЛИ, а фау ЛЕТАЛА

И у главных соперников все от V-2 пошло - и у амов, и у вас?

Примечание: Не думай только, что я скатываюсь до примитивного уровня журналюг - я-то хорошо себе представляю и советский, и американский вклад в ракетную технику - он так велик, что признание влияния V-2 никак не может его уменьшить - будет просто несправедливо его не упомянуть.

Точно так оно и есть. Более того, принципиально, с тех пор в ТНА ничего не изменилось. Конечно, поменялись технологии, появились другие компоненты, но в ТНА А.4 уже всё было

А можно такое утверждать - у других (у амов, русских, французов) не было ТНА, потому что оно было им не нужно? Ведь они делали некрупные ракеты, тоесть работали в области, где вытеснительная подача компонентов не сильно или вообще не проигрывает насосной.

Тут спорно, тот же Душкин делал ТНА для самолётного мотора (Би-1, И-301) штука небольшая, но с ТНА совершенно другие характеристики. с другой стороны, настоящих ракет не делали, и без насосов прекрасно обходились

Тогда наоборот - А-4 не могла появиться без ТНА - попробуй сделай прочные баки таких размеров.
примечание: Хотя баки были вставными, а не несущими - факт, и пожалуй, ошибка. Еще тогда могли бы сделать баки несущими, во всяком случае, одно из первых улучшении А-4 в Союзе - именно это.

Это связано
не может быть большой ракеты без ТНА, так же как и ТНА не нужен сам по себе, он нужен для большой ракеты

А успехи Германии в ТНА не связаны с ее работами над ТРД - ведь в одно время появились турбореактивные самолеты и турбонасосные ракеты?

Естественно, это говорит об уровне технологий, и технологий лопаточных машин, в частности, в Германии в то время Крупнейший газодинамик того времени - Теодор фон Карман, работал там, а по нему до сих пор учатся

Давай для полноты перечисли фирмы Германии, которые делали ЖРД с ТНА. Насколько я знаю, делались они тогда (и сегодня) на одной и той же фирме.

Серийно ТНА для фау выпускался на Фау-шных серийных заводах, точную кооперацию надо дома смотреть, но к разработке были подключены и специалисты BMW и Jumo, наверняка

Конечно, производители/разработчики и первых ТРД.
Но вернемся к ТНА двигателя А-4. У него все было - на одном валу сидели турбина и два насоса - спиртовый и кислородный. Турбина парциальная (как вчера выяснили), работала по открытой схемой, на перекиси водорода, который разлагался в газогенераторе (кстати, заметна связь с торпедами немецкого флота - пробовали перекись и там).
Как ты сказал - принципиально в этом ТНА все было.
А ТНА первых "космических" моторов - 107/108 чем отличались от ТНА А-4?

Конструктивно, мало чем другие материалы использовались, более технологичные. изменилась компоновка на консольное закрепление турбины, соттветственно появились уплотнения между насосами компонентов, колёса стали лить а не фрезеровать, за турбиной поставили теплообменник для газификации азота, баки наддувать. шнеки, по-моему ещё не появились

Консольное закрепление турбины: в смысле подшипники были между кислородным и керосиновым насосами и между керосиновым насосом и турбины?
Газификация какого азота?
И шнекоцентробежная ступень была у кислородного насоса.

Про кислородный насос - правда, нет у меня картинки перед глазами и у фау и у 107/108 всего два подшипника
у фау на валу: подшипник, насос, турбина, насос, подшипник
у 107/108: подшипник, насос, насос, подшипник, турбина
газифицируется азот, которы используется для наддува баков

Ясно об азоте.
Примечание (есно, не тебе) Напоминаю, что наддувом достигают много чего:
-баки становятся жестче - хорошо будут сопротивляться аэродинамическим нагрузкам;
-зверюга-насос, не будь наддув, сомнет бак, как пустую сигаретную пачку
-самое, на мой взглядь, главное - обеспечивает подпор на первую ступень насоса и тем самым способствует бескавитационной работы агрегатины
Еще есть соображения о полезности наддува?

Всё изложил
поучительная вещь у первых атласов был очень тонкие стальные баки, так их наддували прям на фабрике, иначе ракета складывалась под собственной тяжестью, даже не заправленная

Так и российские аналогично - когда возили баки Энергии на Мясищеве, приходилось наддувать.
Теперь давай об остросюжетном - о кавитационном срыве ТНА поговорим

Эко тебя занесло,
ну поехали
но ещё одну историйку. моя жинка не сразу в институт поступила и год работала машинисткой на ЖРД-иной кафеде. Подсунул ей как-то некто Козлов (крупнейший специалист по баковым процессам) статейку перепечатать. И жинка, удивившись редкой неграмотности профессора, переправила во всём тексте наддув на наДув баков.

))
А кавитационный срыв имел место в реальных испытаниях?
Примечание: Если центробежный насос вращается (а)синхронным электродвигателем, кавитационный срыв не так страшен. Другое дело, если двигатель имеет характеристики турбины - у нее при падение нагрузки обороты растут пропорционально. И кавитационный срыв может привести к разносу агрегата.

Именно так всё и происходит, но есть ещё одно неприятное явление, приводящее к полному кирдыку. когда на входе в насос появляется кавитационная каверна, и её несёт к выходу, под действием увеличенного давления она схлопывается, если схлопывание происходит в потоке, то и чёрт бы с ним, а вот если на стенке, происходит явление, анологичное подрыву кумулятивного заряда. несколрко таких схлопываний и стенке - 3.1415926здец!

И в завершение надо сказать, что кавитационный срыв настолько быстротечен, что автоматика управление турбины не отследит увеличение оборотов. Самое лучшее - отсечет ТНА и двигатель, есно. А поскольку пускаться в полете маршевые ЖРД еще не умеют, даже вонючки, в лучшем случае - невыведение. В худшем - разрушение ТНА и пожар на борту (как раз под бакам с компонентами) Кстати, любая авария в ТНА к тому приводит

Если развивается кавитационный срыв - кирдык, однозначно

А на стендах чем ЖРД питают? Если штатный ТНА еще не отработан?

Вытесниловкой, естественно, обычно азотом

Так и думал С первыми советскими космическими ТНА разобрались. А у конкурентов? Слышал, что аварийные запуски амов в начале космической гонки в основном из-за неотработанности ДУ были. После несколько неудач Брауна главным назначили, а до того был бардак.

Да тут тоже история весёлая. что касается боевых ракет (Редстоун, Тор, Атлас) они не фантазировали и честно использовали немецкие разработки (Браун с самого начала командовал строительством Редстоуна), а в космос они хотели на маленьком Авангарде уехать, который только для этого и строился. Вот там они намудрили. ТНА сделали с зубчатой передачей. А в космос, всё равно Редстоун первым улетел

Вот-вот! Слышал я о таком, еще шуточки были типа:
На амовской ракете отказал ГТЗА (главный турбозубчатый агрегат - непременная принадлежность турбинных кораблей) - наверное уголь для котлов был некачествен. Такими сведениями разноображал у нас лекции по баллистики Кулагин;)
А ты знаеш, почему амы пошли по пути ТЗА? Чайники с ламерами делали? Или зубки сломали во время разработки дайрект-драйва?

Логика в этом есть. у окислителя и горючего разная плотность соответственно максимальное кпд каждого колеса будет достигнуто на разных оборотах, вот их и понесло
а кстати, мотор RL-10, первый в мире водородник, летает до сих пор со своим турбозубчатым агрегатом

Э, у водорода с кислородом плотности значительно разные - 0.011 и 1.6. Так что есть логика - насос для водорода - прямоприводный, а для кислорода - снизили обороты. Кстати, оттуда и раздельные ТНА на ССМЕ?
А у керосинки Авангарда плотности раза в два всего отличается, с учетом соотношения - самое то будет, только колёса насосов - разного диаметра. Все равно непонятно. Надо в инете ссылки на Авангард нарыть и разобраться, хотя м.б. и не стоит. Авангард потомства-то не дал.

Диаметр, конечно, разный, но при увеличении диаметра, уменьшается проходное сечение на выходе (высота лопатки) и кпд резко валится, вобщем вместо поиска компромиса америкосы решили понаставить зубастых колёс, а зря
про ССМЕ, кроме этого ещё есть причина их разделения если произойдёт утечка по валу и компоненты где-нить встретится, можно смело гасить свет,
а у нас эту проблему решили и построили, конструктивно, более простой мотор

Правильно, конструирование - всегда компромис
>если произойдёт утечка по валу и компоненты где-нить встретится, можно смело гасить свет
Конечно, произойдет типичный внутрикамерный процесс;)
А те тем ли диктовалась компоновка ТНА А-4 - там турбина - посередке?

Про А.4 - нет, компоненты не самовоспламеняющиеся, просто - это наиболее простая (надёжная) компоновка, а вот если кислород с водородом или НДМГ с АТ на валу сойдутся, тогда веселуха и начнётся

Резюме пока:
Первый период - фау и фау-подобные,
второй - начальный космический - усовершенствование компоновки, применение лучших материалов, разработки теории ТНА и сведения ее до инженерного уровня (пока все открытой схемы)
а третий - высококипящая отрава или все-таки водородники?
И где же революция по пути от фау до ССМЕ/РД-0120 произошла?

Я склоняюсь в сторону постепенной эволюции
принципиальное отличие вонючих замкнутых ТНА от предыдущих - турбина большого расхода
на водородных ТНА появились многоступенчатые насосы, соответственно проблемма компенсаций осевых усилий
не стал бы я делить их по поколениям

А бывало, что на серийных моторов меняли ТНА?

Нет - мотор и ТНА, это единое целое

Ясно, если переделаеш ТНА, то камеру - пара пустяков?
И слегка оф-топик А чем объясняется поразительное долголетие РД-107/108? Ведь первый космический, буржуйские ровестники давно в музеях только!
Я сбегаю поем, а то горе-журналисту жрать охота! Ты пиши

О камере - не сказал бы я, что это пара пустяков, ведь всё работает на пределе возможного, двигатель - единое целое
а 107/108 задачу свою выполняет, технология отработна до офонарения, да и Бог с ним

С камерой вопрос был несколько провокационным;),
но это - отдельная тема трёпа
Давай затронем и самый секс - замкнутые схемы
Принципиальное отличие - топливо для турбины потом дожигается в камере.
Разобрались с кислыми и сладкими газами.
А вот как ТНА изменился по сравнение с ТНА открытой схемы?

Тна изменился в лучшую сторону.
расход газа увеличился,
появилась возможность завязать с парциальными турбинами (поднять КПД),
делать нормальновысокие лопатки (поднять кпд)
турбина стала, однозначно консольной,
а отводить газ от радиальной турбины в камеру, просто удовольствие

Однако что-то и стало сложнее - давление в открытых турбинах меньше, чем в камере, а значит и в насосах - тоесть надо бороться с утечкой жидкого компонента
К турбине, уплотнение - ХОЛОДНОЕ. У ТНА замкнутой схемы наоборот?

Давление не на много больше. в основном на перепад на турбине, а перепад, на таких турбинах меньше чем в открытой схеме, расхода то хватает. утечки вызывают проблему, не потому что давление выше (оно выше незначительно) а потому, что компоненты ещё те

Да, я сообразил еще вот что:
Давление в центробежном-то насосе на периферии большое. А по центру рабочего колеса оно меньше - у меня на заводе бывали случаи подсоса воздуха или что страшнее - воды - в конц. азотку.
А у амовских ССМЕ еще и турбопреднасосы стоят. Кой такой за животный?

Рассказываю про ссме-шные бустера (преднасосы, помогают бороться с кавитацией в главных насосах) по конструкции аналогичны. из магистрали высокого давлени отбирается мало-мало расхода и пускается на гидротурбинку, коея и крутит малонапорное шнеко-центробежное колесо, а отработаный маленький расход большого давления, просто попадает в основной поток
на многих двигателях эжекторы такие же на входе ставили и ставят

Да, а как в советской практике? Я практически ни одного движка с турбопреднасосом не знаю - все шнекоцентробежная первая ступень, а далее - центробежки

120-й мотор
170/180-й с нормальными бустерами
и хренова куча вонючих моторов с эжекторными бустерами

А что, у вонючках эжекторами выгоднее? Непонятно

Проще, ни одной подвижной части

И кпд ниже

Для бустера это не важно, у него задача организовать хоть какой нить напор на входе в основное колесо

Да, точно. И любимые мною шнеки кпд не отличаются. Зато работают ничего даже в режиме развитой кавитации.
Подробности о ТНА SSME:
Насос жидкого окислителя имеет производительность 400 kg/s, а ТНА водорода - исключително высокое соотношение мощи к массе - 16.2 kW/kg.
Мощность ТНА - 56 MW, все это вместе с насосом имеет массу всего в 345 kg!
Я балдею от этих цифр.
К сожалению, у меня нет данных о ТНА 0120 и 170 -там должно быть еще хлеще!

Точно
по энергонапряжённости 170-й не имеет равных

Потому разделили ТНА?

У 170 - там же бустеры есть - считай еще пару ТНА

А понял
бустера имеет смысл отделять, так как это совсем другой агрегат, давления низкие, обороты низкие, простая конструкция

И я к тому же. А если будеш оптимизировать насосы, то сподручнее не думать о всяких там прилад типа шнека - есть подпор и все тут.

И отрабатывать проще

Я уже в файл записам переговоры.
Пока готовлю, расскажи что-нибудь поучительное в качестве концовки и пошлю с Зевсом.

Видел, как горят на стенде ТНА
просто вспыхивает огненный шар и через пару секунд остаётся оплавленный вал с ошмётками всего остального на нём

Нда...холодок пробежал по спине
хотя поучительно - значит все ажурное и легкое, вал только массивный
А нарочно сожгли или нештатно сработал?

Нарочно, искали причину серии аварий

Подробнее можно? А то об участиях в аварийных комиссиях не всегда можно распространяться.

Да это всё на стендах рвалось, так что ничего страшного

Нет, я о серию аварии говорю

Вот на стендах серия и была

Теперь-то ясно

Ладно, пошлю, но в отдельном топике - ТНА-трёп.

С увеличением объемной производительности насоса наблюдается рост мощности насоса, рис.74, а:

Коэффициент полезного действия насоса определяется по формуле:

При увеличении объемной производительности объемный к.п.д. г| об также увеличивается, т.к. доля утечек по отношению к расходу жидкости, пе­рекачиваемой насосом, уменьшается, рис.74, б.

Гидравлический к.п.д. с ростом объемной производительности уменьшается, т.к. увеличивается скорость жидкости, а значит потери на трение и удар, рис.74, б.

С увеличением объемной производительности насоса доля механиче­ских потерь, по сравнению с увеличением мощности уменьшается, следова­тельно, растет, рис.74, б.

Зависимость мощности и к.п.д. насоса от его объёмной производительности.

Турбина ТНА

Одним из основных элементов ТНА является газовая турбина. В тур­бине потенциальная энергия продуктов сгорания из газогенератора или паров охладителя преобразуется в механическую работу турбины. Турбина предна­значена для приведение во вращение насосов ТНА. Турбина состоит из сопло­вого аппарата 1, рабочего колеса 2 с двумя рядами рабочих лопаток 3 и 4, на­правляющего аппарата 5 и корпуса турбины 6 с выходным патрубком 7, рис.75.

Первая ступень турбины представляет совокупность соплового аппара­та 1 и лопаток рабочего колеса 3, вторая образована неподвижными лопатками направляющего аппарата 5 и вторым рядом рабочих лопаток 4.

Преобразование энтальпии газового потока в механическую энергию вращения вала осуществляется в два этапа: энтальпии газового потока - в ки­нетическую энергию струи (в сопловом аппарате); кинетической энергии струи - в механическую энергию вращения вала (на рабочем колесе).

Конструкция турбины ТНА

Валы турбонасосных агрегатов (ТНА) работают при высоких нагрузках и больших числах оборотов. Для облегчения веса их делают полыми. Наи­большие знакопеременные напряжения в металле вала возникают на его на­ружной поверхности. При этом всякого вида резкие переходы, следы от режу­щего инструмента и другие дефекты поверхности являются концентраторами напряжений. В этих местах при работе могут образоваться трещины, что при­ведет к поломке вала. Поэтому особое внимание уделяется чистоте отделки поверхности вала с введением в некоторых случаях упрочняющих операций. Отделке подвергаются не только места под подшипники, уплотнения, посадки, но и все другие участки вала, не сопрягаемые с другими деталями.

Большие числа оборотов (10000-20000 об/мин и более) заставляют конструктора назначать очень жесткие допуски на соосность шеек и посадоч­ных мест, точность расположения осевого отверстия, разностенность и другие размеры. Малейшие геометрические погрешности приводят к неравномерному распредзелению вращающихся масс металла, что вызывает вибрации и тряску ТНА.

На рис.76 изображено два наиболее характерных типа валов: с флан­цем (а) и без фланца (б).

Наиболее ответственные валы изготовляются из высококачественной легированной стали с пределом прочности после соответствующей термиче­ской обработки 1000-1200 Мн/м 2 (100-120 кГ/мм 2 ). Применяются стали 2X13, 18ХНВА, 40ХНМА, 12ХНЗА и некоторые другие.

Для менее ответственных валов используются стали типа 38ХА или сталь 45.

Диски турбин ТНА работают при больших числах оборотов, вследст­вие чего в металле возникают высокие напряжения от действия центробежных сил. Кроме того, возникают температурные напряжения от неравномерности нагрева металла диска.

Характерные типы валов

Диски турбин изготовляют из высоколегированных сталей и сплавов, обладающих высокой прочностью и жаростойкостью: стали ЭИ415, ЭИ481, ЭИ395, Х18Н9Т, сплавы ЭИ437Б, ЭИ617 (ХН70ВМТЮ) и другие.

Форма дисков определяется из условия равнопрочности, т. е. примерно равной нагруженности металла во всех сечениях диска.

На рис.77 изображено несколько характерных конструкций дисков турбин. Диск состоит из ступицы для соединения с валом, обода для крепления лопаток и средней части, соединяющей ступицу с ободом. Нагрузка от центро­бежных сил возрастает по мере приближения к ступице, что вызывает необхо­димость выполнять среднюю часть с постепенным утолщением к ступице. Профили А и Б средней части получаются сложными, что затрудняет обработку диска. Хотя торцовые поверхности А и Б не сопрягаются с другими деталями, они должны быть выполнены точно, с высокой чистотой поверхности. Все де­фекты механической обработки в виде рисок (следов от резца) или переходов являются концентраторами напряжений и понижают механическую прочность диска. Очень большое значение имеет равномерное распределение массы ме­талла по диску.

Даже небольшие односторонние утолщения приводят к неравномерно­сти распределения массы, что ведет к неуравновешенности. При быстром вращении неуравновешенных дисков появляются недопустимые вибрации тур-

бины, которые могут привести к аварии. Поэтому при конструировании дисков задаются жесткие допуски на все размеры дисков.

Конструкция дисков турбин ТНА

Особенно высокие требования по точности обработки предъявляются к сопрягаемым размерам - посадочному отверстию в ступице или посадочным пояскам и к пазам для крепления лопаток. Посадочные пояски и отверстия в ступице обычно выполняются по 2-му классу точности. Допуски на размеры паза для крепления лопаток- 0,01-0,03 мм. Допускаемое биение наружных поверхностей посадочных мест - 0,03-0,06 мм.

Передача крутящего момента от диска к валу осуществляется болтами или штифтами, вставляемыми в отверстия Г (см. рис.77,а) или шлицами Е (см. рис.77,б). Иногда вал вытачивается заодно с фланцем, а диск турбины прива­ривается к фланцу вала, как это изображено на рис.77,в. При такой конструк­ции диска достигается экономия дорогостоящих жаропрочных сплавов, так как вал изготовляется из более дешевых сталей.

При конструировании дисков турбин очень большое внимание уделя­ется рациональному способу крепления лопаток с учетом конструктивной прочности и технологичности конструкции.

Наибольшая конструктивная прочность при минимальном весе диска достигается в том случае, когда лопатки выполнены за одно целое с диском. У таких дисков обод получается наиболее легким. Однако технология их из­готовления сложна и сопряженна с большой затратой труда. Кроме того, каче­ство обработки профиля лопаток выше, если лопатки изготовляются отдельно от ротора. Повышенная шероховатость или несоответствие профиля лопатки расчетному снижает коэффициент полезного действия турбины. Все эти факто­ры подробно анализируются и в каждой конкретной конструкции ТНА на­ходится наиболее рациональное решение.

Несмотря на кажущиеся выгоды получения заготовок дисков турбин за одно целое с лопатками в реальных условиях иногда целесообразнее изготов­лять лопатки отдельно с последующим соединением их с диском с помощью замков или сваркой.

Лопатка газовой турбины состоит из двух основных конструктивных элементов - пера и корневой части с замком. Перо-рабочий элемент лопат­ки, а корневая часть, или замок, служит для соединения пера с диском турбины. Перо лопатки имеет сложную форму, определяемую газодинамическим расче­том. Вогнутую сторону пера называют корытом, а выпуклую-спинкой. Про­фили корыта и спинки соединяются, образуя кромки пера: переднюю, или входную, кромку со стороны входа газа на лопатку и заднюю, или выходную, кромку. На практике широкое распространение получили три характерных ти­па лопаток газовых турбин ТНА:

лопатка, изготовленная отдельно и соединяемая с диском турбины сваркой или замком;

лопатки открытого типа, выполненные за одно целое с диском тур­бины;

лопатки, выполненные за одно целое с диском турбины, соединен­ные сверху бандажным кольцом.

У каждого из этих типов лопаток свои достоинства и недостатки как эксплуатационного, так и технологического характера.

Лопатки первого типа изготовляются отдельно от диска и могут быть выполнены более точно и с лучшей чистотой поверхности, чем лопатки ос­тальных типов.

На каждую турбину идет большое количество лопаток, что позволяет даже при мелкосерийном производстве ТНА организовать поточное изготовле­ние лопаток с применением специального оборудования и высокопроизводи­тельной оснастки. Однако необходимость крепления отдельно выполненных лопаток к диску с помощью замков усложняет технологический процесс и утя­желяет диск турбины. Этот недостаток в значительной мере устраняется при соединении лопаток с диском сваркой.

Лопатки второго типа наиболее рациональны конструктивно, так как не требуют крепления. Однако такие лопатки нельзя изготовить обычной меха­нической обработкой. Для выбирания металла между лопатками приходится применять электроэрозионный, ультразвуковой или другие методы, по произ­водительности значительно уступающие обычной механической обработке. Кроме того, изготовление такого типа лопаток требует весьма точного соблю­дения технологического процесса, так как наличие одной забракованной лопат­ки ведет к браку всего диска турбины. Лопатки второго и третьего типа не мо­гут быть выполнены из металла или сплава, отличного от металла диска (так как составляют с диском одно целое), что не всегда рационально, а иногда даже недопустимо.

Лопатки третьего типа так же рациональны с конструктивной точки зрения, как и лопатки второго типа. Наличие бандажа, выполненного за одно целое с лопатками, даже улучшает их характеристики, но технология изго­товления таких лопаток не позволяет получить точные геометрические размеры профиля лопаток. Отливка по выплавляемым моделям дает значительные по­грешности, а обработка закрытых профилей лопаток затруднена.

Технологический процесс изготовления каждого из трех типов лопаток имеет свои особенности. Большое влияние на технологический процесс оказы­вает также материал лопаток.

Лопатки газовых турбин работают в тяжелых условиях-при высокой температуре и высоких напряжениях от центробежных сил. Материал лопаток должен обладать хорошей жаропрочностью и вместе с тем удовлетворительно обрабатываться резанием и давлением. Материал для литых лопаток должен обладать высокими литейными свойствами. Материал приварных лопаток дол­жен хорошо свариваться с материалом диска. Для изготовления лопаток турби­ны применяются следующие стали и сплавы: 1Х18Н9Т, ЗОХГСА, ЭИ69, ВЛ7-20 и другие.

Для кратковременной работы при не очень высоких температурах мо­гут применяться сплавы на алюминиевой основе типа АК4.

Корпусные детали турбонасосных агрегатов можно разделить на следующие основные группы:

Корпусы насосов.

Корпусы турбин.

Выхлопные патрубки и коллекторы.

Рис.78 Корпусные детали ТНА Большинство корпусных деталей ТНА, рис.78, имеет сложную форму, образованную криволинейными, плоскими и цилиндрическими поверхностями. Криволинейные поверхности, образующие улитки, полости, выемки, не под­вергаются механической обработке, но зачищаются для удаления неровностей поверхности. Некоторые из таких поверхностей обозначены буквой Я.

Для установки подшипников, уплотнений и других деталей, примы­кающих к валам турбин и насосов, в корпусах делаются расточки, выточки, посадочные пояски. Эти посадочные места механически обрабатываются с вы­сокой точностью-по 2 или 1 -му классу. Взаимное биение посадочных поверх­ностей допускается в пределах 0,03-0,05 мм, а непараллельность торцев - 0,03-0,08 мм. С такой же высокой точностью обрабатываются места стыков корпусных деталей друг с другом по плоскостям разъема П. Особенно жесткие требования к посадочным и стыковочным местам предъявляются в конструк­циях ТНА, имеющих общий вал турбины и насосов.

Сочетание в одной детали необработанных поверхностей, имеющих относительно грубые допуски, с поверхностями, обработанными с высокой точностью, - одна из характерных особенностей корпусных деталей.

Материал для корпусов выбирается исходя из условий их работы, воз­можно минимального веса и технологичности конструкции. Корпусы насосов изготовляют чаще всего из алюминиевых литейных сплавов типа АЛ4, обла­дающих высокими литейными свойствами при достаточной прочности.

Корпусы турбин также предпочтительно изготовлять из сплавов типа АЛ4, если это допускается по температурным условиям. При высокой темпера­туре газов корпусы турбин изготовляют из жаропрочных нержавеющих сталей типа 1Х18Н9Т. Корпусы насосов для перекачивания агрессивных жидкостей изготовляют из титановых сплавов, обладающих высокой коррозионной стой­костью. Иногда по условиям минимального веса и конструктивным соображе­ниям корпусные детали изготовляются штамповкой из листа с последующей сваркой. Для сварных штампованных корпусов применяют сплавы ЭИ606, ЭИ654, сталь 1Х18Н9Т и другие.

Сварные корпусы из листовых материалов, как правило, дешевле и лег­че литых, поэтому они находят широкое применение.

Сварной корпус турбины:

1-фланец; 2 - коллектор; 3-кольцо

На рис.79 показан пример изготовления сварного корпуса турбины с выхлопным коллектором.

Корпус расчленен на три элементарные детали. Средняя часть - кол­лектор 2 изготовляется штамповкой из тонкого листа, а фланец 1 и посадочное кольцо 3 получены токарной обработкой. Элементарные детали соединены двумя кольцевыми сварными швами С. Сварка ведется в специальном приспо­соблении, детали поворачиваются сварочным манипулятором.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Турбонасосный агрегат (ТНА) жидкостного ракетного двигателя содержит установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата крыльчатку дополнительного насоса горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, согласно изобретению между рабочим колесом турбины и крыльчаткой насоса окислителя установлены магнитная муфта и мультипликатор. Между насосом окислителя и насосом горючего могут быть установлены магнитная муфта и мультипликатор. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего могут быть установлены магнитная муфта и мультипликатор. Изобретение обеспечивает повышение надежности ТНА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата. Такое свойство насоса неминуемо приводит в уменьшению расхода одного из компонентов топлива через ТНА, падению тяги ракеты в несколько раз и срыву программы полета ракеты или к катастрофе.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации и к последствиям, указанным выше. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом, в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком такой схемы является пожар или взрыв ТНА и ракеты на старте или в полете вследствие низкой надежности уплотнения между турбиной и насосом окислителя, между насосом окислителя и горючего, а также между насосом горючего и дополнительным насосом горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300...400 кгс/см 2 для современных ЖРД. Например, при использовании в качестве компонентов ракетного топлива водорода и кислорода самые незначительные утечки этих компонентов приводят к образованию «гремучей смеси» и практически всегда - к взрыву ракеты.

Задачи создания изобретения: предотвращение взрыва ТНА или ракеты на старте или в полете.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата: крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата крыльчатку дополнительного насоса горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, отличается тем, что между рабочим колесом турбины и крыльчаткой насоса окислителя установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта - абсолютной герметичности соединений между турбиной и насосами, а также между насосами и предотвращение взрыва ТНА и ракеты на старте или в полете.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...3, где:

На фиг.1 приведена схема первого варианта ТНА,

На фиг.2 приведена схема второго варианта ТНА,

На фиг.3 приведена схема третьего варианта ТНА.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА 1 (фиг.1) содержит вал насоса горючего 2, вал насоса окислителя 3. На валу насоса окислителя 3 установлена крыльчатка насоса окислителя 4, на валу насоса горючего 2 установлена крыльчатка насоса горючего 5. Рабочее колесо турбины 6 установлено в верхней части ТНА. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса ТНА 7. Дополнительный насос горючего 8, имеющий крыльчатку дополнительного насоса горючего 9 и вал дополнительного насоса горючего 10 выполнен соосно с ТНА 1 и установлен на стороне, противоположной рабочему колесу турбины 6. Крыльчатка дополнительного насоса горючего 9 установлена в корпусе дополнительного насоса горючего 11, полость которого «Б» герметизирована относительно полости ТНА «А». Между крыльчаткой насоса горючего 5 и дополнительным насосом горючего 8 в корпусе ТНА 7 установлена магнитная муфта 12 и мультипликатор 13. Магнитная муфта 12 и все другие магнитные муфты (если они применяются в конструкции) состоят из ведущего диска магнитной муфты ведомого диска магнитной муфты, а между дисками магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала, например из немагнитной стали (на фиг.1...3 не показано). Рабочее колесо турбины установлено на валу турбины 14.

Газогенератор 15 установлен соосно с ТНА 1 над сопловым аппаратом турбины 16. Газогенератор 15 содержит головку газогенератора 17, внутри которой выполнены наружная плита 18 и внутренняя плита 19 с полостью «В» над ними и полостью «Г» между ними. Внутри головки газогенератора 17 установлены форсунки окислителя 20 и форсунки горючего 21. Форсунки окислителя 20 сообщают полость «В» с внутренней полостью газогенератора «Д», а форсунки горючего 21 сообщают полость «Г» с внутренней полостью газогенератора «Д». На наружной поверхности газогенератора 15 установлен коллектор горючего 22, к которому подходит топливопровод высокого давления 23 от дополнительного насоса горючего 8. В линии трубопровода высокого давления 23 установлен клапан высокого давления 24 и регулятор расхода 25 с приводом регулятора расхода 26. Выход из крыльчатки насоса горючего 5 соединен трубопроводом 27 с входом в дополнительный насос горючего 8 и с камерой сгорания (камера сгорания на фиг.1 не показана).

Выход из крыльчатки насоса окислителя 4 трубопроводом окислителя 28 через клапан окислителя 29 соединен с полостью «В» газогенератора 15. На газогенераторе 15 установлены одно или несколько запальных устройств 30. Блок управления 31 соединен электрическими связями с запальными устройствами 30, клапаном высокого давления 24, клапаном окислителя 29 и приводом регулятора расхода 26.

При запуске ЖРД с блока управления 31 подаются электрические сигналы на клапаны 24 и 29 и запальное (запальные) устройства 30. Окислитель и горючее из крыльчаток насосов 4, 5 и 8 самотеком поступает в газогенератор 15, где воспламеняется, продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 6, установленное на валу 14.

В первом варианте (фиг.1) через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13 раскручивается вал насоса окислителя 3. Давление на выходе из крыльчаток насосов 4 и 5 возрастает. Часть топлива (около 10%) поступает в дополнительный насос горючего 8, где его давление значительно увеличивается. Дополнительный насос горючего 8 приводится во вращение и имеет одинаковую частоту вращения, что и крыльчатка насоса окислителя 4 и крыльчатка насоса горючего 5 (фиг.1).

По второму варианту (фиг.2) крутящий момент с вала насоса окислителя 3 передается на вал насоса горючего 2 через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13. При этом крыльчатка насоса горючего 5 будет иметь более высокие обороты, чем крыльчатка насоса окислителя 4. Вал дополнительного насоса горючего 10 соединен с валом насоса горючего 2 напрямую.

По третьему варианту (фиг.3), кроме двух магнитных муфт с мультипликаторами, в конструкции ТНА применена третья магнитная муфта с мультипликатором. Вследствие этого, из-за отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего 10 его надежность возрастает. При давлении на входе в крыльчатку насоса горючего 4 порядка P 1 =4...5 кгс/см 2 , на выходе из крыльчатки насосов горючего 4 Р 2 =300 кгс/см 2 и при давлении на выходе из дополнительного насоса горючего 8 примерно Р 3 =900 кгс/см 2 возникший между ними перепад давления примерно в 600 кгс/см 2 воспринимается перегородкой из немагнитного материала 14. Давление на входе в насос окислителя Р 4 =4...5 кгс/см 2 , на выходе из насоса окислителя P 5 =400 кгс/см 2 , на входе с камеру сгорания Р 6 =300 кгс/см 2 . Наличие магнитных муфт между насосами и насосом окислителя и турбиной обеспечивает полную герметичность всех модулей друг относительно друга, наличие мультипликаторов - согласование оборотов вращения турбины и насосов и одновременно модульность конструкции.

В результате появилась реальная возможность спроектировать все основные узлы ТНА: турбину и насос на оптимальные параметры, в том числе по частотам вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между турбиной и насосами или нескольких мультипликаторов, а это позволило минимизировать вес ТНА, что имеет решающее значение в ракетной технике.

Применение изобретения позволило:

1. Предотвратить взрыв ТНА и ракеты при старте или в полете вследствие контакта окислителя и горючего в полости между насосами или проникновения продуктов сгорания из турбины в один из компонентов топлива, если в качестве компонентов ракетного топлива используется кислород и водород или другие агрессивные компоненты.

2. Обеспечить модульность конструкции ТНА.

1) Изучение схемы и принципа работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).

2) Определение изменение параметров рабочего тела вдоль тракта камеры ЖРД.

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД

2.1. Состав ЖРД

Реактивным двигателем называется техническое устройство, создающее тягу в результате истечения из него рабочего тела. Реактивные двигатели обеспечивают ускорение перемещающихся аппаратов различных типов.

Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на борту перемещающегося аппарата.

Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) – это ракетный двигатель, использующий для работы топливо (первичный источник энергии и рабочее тело), находящееся в жидком агрегатном состоянии.

ЖРД в общем случае состоит из:

2- турбонасосных агрегатов (ТНА);

3- газогенераторов;

4- трубопроводов;

5- агрегатов автоматики;

6- вспомогательных устройств

Один или несколько ЖРД, в совокупности с пневмогидравлической системой (ПГС) подачи топлива в камеры двигателя и вспомогательными агрегатами ступени ракеты, составляют жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ).

В качестве жидкого ракетного топлива (ЖРТ) используется вещество или несколько веществ (окислитель, горючее), которые способны в результате экзотермических химических реакций образовывать высокотемпературные продукты сгорания (разложения). Эти продукты являются рабочим телом двигателя.

Каждая камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере ЖРД первичная химическая энергия жидкого топлива преобразуется в конечную кинетическую энергию газообразного рабочего тела, в результате истечения которого создается реактивная сила камеры.

Отдельный турбонасосный агрегат ЖРД состоит из насосов и приводящей их в действия турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов жидкого топлива в камеры и газогенераторы ЖРД.

Газогенератор ЖРД является агрегатом, в котором основное или вспомогательное топливо преобразуется в продукты газогенерации, используемые в качестве рабочего тела турбины и рабочих тел системы наддува баков с компонентами ЖРТ.

Система автоматики ЖРД представляет собой совокупность устройств (клапанов, регуляторов, датчиков и т.п.) различных типов: электрического, механического, гидравлического, пневматического, пиротехнического и др. Агрегаты автоматики обеспечивают запуск, управление, регулирование и останов ЖРД.

Параметры ЖРД

Основными тяговыми параметрами ЖРД являются:

Реактивная сила ЖРД - R - результирующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ракетного двигателя при истечении из него вещества;

Тяга ЖРД - Р - равнодействующая реактивной силы ЖРД (R) и всех сил давления окружающей среды, которые действуют на внешние поверхности двигателя за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления;

Импульс тяги ЖРД - I - интеграл от тяги ЖРД по времени его работы;

Удельный импульс тяги ЖРД - I у - отношение тяги (Р) к массовому расходу топлива () ЖРД.

Основными параметрами, которые характеризуют процессы, протекающие в камере ЖРД, служат давление (р), температура (Т) и скорость потока (W) продуктов сгорания (разложения) жидкого ракетного топлива. При этом особо выделяются значения параметров на входе в сопло (индекс сечения «с»), а также в критическом («*») и выходном («а») сечениях сопла.

Расчет значений параметров в различных сечениях тракта сопла ЖРД и определение тяговых параметров двигателя проводится по соответствующим уравнениям термогазодинамики. Приближенная методика подобного расчета рассмотрена в 4 разделе данного пособия.

1. СХЕМА И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД «РД-214»

3.1. Общая характеристика ЖРД «РД-214»

Жидкостной ракетный двигатель «РД-214» применяется в отечественной практике с 1957 года. С 1962 года он устанавливается на 1-ой ступени многоступенчатых ракетах-носителях «Космос», с помощью которых на околоземные орбиты выведены многие спутники серий «Космос» и «Интеркомос».

ЖРД «РД-214» имеет насосную систему подачи топлива. Двигатель работает на высококипящем азотно-кислотном окислителе (растворе окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем (продуктах переработки керосина). Для газогенератора применяется специальный компонент – жидкая перекись водорода.

Основные параметры двигателя имеют следующие значения:

Тяга в пустоте Р п = 726 кН;

Удельный импульс тяги в пустоте I уп = 2590 Н×с/кг;

Давление газа в камере сгорания р к = 4,4 МПа;

Степень расширения газа в сопле e = 64

ЖРД «РД-214», (рис. 1) состоит из:

Четырех камер (поз. 6);

Одного турбонасосного агрегата (ТНА) (поз. 1, 2, 3, 4);

Газогенератора (поз. 5);

Трубопровода;

Агрегатов автоматики (поз. 7, 8)

ТНА двигателя состоит из насоса окислителя (поз. 2), насоса горючего (поз. 3), насоса перекиси водорода (поз. 4) и турбины (поз. 1). Ротора (вращающиеся части) насосов и турбины связаны одним валом.

Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя, газогенератор и турбину, объединяются в три отдельные системы – магистрали:

Систему подачи окислителя

Систему подачи горючего

Систему парогазогенерации перекиси водорода.

Рис.1. Схема жидкостного ракетного двигателя

1 – турбина; 2 – насос окислителя; 3 – насос горючего;

4 – насос перекиси водорода; 5 – газогенератор (реактор);

6 – камера двигателя; 7, 8 – элементы автоматики.

3.2. Характеристика агрегатов ЖРД «РД-214»

3.2.1. Камера ЖРД

Четыре камеры ЖРД связаны в единый блок по двум сечениям с помощью болтов.

Каждая камера ЖРД (поз. 6) состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка включает верхнее, среднее и нижнее (огневое) днища. Между верхним и средним днищами образована полость для окислителя, между средним и огневым – полость для горючего. Каждая из полостей с помощью соответствующих форсунок связана с внутренним объемом корпуса двигателя.

В процессе работы ЖРД через смесительную головку и ее форсунки осуществляется подача, распыл и смешение жидких компонентов топлива.

Корпус камеры ЖРД включает часть камеры сгорания и сопло. Сопло ЖРД сверхзвуковое, имеет сходящуюся и расходящуюся части.

Корпус камеры ЖРД двухстенный. Внутренняя (огневая) и наружная (силовая) стенки корпуса связаны между собой проставками. При этом, с помощью проставок, между стенками образованы каналы тракта жидкостного охлаждения корпуса. В качестве охладителя используется горючее.

Во время работы двигателя горючее подается в тракт охлаждения через специальные патрубки коллектора, расположенного на конечной части сопла. Пройдя тракт охлаждения, горючее поступает в соответствующую полость смесительной головки и через форсунки вводится в камеру сгорания. Одновременно через другую полость смесительной головки и соответствующие форсунки, в камеру сгорания поступает окислитель.

В объеме камеры сгорания происходит распыл, смешение и сгорание жидких компонентов топлива. В результате образуется высокотемпературное газообразное рабочее тело двигателя.

Затем в сверхзвуковом сопле осуществляется преобразование тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его струи, при истечении которой создается тяга ЖРД.

3.2.2. Газогенератор и турбонасосный агрегат

Газогенератор (рис. 1, поз. 5) является агрегатом, в котором жидкая перекись водорода в результате экзотермического разложения преобразуется в высокотемпературное парообразное рабочее тело турбины.

Турбонасосный агрегат обеспечивает напорную подачу жидких компонентов топлива в камеру и газогенератор двигателя.

ТНА состоит из (рис. 1):

Шнекоцентробежного насоса окислителя (поз. 2);

Шнекоцентробежного насоса горючего (поз. 3);

Центробежного насоса перекиси водорода (поз. 4);

Газовой турбины (поз. 1).

Каждый насос и турбина имеет неподвижный статор и вращающийся ротор. Роторы насосов и турбины имеют общий вал, состоящий из двух частей, которые связаны рессорой.

Турбина (поз. 1) служит приводом насосов. Основными элементами статора турбины являются корпус и сопловой аппарат, а ротора – вал и рабочее колесо с лопатками. В процессе работы, на турбину из газогенератора поступает перекисный парогаз. При прохождении парогаза через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса турбины, его тепловая энергия преобразуется в механическую энергию вращения колеса и вала ротора турбины. Отработанный парогаз собирается в выходном коллекторе корпуса турбины и сбрасывается в атмосферу через специальные отбросные сопла. При этом создается некоторая дополнительная тяга ЖРД.

Насосы окислителя (поз. 2) и горючего (поз. 3) шнекоцентробежного типа. Основными элементами каждого из насосов является корпус и ротор. Ротор имеет вал, шнек и центробежное колесо с лопатками. В процессе работы от турбины к насосу через общий вал подводится механическая энергия, обеспечивающая вращения ротора насоса. В результате воздействия лопаток шнека и центробежного колеса на прокачиваемую насосами жидкость (компонент топлива), механическая энергия вращения ротора насоса преобразуется в потенциальную энергию давления жидкости, что обеспечивает подачу компонента в камеру двигателя. Шнек перед центробежным колесом насоса устанавливается для предварительного повышения давления жидкости на входе в межлопаточные каналы рабочего колеса с целью предотвращения холодного вскипания жидкости (кавитации) и нарушения ее сплошности. Нарушения сплошности потока компонента может вызвать неустойчивость процесса сгорания топлива в камере двигателя, а, следовательно, и неустойчивость работы ЖРД в целом.

Для подачи в газогенератор перекиси водорода применяется центробежный насос (поз. 4). Сравнительно малый расход компонента создает условия бескавитационной работы центробежного насоса без установки перед ним шнекового преднасоса.

3.3. Принцип работы двигателя

Пуск, управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики.

Для начального воспламенения компонентов топлива используется специальное пусковое горючее, самовоспламеняющиеся с окислителем. Пусковое горючее первоначально заполняет небольшой участок трубопровода перед насосом горючего. В момент запуска ЖРД в камеру поступает пусковое горючее и окислитель, происходит их самовоспламенение и лишь затем в камеру начинают подаваться основные компоненты топлива.

В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающей:

Разделительный клапан;

Насос окислителя;

Клапан окислителя;

Смесительную головку камеры двигателя.

Поток горючего протекает по магистрали, включающей:

Разделительные клапана;

Насос горючего;

Коллектор и тракт охлаждения камеры двигателя;

Смесительную головку камеры.

Перекись водорода и образующийся парогаз последовательно проходят элементы и агрегаты системы парогазогенерации, включающей:

Разделительный клапан;

Насос перекиси водорода;

Гидроредуктор;

Газогенератор;

Сопловой аппарат турбины;

Лопатки рабочего колеса турбины;

Коллектор турбины;

Отбросные сопла.

В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру двигателя, их сгорание с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.

Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода перекиси водорода, подаваемой в газогенератор. При этом изменяется мощность турбины и насосов, а, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.

Останов ЖРД производится в две ступени с помощью элементов автоматики. С основного режима двигатель сначала переводится на конечный режим работы с меньшей тягой и лишь затем выключается полностью.

1. МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ

4.1. Объем и порядок выполнения работы

В процессе выполнения работы последовательно выполняются следующие действия.

1) Изучается схема ЖРД «РД-214». Рассматривается назначение и состав ЖРД, конструкция агрегатов, принцип работы двигателя.

2) Производится измерение геометрических параметров сопла ЖРД. Находится диаметр входного («с»), критического («*») и выходного («а») сечений сопла (D с, D * , D а).

3) Рассчитывается значение параметров рабочего тела ЖРД во входном, критическом и выходном сечениях сопла ЖРД.

По результатам расчетов строится обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела вдоль тракта сопла (L) ЖРД.

4) Определяются тяговые параметры ЖРД при расчетном режиме работы сопла ().

4.2. Исходные данные для расчета параметров ЖРД «РД-214»

Давление газа в камере (см. вариант)

Температура газов в камере

Газовая постоянная

Показатель изоэнтропы

Функция

Принимается, что процессы в камере протекают без потерь энергии. При этом коэффициенты потерь энергии в камере сгорания и сопле соответственно равны

Режим работы сопла расчетный (индекс «r »).

Посредством измерения определяются:

Диаметр критического сечения сопла ;

Диаметр выходного сечения сопла .

4.3. Последовательность расчета параметров ЖРД

А) Параметры в выходном сечении сопла («а») определяются в следующей последовательности.

1) Площадь выходного сечения сопла

2) Площадь критического сечения сопла

3) Геометрическая степень расширения газа

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Каково значение ЖРД «РД-214»?

2. Перечислите основные системы изученного ЖРД.

3. Каково назначение камеры ЖРД, из каких частей она состоит?

4. Каково назначение ТНА, перечислите его основные агрегаты?

5. Каково назначение и состав системы парогазогенерации ЖРД «РД-214»?

6. Опишите последовательность прохождения рабочего тела турбины.

7. Перечислите основные тяговые параметры ЖРД; назовите их значения для ЖРД «РД-214».

ТНА подразделяются на одновальные и многовальные. В одновальных ТНА турбина и насосы располагаются на одном валу. Преимуществом ТНА, выполненных по такой схеме, является простота конструкции и малый вес. В качестве недостатка необходимо отметить, что только один из насосов (как правило, насос окислителя) работает при оптимальном числе оборотов. При этом насос горючего эксплуатируется при пониженных значениях КПД.

Различают следующие компоновочные схемы ТНА, рис.57.

При трехвальной схеме ТНА числа оборотов насосов и турбины независимы друг от друга и могут выбираться из условий оптимальности работы насосов. Однако, наличие редукторов, работающих в сложных условиях (высокие значения окружной скорости, сложность обеспечения эффективной системы смазки и охлаждения), в некоторых случаях сводит к минимуму выигрыш от повышения значений КПД насосов.

Одновальные

Трёхвальная

Компоновочные схемы ТНА

Наибольшее распространение в ЖРДУ получили одновальные схемы ТНА.

5.3. Устройство центробежного насоса

В ТНА ЖРД обычно в качестве основных применяются центро­бежные насосы. Основными достоинствами, определяющими преимущественное использование этих видов насосов в ЖРД, являются:

Обеспечение высоких давлений подачи и производительности при малых габаритах и массе;

Возможность работы на агрессивных и низкокипящих компо­нентах;

Возможность работы с большим числом оборотов и удобство использования турбины для их привода.

На рис.58 показана схема одноступенчатого центробежного насоса. Жидкость по входному патрубку 1 подается на вращающееся колесо (крыльчатку) 2. В колесе насоса жидкость движется по каналу, образованному стенками колеса и лопатками 3. Усилие, действующее со стороны лопаток колеса на жидкость, заставляет ее двигаться так, что запас энергии в единице массы жидкости увеличивается. При этом происходит прирост как потенциальной энергии (статического давления), так и кинетической энергии жидкости.

Рис.58

Схема центробежного насоса:

1 - входной патрубок; 2 - колесо насоса (крыльчатка); 3 - лопатки;

4 - диффузор; 5 - лопатки диффузора; 6 - сборник или улитка; 7 - переднее уплотнение;

8 - подшипник вала; 9 - уплотнение подшипника

На выходе из колеса жидкость поступает в диффузор 4, где уменьшается ее абсолютная скорость и до­полнительно возрастает давление. Простейший диффузор состоит из гладких дисков, составляющих его стенки, и называется безлопаточным. Лопаточный диффузор имеет неподвижные лопатки 5 (на рис. 58 пока­заны пунктиром), которые способствуют более быстрому гашению ско­рости потока. Пройдя диффузор, жидкость поступает в спиральный ка­нал (улитку) 6, назначение которого состоит в том, чтобы собирать жидкость, выходящую из колеса, а также уменьшать ее скорость. По нагнетающему патрубку жидкость подается в сеть.

Чтобы уменьшить перетекание жидкости из полости высокого дав­ления (диффузора, улитки) в область низкого давления, в насосе де­лаются уплотнения 7.

Рис.59

Схемы центробежных насосов:

а-с осевым входом; б- со спиральным входом;

в -с двухсторонним входом; г -многоступенчатый насос

Центробежные насосы выполняют с осевым, спиральным и двой­ным входом, одно-и многоступенчатые. Выбор осевого или спирального входа (рис.59, а,б) определяется в первую очередь условиями компо­новки ТНА и двигательной установки. Двойной вход (рис.59, в ) выпол­няют при больших расходах для уменьшения скорости на входе и тем самым для улучшения антикавитационных свойств насоса. Многоступен­чатые насосы (рис.59, г ) применяют при необходимости получения особенно больших напоров.

Обычно корпуса насосов выполняются литьем из высокопрочных алюминиевых сплавов, а в случае высоких давлений - из стали. Количество профилированных лопаток крыльчатки составляет не более 8, а их толщина лежит в диапазоне 2 ¸ 5 мм.

5.4. Крыльчатки насосов

Различают крыльчатки, открытого и закрытого типов, рис.60 (а, б).

Открытая крыльчатка используется в насосах с малым расходом и давлением компонента. Для крыльчатки такого типа характерны значительные потери, обусловленные перетеканием компонента из области повышенного давления (на выходе из насоса) в область пониженного (на входе в насос). Крыльчатка состоит из диска 1 и выполненных на нем лопаток 2.

В закрытых крыльчатках на торцевых поверхностях лопаток устанавливается крышка 3, которая может быть выполнена за единое целое с крыльчаткой. В крыльчатках такого типа потери на перетекание компонента значительно меньше, чем в открытых крыльчатках. Обычно крыльчатки изготавливают литьем. Число профилированных лопаток, как правило не превышает 8, а их толщина менее 5мм. Крыльчатки, представленные на рис.60, относятся к крыльчаткам с односторонним подводом компонента.

Для снижения расхода компонента через лопаточный канал крыльчатки (с целью исключения возникновения процесса кавитации) используются крыльчатки с двухсторонним подводом компонента, рис.61.

Рис.60

Односторонние крыльчатки:

а- открытого типа; б – закрытого типа

Рис.61

Двухсторонняя крыльчатка

8.5. Уплотнения крыльчаток

С целью снижения перетечек жидкости в крыльчатках насосов устанавливаются уплотнения следующих типов: щелевые, лабиринтные и плавающие, рис.62 а,б,в, соответственно.

Принцип работы щелевых уплотнений основан на обеспечении высокого гидравлического сопротивления кольцевой щели между графитовым вкладышем, установленным в корпусе насоса, и проточкой, выполненной во входном сечении диска. Конструкция данного уплотнения допускает до 15% перетечек от объема перекачиваемой жидкости, в то время как лабиринтное, рис.62 б, и плавающее (набор фторопластовых и алюминиевых шайб, установленных во входном сечении крыльчатки), рис.62 в, - до 10 % и 5 %, соответственно.

Рис.62

Уплотнения крыльчаток:

а – щелевое; б – лабиринтное; в - плавающее

5.5. Турбина ТНА

Одним из основных элементов ТНА является газовая турбина. В турбине потенциальная энергия продуктов сгорания из газогенератора или паров охладителя преобразуется в механическую работу турбины. Турбина предназначена для приведение во вращение насосов ТНА. Турбина состоит из соплового аппарата 1, рабочего колеса 2 с двумя рядами рабочих лопаток 3 и 4, направляющего аппарата 5 и корпуса турбины 6 с выходным патрубком 7, рис.75.

Первая ступень турбины представляет совокупность соплового аппарата 1 и лопаток рабочего колеса 3, вторая образована неподвижными лопатками направляющего аппарата 5 и вторым рядом рабочих лопаток 4.

Преобразование энтальпии газового потока в механическую энергию вращения вала осуществляется в два этапа: энтальпии газового потока – в кинетическую энергию струи (в сопловом аппарате); кинетической энергии струи – в механическую энергию вращения вала (на рабочем колесе).

Рис.75

Конструкция турбины ТНА

Валы турбонасосных агрегатов (ТНА) работают при высоких нагрузках и больших числах оборотов. Для об­легчения веса их делают полыми. Наибольшие знакопе­ременные напряжения в металле вала возникают на его наружной поверхности. При этом всякого вида резкие переходы, следы от режущего инструмента и другие де­фекты поверхности являются концентраторами напряже­ний. В этих местах при работе могут образоваться тре­щины, что приведет к поломке вала. Поэтому особое вни­мание уделяется чистоте отделки поверхности вала с вве­дением в некоторых случаях упрочняющих операций. От­делке подвергаются не только места под подшипники, уплотнения, посадки, но и все другие участки вала, не сопрягаемые с другими деталями.

Большие числа оборотов (10000-20000 об/мин и бо­лее) заставляют конструктора назначать очень жесткие допуски на соосность шеек и посадочных мест, точность расположения осевого отверстия, разностенность и дру­гие размеры. Малейшие геометрические погрешности приводят к неравномерному распредзелению вращающих­ся масс металла, что вызывает вибрации и тряску ТНА.

5.6. Требования, предъявляемые к газогенераторам

Величина тяги ЖРД, как известно, является линейной функцией секундного расхода топлива. Секундный расход топлива для каждого конкретного двигателя с насосной си­стемой подачи компонентов зависит от мощности, развиваемой турбиной. Мощность турбины полностью определяется секундным рас­ходом и параметрами рабочего тела на входе в турбину, т. е. на выходе из газогенератора. Поэтому газогенератор являет­ся устройством, задающим режим работы всей двигательной установки. Это обстоятельство и определяет особые требова­ния к данному звену системы топливоподачи (помимо общих требований, предъявляемых ко всем агрегатам ЖРД, вне зависимости от специфики их работы). Эти требования сводятся к следующему.

1. Высокая стабильность работы. Это значит, что газоге­нератор на всех режимах работы двигателя должен возмож­но точнее обеспечивать заданный секундный расход газа и при этом значения параметров газа (состав, давление, темпе­ратура и др.) не должны выходить за определенные (допу­стимые) пределы. Чем стабильнее работа газогенератора, тем меньшие нагрузки испытывают в полете системы управления работой двигателя, а это повышает надежность двигателя и точность стрельбы.

Особенно важна стабильность работы газогенератора для ракет с нерегулируемыми ЖРД и ракет, управление даль­ностью полета которых осуществляется только по скорости полета в конце активного участка траектории. В последнем случае отклонение координат конца активного участка траек­тории, вызванное отклонением тяги двигателя от расчетного значения, вследствие нестабильной работы газогенератора, целиком перейдет в отклонение точки падения ракеты от цели.

2. Простота управления рабочим процессом в широком диа­пазоне изменения его параметров. Это требование также об­условлено регулирующим воздействием газогенератора на двигатель и необходимостью изменения режима работы дви­гателя в процессе одного запуска (при регулировании тяги во время старта и в полете, при переходе с главной ступени тяги на конечную и т. д.).

3. Высокая работоспособность генераторного газа, об­условливающая либо минимальную затрату энергии (и соот­ветственно минимальный расход топлива) на привод ТНА, либо повышение мощности ТНА. Это требование выдвигает­ся в связи с тем, что удель­ный импульс двигателя определяется отношением тяги ко всему секундному расходу отбрасываемой массы. В понятие же «отбрасываемая масса» входят как продукты сгорания топли­ва в камере, так и отработанный после турбины газ. Для ЖРД, у которых этот газ выбрасывается в атмосферу и раз­вивает удельный импульс меньший, чем продукты сгорания топ­лива, истекающие из камеры двигателя, решающим условием повышения экономичности двигателя является уменьшение расхода топлива на привод ТНА. Для ЖРД с дожиганием ге­нераторного газа главное-увеличение мощности ТНА, так как это позволяет увеличить давление в камере и при задан­ном значении давления на срезе сопла повысить степень расширения отбрасываемых продук­тов сгорания, т. е. увеличить термический КПД камеры. Уменьшение расхода топлива на привод ТНА и увеличение мощности ТНА зависят от количества энергии, отдаваемой турбине одним килограммом рабочего тела. Эта энергия рав­на, как известно, произведению относительного эффективного КПД турбины на располагаемый адиабатический теплоперепад.

5.7. Классификация газогенераторов

Основу классификации газогенераторов составляет способ получения генераторного газа. В настоящее время распро­странены три способа газогенерации.

1. Разложение (с помощью катализаторов или без них) вещества, способного после внешнего инициирующего воздей­ствия перейти к дальнейшему устойчивому самопроизвольному рас­паду, сопровождающемуся выделением значительного коли­чества тепловой энергии и газообразных продуктов разложе­ния. Таким веществом может быть как компонент основного топлива двигателя, так и специальное средство газогенера­ции, запасенное только для этой цели на борту ракеты. Газо­генераторы, в которых реализуется этот процесс, называются однокомпонентными. В дальнейшем их различают главным образом по виду разлагаемого вещества (перекисеводородные, гидразиновые, на твердом топливе и т. п.).

2. Сжигание жидкого топлива, состоящего из двух ком­понентов. Лучше всего использовать для этой цели основное топливо двигателя, так как при этом существенно упрощает­ся его подача в газогенератор и улучшаются условия экс­плуатации ракеты. Газогенераторы этого типа называются двухкомпонентными.

3. Испарение жидкости в тракте охлаждения камеры дви­гателя. При этом способе получения рабочего тела турбины одновременно решается и задача охлаждении стенок ка­меры двигателя. Газогенераторы этого типа называют паро­генераторами, а схемы двигателей-безгенераторными. Схе­мы парогенераторов подразделяются на циркуляционные и со сменой рабочего тела. В первых произвольное рабочее тело (например, вода) циркулирует по замкнутому контуру «тракт охлаждения камеры - турбина - конденсатор - насос - тракт охлаждения камеры», превращаясь попеременно то в пар, то в жидкость в различных его частях. В схемах со сме­ной рабочего тела эта циркуляция отсутствует. Рабочее тело после турбины выводится из цикла. Очевидно, что непосред­ственный выброс отработавшего газа в атмосферу заметно ухудшил бы экономичность двигателя, так как удельная тяга выхлопных патрубков всегда меньше удельной тяги ка­меры двигателя. Чтобы устранить эти потери, в тракт охла­ждения камеры обычно посылается один из компонентов топ­лива. После испарения и срабатывания в турбине он направ­ляется в камеру двигателя, где и сжигается вместе со вторым компонентом. Таким образом, безгенераторные двигатели выполняются по схеме с дожиганием рабочего тела тур­бины.

По конструкции системы газогенерации значительно, отли­чаются друг от друга, но тем не менее в каждой из них мож­но выделить следующие общие основные элементы:

Газогенератор;

Топливоподающие устройства;

Автоматику.

В газогенераторе (иногда называемом реактором) непо­средственно образуется рабочее тело турбины - газ или пар заданных параметров. Топливоподающие устройства обеспечивают поступление средств газогенерации (исходных ве­ществ) в реактор. Автоматика осуществляет регулирование рабочего процесса, а также запуск и выключение газогене­ратора. Иногда (например, при работе на основном топли­ве) система газогенерации не имеет самостоятельных топливоподающих устройств. В этом случае питание газоге­нератора топливом обеспечивается системой подачи двига­теля.

В ЖРД нашли применение следующие типы газогенераторов (ГГ):

Твердотопливный (ТГГ);

Гибридный (ТГГ);

Однокомпонентный жидкостный (однокомпонетный ЖГГ);

Двухкомпонентный жидкостный (двух­компонентный ЖГГ);

Испарительный жидкостный (испарительный ЖГГ);