Author: Гахун Г.Г.
Tags: тепловые двигатели (кроме паровых машин и паровых турбин) междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) машиностроение двигатели
ISBN: 5-217-00360-Х
Year: 1989
Text
ДЛЯ ВУЗОВ
КОНСТРУКЦИЯ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЖИДКОСТНЫХ
РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Под общей редакцией
проф. Г. Г. Гахуна
Допущено Государственным комитетом СССР
по народному образованию
в качестве учебника для студентов вузов,
обучающихся по специальности
"Авиационные двигатели
и энергетические установки"
Москва
•Машиностроение-
1989
ББК 39.65-02я73 |
К65
УДК 621.454.2.018(075.8)
Авторы: Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин,
В. Д. Курпатенков, М. В. Краев, В. Ф. Трофимов
Рецензенты: кафедра двигателей летательных
аппаратов ХАИ и чл.-кор. АН СССР В. П. Радовский
Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двига-
К65 гелей: Учебник для студентов вузов по специальности ’’Авиацион-
ные двигатели и энергетические установки” / Г. Г. Гахун, В. И. Ба-
улин, В. А. Володин и др.; Под общ. ред. Г. Г. Гахуна. - М. : Маши-
ностроение, 1989. - 424 с.: ил.
ISBN 5-217-00360-Х
Даны классификация и характеристики жидкостных ракетных двигате-
лей (ЖРД). Рассмотрены пневмогидравлические схемы ЖРД. Приведены све-
дения о конструкции и проектировании основных узпов и агрегатов ЖРД.
Проанализированы стадии разработки ЖРД и автоматизированное проектиро-
вание его элементов. Рассмотрены вопросы надежности ЖРД.
2705140400-255
038(01) -89
255 - 89
ББК 39.65-02Я73
ISBN 5-217-00360-Х
© Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин
и др., 1989
ПРЕДИСЛОВИЕ
Теоретические исследования жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)
относятся к началу XX века, а их разработка и испытания начались в 20—
30-х годах.
К середине 50-х годов в СССР были созданы ракеты-носители ’’Вос-
ток” и ’’Союз”, которые обеспечили запуск первых советских искусствен-
ных спутников, первый полет человека в космос и открыли эру завое-
вания космического пространства.
Развитие космических исследований обусловило подготовку инженер-
ных кадров в высших учебных заведениях страны.
В настоящее время вышло из печати большое число учебников и учеб-
ных пособий по теории ЖРД. Однако учебников, посвященных конструк-
ции ЖРД, нет как в нашей стране, так и за рубежом.
В настоящем учебнике изложены основы конструирования и проек-
тирования ЖРД. В нем кроме общих вопросов проектирования ракетного
двигателя рассмотрены проектирование отдельных узлов и элементов,
виды нагрузок, действующих на элементы конструкции, а также
методы инженерных расчетов.
Главы 1, 13, 14, 16, а также приложение 1 написаны В. А. Володиным,
гл. 2 — В. А. Володиным, В. Ф. Трофимовым и В. Д. Курпатенковым,
гл. 3, 4, 5 — В. Д. Курпатенковым, гл. 6, 7, 12 — В. Д. Курпатенковым
и Г.Г. Гахуном, гл. 8 — В.А. Володиным и В.Ф. Трофимовым, гл. 9, И,
15 — В. И. Баулиным, гл. 10 — М. В. Краевым, предметный указатель сос-
тавлен Г. Г. Гахуном.
При подготовке глав, относящихся к конструкции камер, использо-
ваны материалы Э.Л. Гутковского, за что авторы выражают ему благо-
дарность.
Искреннюю признательность авторы выражают чл.-кор. АН СССР
В. П. Радовскому и сотрудникам кафедры Харьковского авиационного
института за ценные замечания, сделанные ими при рецензировании книги.
3
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
БНГ - бустерный насос горючего
БИА - бустерный насосный агрегат
Б НО - бустерный насос окислителя
БР — баллистическая ракета
БТНА - бустерный турбонасосный аг-
регат
ВЧ - высокая частота, высокочастот-
ный
ГГ - газогенератор
Г - горючее
ДУ - двигательная установка
ЖГГ - жидкостный газогенератор
ЖРД - жидкостный ракетный дви-
гатель
ЖРДМТ - жидкостный ракетный дви-
гатель малой тяги
ЖРГ — жидкое ракетное топливо
ИСЗ - искусственный спутник Земли
КА, КК - космический аппарат, кос-
мический корабль
ЛА - летательный аппарат
МБР - межконтинентальная баллисти-
ческая ракета
ММГ - монометилгидразин
МТКК - многоразовый транспортный
космический корабль
НВ - насос вспомогательного ком-
понента топлива
НГ - насос горючего
НДМГ - несимметричный диметилгид-
разин
НО - насос окислителя
НЧ - низкая частота, низкочастотный
Ок - окислитель
ПГС — пневмогидравлическая схема
РД - ракетный двигатель
РДГТ - ракетный двигатель гибрид-
ного топлива
РДТТ - ракетный двигатель твердо-
го топлива
РКС - регулирование кажущейся ско-
рости
PH — ракета-носитель
РСУ - реактивная система управления
СА - сопловой аппарат
СОБ - синхронное опорожнение баков
СУ - система управления
Т - турбина
ТГГ - твердотопливный газогенератор
САПР - система автоматизированного
проектирования
САР - система автоматического регу-
лирования
ТКК - транспортный космический ко-
рабль
ТНА - турбонасосный агрегат
ТП - турбина пусковая
УВГ -углеводородное горючее
ЭНА - электронасосный агрегат
ЭПК - электропневмоклапан
ЭРД - электрический ракетный дви-
гатель
ЯРД - ядерный ракетный двигатель
4
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВКАХ
1.1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
Реактивным двигателем называют двигатель, который создает си-
лу для перемещения аппарата в пространстве путем преобразования энер-
гии собственного или внешнего источника в кинетическую энергию
отбрасываемой струи вещества. Для работы реактивного двигателя мож-
но использовать как вещество, размещенное на борту аппарата, так и ок-
ружающую среду, т.е. среду, в которой движется аппарат. Струю веще-
ства, истекающую из реактивного двигателя, называют реактивной стру-
ей, а силу, которая возникает вследствие ее истечения и передается на ап-
парат, — реактивной силой. Реактивная сила представляет собой равно-
действующую газо- и гидродинамических сил, действующих на внутрен-
ние поверхности реактивного двигателя при истечении из него вещест-
ва.
Параметры и агрегатное состояние вещества до его подачи в двига-
тель (т.е. исходного вещества) и в реактивной струе обычно существен-
но различаются. Исходное вещество для создания реактивной струи может
находиться в газообразном, жидком или твердом состоянии и иметь тем-
пературу, равную температуре окружающей среды.
Реактивная струя чаще всего представляет собой высокотемператур-
ную смесь газов. Вид используемого вещества во многом определяется
типом реактивного двигателя.
Одним из основных агрегатов реактивного двигателя является ка-
мера; в ее начальной части вещество принимает состояние, требующее-
ся для создания реактивной струи, а в конечной — вещество ускоряет-
ся, образуя реактивную струю. Например, в ряде реактивных двигателей
составные части жидкого химического топлива подаются в камеру, в
начальной части которой - в камере сгорания - они сгорают, выделяя
теплоту и образуя газообразные продукты. Конечная часть камеры, на-
зываемая соплом, обеспечивает преобразование энергии теплового дви-
жения продуктов сгорания в кинетическую энергию реактивной струи.
Реактивные двигатели, используемые в настоящее время, представ-
ляют собой широкий класс двигателей самого различного назначения.
Область их применения постоянно раширяется. Подавляющее большин-
ство реактивных двигателей используется на летательных аппаратах (ЛА)
различных типов.
Для создания реактивной силы необходимы:
а) источник первичной энергии, которая непосредственно или через
5
промежуточный вид энергии преобразуется в кинетическую энергию ре-
активной струи;
б) вещество, которое в виде реактивной струи выбрасывается из дви-
гателя; это вещество в наиболее общем случае называют рабочим телом;
в) двигатель, т.е. устройство, обеспечивающее указанное преобра-
зование.
Рабочим телом или его составной частью могут быть:
а) газообразное или жидкое вещество окружающей среды, напри-
мер атмосферы Земли и других планет или воды морей, рек и т.д.;
б) вещество, размещаемое в специальных емкостях (баках) аппарата
или непосредственно в камере двигателя;
в) смесь вещества окружающей среды (например, воздуха) и веще-
ства (например, керосина), подаваемого в камеру из бака аппарата (ве-
щество в твердом состоянии также может быть размещено непосредст-
венно в камере).
Первичная энергия запасается на борту аппарата в каком-либо источ-
нике или принимается от внешнего источника (например, от Солнца в
виде его излучения).
В наименьшей степени зависят от окружающей среды реактивные
двигатели, у которых рабочее тело и источник первичной энергии разме-
щены на самом аппарате. Такие реактивные двигатели выделяют в от-
дельный класс ракетных двигателей (РД).
Ракетным двигателем называют реактивный двигатель, использу-
ющий для работы только вещества, имеющиеся в запасе на аппарате, пред-
назначенном для перемещения. Такой аппарат может быть летательным,
наземным или подводным. Наиболее широко ракетные двигатели исполь-
зуют на ЛА, называемых ракетами.
Учитывая значительную автономность ракетных двигателей от условий
окружающей среды, их точнее было бы назвать автономными реактивными
двигателями. Однако закрепился термин ракетный двигатель. Нельзя про-
тивопоставлять реактивные и ракетные двигатели; ракетные двигатели
являются частным случаем реактивных двигателей. Ракетный двигатель
является единственным типом реактивного двигателя, который может
работать в любой газообразной и жидкой среде, а также в условиях сре-
ды с глубоким разрежением (с пренебрежимо малым давлением). Ука-
занные условия характерны для космического пространства; для крат-
кости в дальнейшем такую среду будем называть пустотой, имея в виду ус-
ловность указанного термина.
Прежде чем рассматривать основные параметры и классификацию
ракетных двигателей, разберем простейшие схемы и принцип действия
наиболее характерных из них. Введем понятие о ракетной двигательной
установке (ДУ), включающей в себя в наиболее общем случае источник
первичной энергии, бак с рабочим телом, двигатель и систему подачи ра-
бочего тела в двигатель.
К числу наиболее характерных двигательных установок относятся ДУ;
6
с жидкостным ракетным двигателем;
с ракетным двигателем твердого топлива;
с ядерным ракетным двигателем;
с электрическим ракетным двигателем.
Ниже рассматриваются только ДУ с жидкостным ракетным двигате-
лем. Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называют ракетный дви-
гатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидким ракетным топ-
ливом (ЖРТ) называют вещество (совокупность веществ) в жидком сос-
тоянии, способное в результате экзотермических химических реакций об-
разовывать продукты, создающие реактивную силу при истечении из дви-
гателя. При использовании жидких ракетных топлив экзотермические
химические реакции — реакции окисления (горения) или разложения —
протекают в камере сгорания или разложения с образованием газооб-
разных продуктов сгорания или разложения и выделением теплоты.
Введем ряд терминов.
Компонентом жидкого ракетного топлива (компонентом топлива)
называют отдельно хранимую и подводимую к камере ЖРД составляю-
щую ЖРТ. Компонент топлива может состоять из одного вещества или
смеси индивидуальных химических веществ. ЖРТ может быть одно- и
многокомпонентным, в основном двухкомпонентным; за рубежом рас-
сматривают целесообразность использования трехкомпонентных топлив
для ЖРД большой тяги для мощных ракет.
Жидким ракетным горючим (горючим) называют компонент ЖРТ,
окисляющийся в процессе горения.
Жидким ракетным окислителем (окислителем) называют компонент
ЖРТ, служащий для окисления горючего в процессе горения.
Различают основное и вспомогательное ЖРТ.
Основным ЖРТ называют жидкое ракетное топливо, служащее для
получения всей или основной доли тяги. Обычно в ЖРД применяют толь-
ко одно топливо, которое используется также для вспомогательных це-
лей (привода турбонасосного -агрегата, работы системы управляющих мо-
ментов и сил и т.п.).
Вспомогательным ЖРТ называют жидкое ракетное топливо, отлич-
ное от основного и применяемое только для вспомогательных целей.
Продукты сгорания или разложения вспомогательного ЖРТ часто выбра-
сываются помимо камеры сгорания или разложения основной камеры.
Одним или несколькими компонентами многокомпонентного вспомо-
гательного топлива могут быть компоненты основного топлива.
В результате реакции горения происходит преобразование первичной
(химической) энергии топлива в энергию теплового движения (в тепло-
ту), в результате чего образуются газообразные продукты сгорания, обыч-
но имеющие высокую температуру. Ускорение продуктов сгорания в
сопле камеры вследствие преобразования их теплоты в кинетическую
энергию приводит к созданию реактивной силы.
Жидкостной ракетной двигательныой установкой, или более кратко
двигательной установкой, называют установку, состоящую из одного или
7
Рис. 1.1. Упрощенная схема ДУ с ЖРД:
1 - камера; 2, 7 - клапаны окислителя и горючего;
3, 6 — баки окислителя и горючего; 4 - пневмокла-
пан; 5 - баллон со сжатым газом
нескольких ЖРД, пневмогидравлической сис-
темы подачи топлива и вспомогательных уст-
ройств.
На рис. 1.1 изображена упрощенная схема
ДУ с ЖРД. Двигательная установка состоит из
камеры 1, баков компонентов топлива 3 и 6,
клапанов компонентов топлива 2 и 7, бал-
лона со сжатым газом 5 и пневмоклапана 4.
При открытии последнего сжатый газ посту-
пает из баллона в баки, в результате чего дав-
ление в них возрастает. При открытии клапанов
2 и 7 компоненты топлива (окислитель и горючее) начинают поступать в
камеру и в ней начинается процесс горения с истечением продуктов сгора-
ния из сопла.
1.2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЖРД
К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся сле-
дующие.
1. Тяга ЖРД — равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давле-
ния окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за
исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления. Различа-
ют тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД
следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при
наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается.
Например, тяга ЖРД SSME в пустоте равна 2,09 МН, а на земле — 1,67 МН;
тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков
первой ступени советской ракеты-носителя (PH) ’’Энергия” составляет
7,4 МН на земле и 8,06 МН в пустоте.
2. Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД) — отноше-
ние тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД. Аналогично тяге удель-
ный импульс ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается
при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс ЖРД в
пустоте является важнейшим параметром двигателя, характеризующим
эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструк-
ции двигателя. Наибольшее значение удельного импульса имеют кислород-
но-водородные ЖРД. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в пус-
тоте равен 4464 м/с, а на земле — 3562 м/с.
3. Удельная масса ЖРД - отношение массы залитого ЖРД к его на-
ибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определя-
8
ется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива,
заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нес-
кольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наи-
большей тяге. При проектировании стремятся обеспечить минимальное
значение удельной массы. Удельная масса ЖРД F-1 и SSME равна 1,02 и
1,48 г/Н соответственно.
4. Тип ЖРТ. Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определен-
ного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные
параметры ЖРД и ДУ и эффективность их применения в составе ЛА. В
настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят
жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводо-
родное горючее (в особенности керосин), а также азотный тетрок-
сид N2 04 (четырехокись азота) и несимметричный диметилгидразин
(НДМГ).
5. Время работы ЖРД - время от первой команды на запуск ЖРД
до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного вклю-
чения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответ-
ствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового вклю-
чения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного
включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерыв-
ной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также ми-
нимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например,
ЖРД J-2 третьей ступени PH ”Сатурн-5” при первом цикле работал 180 с,
а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал
300 с.
6. Ресурс работы ЖРД - суммарное время работы ЖРД, в течение
которого гарантируется обеспечение всех его параметров в заданном диа-
пазоне допусков. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более)
раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых
в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК),
указанный ресурс превышает время работы в одном полете в несколько
десятков раз. Например, ЖРД SSME рассчитан на 55 полетов, и ресурс
его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию
составляет 27 • 103 с (7,5 ч).
Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД мно-
гократного включения, характеризуется как временем работы, так и
числом циклов работы. Например, для ЖРД R-40A (основного ЖРД ДУ
реактивной системы управления МТКК ’’Спейс шаттл”) ресурс работы
составляет 2 • 104 си 5 • 104 циклов работы, а для ЖРД R-1E-3
(вспомогательного ЖРД той же ДУ) - 125 • 10J с и 5 • 105 циклов
работы.
7. Число основных режимов работы. Различают однорежимные ЖРД
(двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД
(двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД боль-
шой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее вре-
9
мя за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных
ЖРД, в основном для одао- и двухступенчатых МТКК.
8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА
часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечи-
вается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например,
тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном.
На 60 ... 80-й секунде полета МТКК ’’Спейс шаттл” тяга всех трех ЖРД
SSME снижается примерно до 65 % Рном ДОЯ уменьшения нагрузок на
корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно
перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно сни-
жается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3 g 3.
9. Давление в камере рк - среднее статическое давление продуктов
сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки.
10. Импульс тяги ЖРД — интеграл от тяги ЖРД по времени. Значе-
ние импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги дви-
гателя от времени его работы. Указанный параметр особенно важен для
ЖРД ИСЗ и КА, предназначенных для коррекции их траектории или ор-
биты.
1.3. КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
Конечной целью всех процессов, протекающих в ракетных двигателях,
является обеспечение наибольшей кинетической энергии реактивной струи
путем ускорения рабочего тела (продуктов сгорания, разложения, нагре-
ва) тем или иным способом. В электрических РД и ДУ рабочее тело в реак-
тивной струе находится в виде плазмы.
Общая классификация РД и ДУ по видам первичной и промежуточной
энергий приведена в табл. 1.1.
Различают следующие виды первичной энергии: химическая, ядерная,
механическая (энергия сжатого газа), солнечная и энергия лазерного
излучения.
РД и ДУ, в которых первичная энергия преобразуется в энергию теп-
лового движения (промежуточная энергия), называют термическими.
РД и ДУ, в которых первичная энергия преобразуется в электричес-
кую энергию (промежуточная энергия), называют электрическими.
Химической энергией обладают, как уже указывалось, вещества, ко-
торые могут вступать в химические реакции, протекающие с выделением
теплоты и образованием газообразных продуктов.
Химические ракетные двигатели являются наиболее распространен-
ными и хорошо освоенными РД, компоненты топлива которых одновре-
менно являются источником теплоты и массы отбрасываемого вещества;
последним в этом случае являются продукты реакции взаимодействия
компонентов топлива.
Химические РД классифицируют по агрегатному состоянию топлива
(компонентов топлива) (табл. 1.2).
10
Таблица 1.1
Общая классификация РД и ДУ
Первичная энергия С источником на борту ЛА С источником вне ЛА
Химическая Ядерная Энергия теплово- го движения и по- тенциальная меха- ническая энергия сжатого газа (пара) Солнечная Энергия ла- зерного из- лучения
Общее название класса РД и клас- са ДУ Термические
Название РД Химические Ядерные Холодного газа Перегретого пара Солнечные Лазерные
Промежуточная энергия Энергия теплового дви- жения - Энергия теплового дви- жения
Общее название класса РД и ДУ Электрические
Название под- классов ДУ Химико- термичес- кие Ядерно- термичес- кие Механо- термические Солнечно- термичес- кие Лазерно- термичес- кие
Промежуточная энергия Электрическая
Название под- Химико- Ядерно- - Солнечно- Лазерно-
классов ДУ электричес- электричес- электричес- электричес-
кие кие кие кие
В химических РД могут использоваться один, два и значительно реже
три компонента топлива, причем исходное агрегатное состояние компо-
нентов в топливах может быть одним и тем же или различным; топлива
с компонентами, имеющими различное (гибридное) исходное агрегатное
состояние, называют гибридными.
Основными (маршевыми) ДУ (РД) называют двигательные установ-
ки, обеспечивающие основное увеличение скорости PH, искусственного
спутника Земли (ИСЗ), космического корабля (КК) или космического
аппарата (КА) при их разгоне и снижение скорости КК или КА при их
торможении (например, для спуска с орбиты на Землю или для перево-
да КК или КА на орбиту спутника другой планеты или Луны) .
В составе ИСЗ кроме ДУ ориентации также может быть собственная
маршевая двигательная установка. Для перевода ИСЗ с низкой орбиты
И
Таблица 1.2
Классификация химических РД
по исходному агрегатному
состоянию топлива
Исходное агрегат- ное состояние топ- лива РД
Жидкое Жидкостный
Твердое Твердого топлива
Газообразное Газо топливный
Гелеобразное Гелетоплнвный
Псевдожид кое Порошкообразного
топлива
Гибридное Гибридного топлива
на стационарную часто исполь-
зуют двухимпульсный маневр и
соответственно два двигателя -
перигейный двигатель, включае-
мый в перигее низкой орбиты и
обеспечивающий первое прираще-
ние скорости спутника и его
вывод на переходную (проме-
жуточную эллиптическую) орби-
ту, и апогейный двигатель, вклю-
чающийся в апогее переходной
орбиты и обеспечивающий второе
приращение скорости и вывод
спутника на стационарную орбиту.
В двухступенчатых межорби-
тальных буксирах (МОБ), пред-
назначенных для перевода ИСЗ с низкой орбиты на стационарную, первая
ступень оснащена перигейной, а вторая - апогейной ДУ. В некоторых
случаях одна и та же двигательная установка выполняет функции и пери-
гейной, и апогейной ДУ.
Основной двигатель взлетной ступени спускаемого аппарата и поса-
дочного блока, осуществивших мягкую посадку на Луну и планеты Сол-
нечной системы, называют взлетным.
Рулевые (или управляющие) двигатели, или двигатели реактивной
системы управления (РСУ), представляют собой вспомогательные дви-
гатели, создающие управляющий момент дня управления угловым по-
ложением ЛА.
Надобность в указанных двигателях для ступеней баллистических ра-
кет (БР) и PH отсутствует, если в ступени применены два и более двига-
телей с карданным подвесом. При наличии в ступени одного двигателя
с карданным подвесом необходимы лишь двигатели для управления по
крену. Например, третья ступень PH ’’Сатурн-5” имела вспомогательную
ДУ из шести ЖРДМТ для управления по крену, а также для управления
ступенью при пассивном полете по программе ’’Аполлон”. При шарнир-
ной подвеске четырех основных двигателей ступени также отсутствует
надобность в двигателях РСУ.
При шарнирной установке четырех рулевых двигателей (такая сис-
тема применена на второй ступени PH ’’Восток” и ’’Союз”) обеспечивает-
ся управление ракеты по тангажу, курсу и крену. Если основной двигатель
или основные двигатели установлены неподвижно, то необходимы дви-
гатели РСУ для управления по всем трем осям.
Для поворота относительно заданной оси ориентации обычно исполь-
зуют два рулевых двигателя (в некоторых случаях две камеры или два
сопла), создающих пару сил (управляющий момент) относительно этой
оси.
12
различают два режима работы двигателей РСУ: режим ориентации и
режим стабилизации.
Режим ориентации имеет место при неработающих основных двига-
телях^ при этом отсутствует влияние на движение центра масс, т.е. управ-
ление угловым положением КА при ориентации является самоцелью.
Двцгатели РСУ при ориентации создают моменты, используемые для
разворота ИСЗ, КА или КК относительно той или иной оси при их ориен-
тации перед включением тормозного двигателя, ориентации антенны КА
на Землю или панелей солнечных батарей на Солнце, ориентации КК на
звезды при астрономических исследованиях и т д.
Управление угловым положением на режиме стабилизации вызвано
тем, что тяга основного двигателя никогда не может быть направлена
абсолютно точно через центр масс PH или КА, который к тому же смеща-
ется по мере расходования компонентов топлива из баков. Поэтому
всегда имеется заранее неизвестный возмущающий момент, стремящий-
ся отклонить PH или КА от заданного направления. Для компенсации
действия указанного момента при работе основного двигателя, а также
случайных атмосферных возмущений при подъеме PH необходимо управ-
ление ее угловым положением в режиме стабилизации. Цель стабилиза-
ции — не просто влиять на движение центра масс, а обеспечивать нужную
траекторию указанного движения. Управление угловым положением при
стабилизации является лишь средством для получения нужной траекто-
рии движения центра масс.
Часто двигателями РСУ являются ЖРД малой тяги многократного
включения, работающими на самовоспламеняющемся топливе.
Некоторые ИСЗ и КА имеют одноосную стабилизацию, для чего
в их составе имеются по меньшей мере два двигателя малой тяги, соз-
дающие крутящий момент.
Для трехосной стабилизации ИСЗ, КА и КК (по тангажу, курсу и
крену) нужно иметь по меньшей мере шесть РД малой тяги (для обеспе-
чения дублирования не менее двенадцати двигателей).
Двигатели коррекции обеспечивают коррекцию траектории ИСЗ, КА и
КК, т.е. некоторое изменение направления и скорости их движения. Кор-
рекцию осуществляют на основании результатов траекторных измере-
ний. При дальних полетах коррекцию траектории КА и КК обычно прово-
дят 2 ... 3 раза и более.
Часто основной двигатель может выполнять одновременно роль дви-
гателя коррекции.
Для некоторых связных ИСЗ оказывается необходимой коррекция
орбиты для синхронизации обращения спутника с суточным вращением
Земли и поддержания неизменного расположения трассы ИСЗ относи-
тельно наземных пунктов связи. Коррекция периода орбиты необходима
также при выводе стационарного ИСЗ.
Двигатели компенсируют действие возмущений на ИСЗ, вызванных
солнечным ветром, влиянием гравитационных полей Луны и Солнид,
а также неравномерностью гравитационного поля Земли; эти возмущения
13
приводят к изменениям наклона плоскости орбиты, долготы, высоты
ИСЗ над уровнем моря и углового поворота ИСЗ относительно его цен-
тра масс. /
Тормозные двигатели предназначены для торможения ЛА иди его
частей. Основная составляющая тяги тормозного двигателя направле-
на против вектора скорости ЛА. Тормозные двигатели обеспечивает отде-
ление отработавших ступеней PH, отделение ИСЗ, КА или КК от PH, тормо-
жение при подлете к Луне или планете для выхода на орбиту их спут-
ника, торможение при сходе ИСЗ, искусственных спутников планет (Лу-
ны) при сходе с орбиты или посадочных блоков КК при посадке, мяг-
кую посадку указанных ЛА на Луну или планеты, не имеющие достаточ-
но плотной атмосферы. Последние двигатели называют также посадоч-
ными. Тормозной двигатель может быть одновременно и двигателем кор-
рекции.
ДУ орбитального маневрирования предназначены для перемещения
ИСЗ или КА на орбите, но могут в некоторых случаях выполнять роль
основных и тормозных ДУ.
ДУ стыковки или сближающе-корректирующие ДУ используются
для стыковки двух КА на орбите.
Наибольшее влияние на конструкцию и характеристики ДУ оказыва-
ет вид подачи компонентов топлива в ЖРД. Различают ДУ с вытеснитель-
ной и насосной подачей.
В составе ЖРД с насосной подачей имеются насосы и агрегат для их
привода; им чаще всего является газовая турбина. Ее объединяют вместе
с одним или двумя насосами в так называемый турбонасосный агрегат
(ТНА). Для привода турбины в составе ЖРД с TH А необходимо иметь
газогенератор. В зависимости от того, выбрасывается ли отработанный
газ из турбины в окружающую среду или вводится в основную камеру
и дожигается в ней, различают двигатели без дожигания и двигатели с
дожиганием.
Вытеснительной подачей называют подачу компонентов топлива в
камеру путем их вытеснения из топливных баков.
В составе ЖРД с вытеснительной подачей нет агрегатов подачи; они
входят в состав ДУ. Для вытеснения компонентов топлива в газовые
объемы баков подается газ, заранее запасенный под высоким давлением
в специальном баллоне либо вырабатываемый в жидкостном (ЖГГ) или
твердотопливном (ТГГ) газогенераторе.
ДУ с ЖРД различают также по следующим признакам, в основном
одинаково пригодным для обоих видов подачи.
1. По числу используемых компонентов топлива различают одно-,
двух- и трехкомпонентные ДУ.
В однокомпонентных ДУ, в которых наиболее часто используют вы-
теснительную подачу, система подачи относительно простая — имеются
бак и магистраль только одного компонента и требуется обеспечить по-
дачу в двигатель лишь одного компонента. В качестве однокомпонент-
ного топлива на начальном этапе разработки вспомогательных одноком-
14
\
\
понентных ДУ для ИСЗ, КА и КК использовалась высококонцентрирован-
ная Y80 ... 95 %) перекись водорода Н2О2. В настоящее время такие вспо-
могательные ДУ применяют лишь в системах ориентации ступеней некото-
рых японских PH.
В других вспомогательных однокомпонентных ДУ перекись водо-
рода вытеснена гидразином, при этом обеспечено увеличение удельного
импульса примерно на 30 %. Кроме того, гидразин обладает длительной
стабильностью при хранении; он более стабилен, чем перекись водорода,
которая \при контакте со многими конструкционными материалами и при
наличии Загрязнений легко разлагается. Широкому применению гидразина
в ЖРДМТ в значительной степени способствовало создание высоконадеж-
ных катализаторов с большим ресурсом, в частности катализатора ’’Шелл-
405”. Однако применение гидразина в ДУ сопряжено с определенными
трудностями в связи с его токсичностью, высокой стоимостью, загряз-
нением окружающей среды при его производстве, а также в связи со склон-
ностью гидразина к детонации (например, при адиабатном сжатии паров
в магистрали ДУ на переходных режимах ее работы). ИСЗ и КА, выводи-
мые на орбиту в грузовом отсеке МТКК, считаются опасным грузом, ес-
ли их ДУ заправлена гидразином.
Однокомпонентные ДУ отличаются высокой надежностью. Например,
коррекция стационарной орбиты ИСЗ связи ATS-1 обеспечивалась с по-
мощью ДУ, в состав которой входили ЖРДМТ, работавшие на перекиси
водорода в течение очень длительного срока (более 19 лет), и эксплуа-
тация спутника была прекращена лишь после его израсходования в ба-
ке ДУ.
Наиболее широко применяют двухкомпонентные ДУ, обладающие
более высокими энергетическими характеристиками по сравнению с од-
нокомпонентными ДУ. Но двухкомпонентные ДУ сложнее по конструк-
ции, чем однокомпонентные. Из-за наличия баков окислителя и горючего,
более сложной системы трубопроводов и необходимости обеспечения
требуемого соотношения компонентов топлива (коэффициента Кт~). В
ДУ ИСЗ, КК и КА часто применяют не один, а несколько баков окислите-
ля и горючего, что дополнительно усложняет систему трубопроводов
двухкомпонентной ДУ.
Трехкомпонентные ДУ относятся к числу перспективных.
2. По числу используемых топлив все ДУ, применяемые в настоя-
щее время, являются однотопливными, т.е. их двигатели все время
работают на одном и том же топливе. Однако уже предложены схемы
ДУ, в которых двигатели на начальном этапе полета работают на одном
топливе (например, (О2)ж + керосин), а на завершающем этапе — на дру-
гом топливе (например, (О2)ж + (Н2)ж). Такие ДУ называют двухтоп-
ливными. Для них рассматривают применение только насосной подачи.
3. По особенностям используемых ЖРТ и их компонентов их под-
разделяют:
по относительному значению давления насыщенного пара или кри-
тической температуре;
I
по различному взаимодействию при контакте их компонентов; /
по уровню энергетических характеристик ЖРТ; /
по токсичности и коррозионной активности компонентов. /
По относительному значению давления насыщенного пара ил!и кри-
тической температуре различают высококипящие, низкокипящие jn крио-
генные компоненты ЖРТ. /
Высококипящим компонентом ЖРТ называют компонент ракет-
ного топлива, имеющий при максимальной температуре в условиях эк-
сплуатации или хранения давление насыщенного пара ниже допустимого
уровня по условиям прочности топливных баков. '
Высококипящие компоненты топлива могут длительное время хра-
ниться в земных условиях (температура кипения значительно выше нор-
мальной температуры); к таким компонентам относятся, в частности,
керосин (RP-1) и этанол (этиловый спирт).
Высококипящие компоненты топлива можно хранить в конденсиро-
ванном состоянии в герметичных стационарных емкостях и топливных
баках без охлаждения компонентов, при этом практически нет потерь
на испарение.
Низкокипящим компонентом ЖРТ называют компонент жидко-
го ракетного топлива, имеющий при максимальной температуре в усло-
виях эксплуатации или хранения давление насыщенного пара выше до-
пустимого уровня по условиям прочности топливных баков.
Низкокипящие компоненты топлива способны длительное время
храниться в космических условиях (температура их кипения лишь нем-
ного ниже нормальной температуры); к таким компонентам топлива
относят, в частности, горючие пропан С3Н8 и аммиак NH3, а также такой
окислитель, как азотный тетраксид NjCb- Низкокипящий компонент
топлива нельзя хранить в конденсированном состоянии в герметичных
топливных баках без его охлаждения или возврата конденсата.
Криогенным компонентом ЖРТ называют компонент жидкого
ракетного топлива, имеющий критическую температуру, меньшую, чем
максимальная температура в условиях эксплуатации или хранения.
У криогенных компонентов топлива температура кипения при нор-
мальных условиях ниже 100 К. Их нельзя хранить в конденсирован-
ном состоянии в герметичных емкостях без охлаждения или возврата
конденсата.
Для исключения больших потерь на испарение баки и магистрали кри-
огенных компонентов топлива должны обладать эффективной и обыч-
но достаточно массивной теплоизоляцией, а при использовании в составе
КА требуется система конденсации испаряющихся компонентов, что услож-
няет конструкции ДУ и требует затрат энергии. К криогенным компонен-
там топлива относятся жидкие кислород, водород, фтор и метан.
По различному взаимодействию при контакте компонентов ЖРТ под-
разделяют на самовоспламеняющиеся, ограниченно-самовоспламеняющие-
ся и несамовоспламеняющиеся.
16
иамовоспламеняющимся жидким топливом называют жидкое
ракетное топливо, воспламеняющееся при контакте компонентов в жид-
ком Достоянии во всем диапазоне давлений и температур, имеющих мес-
то при эксплуатации ЖРД; к самовоспламеняющимся топливам относят-
ся топлива N2O4 + ММГ, N2O4 + N2H4, N2O4 + НДМГ, а также все топлива
на основе фтора.
НеЦмовоспламеняющимися топливами являются все топлива на
основе кйслорода, в том числе (02)ж + керосин (RP-1) и (О2)ж + (Н2)ж.
По уровню энергетических характеристик ЖРТ можно выделить топ-
лива: \
низ^оэнергетические (с относительно низким удельным им-
пульсом — однокомпонентные и др.) ;
среднеэнергетические (со средним удельным импульсом — (02)ж +
керосин (RP-1), N2 04 + ММГ и др.);
высокоэнергетические (с высоким удельным импульсом : (02)ж+
+ (Н2)ж, (F2) ж+ (Н2) ж и др.).
По токсичности и коррозионной активности компонентов различают
ЖРТ:
на нетоксичных и некоррозионно-активных компонентах топ-
лива — (О2) ж, углеводородные горючие и др.;
на токсичных и коррозионно-активных компонентах топлива —
ММГ, НДМГ и особенно (Г2)ж.
4. По развиваемой тяге различают ДУ:
малой тяги (0,01 ... 1600 Н) ;
средней тяги (1,6 кН ... 10 МН) ;
большой тяги (1 ... 10 МН) ;
сверхбольшой тяги (свыше 10 МН).
5. По особенностям режима работы ДУ подразделяют: по характеру
работы, числу циклов работы и по возможности и диапазону изменения
тяги.
По характеру работы различают ДУ непрерывного действия и импуль-
сные ДУ.
ДУ непрерывного действия могут быть с одноразовым и много-
кратным включением; у них время непрерывной работы значительно
больше времени выхода на номинальный режим и времени спада тяги.
Уимпульсных ДУ за коротким периодом работы следует также корот-
кий период, в течение которого двигатель выключен, причем указанные
периоды часто сменяют один другой. Импульсные ДУ необходимы, в част-
ности, для систем стабилизации и ориентации спутников и космических
аппаратов.
По числу циклов работы различают ДУ:
с одним циклом работы (SSME, F-1, РД-107, РД-108, РД-253 и др.);
с несколькими циклами работы (J-2 и др.) ;
с многочисленными (до 106) циклами работы (большинство ЖРДМТ) ;
По возможности и диапазону изменения тяги можно выделить ДУ:
17
Г
с неуправляемой тягой;
с относительно небольшим (±5 ... 10 %) диапазоном изменения тяги;
со средним дросселированием (например, у ЖРД SSME до 65 %Р^ом);
с глубоким дросселированием (например, до 10 %РН0М У посадочного
ЖРД лунной ступени КК ’’Аполлон”). /
6. По месту заправки компонентами топлива различают ДУ с заправ-
кой перед стартом и заправкой на заводе-изготовителе (снаряженные ДУ).
7. По степени связи баков и двигателей (блоков двигателей) в соста-
ве ДУ (для ИСЗ, КА, КК или ступеней PH, имеющих блоки двигателей оди-
накового или разного назначения, например основные (маршевые) двига-
тели и вспомогательные двигатели (двигатели ориентации и др.) ДУ подраз-
деляют на автономные, объединенные и частично связанные.
В автономных ДУ каждый двигатель или блок двигателей использует
для своей работы компоненты топлива из отдельных баков, т.е. такие ДУ
по пневмогидравлической схеме не зависят друг от друга.
Недостаток автономных ДУ состоит в том, что для каждой ДУ в ба-
ках необходимо предусмотреть остатки компонентов топлива, причем
они не могут быть использованы двигателями другой ДУ.
В объединенных ДУ все двигатели (одиночные или в виде блоков)
используют общие топливные баки. Например, остатки компонентов топ-
лива маршевой ДУ ИСЗ или КА (она обычно имеет небольшое число цик-
лов работы) можно использовать для двигателей вспомогательной ДУ
(например, ДУ ориентации), для которых характерны очень малые рас-
ходы компонентов топлива. В этом случае время ее работы можно замет-
но увеличить, при этом увеличивается срок эксплуатации ИСЗ или КА,
часто зависящий именно от наличия компонентов топлива для двигателей
ориентации. При том же сроке эксплуатации ИСЗ и КА можно уменьшить
массу компонентов топлива (для некоторых ИСЗ на 20...40 кг) и сни-
зить стоимость указанных аппаратов. Поэтому во всех вновь разрабаты-
ваемых зарубежных ИСЗ, КК и КА отдают предпочтение объединенным
ДУ.
Большим преимуществом объединенных ДУ является также то, что
в случае выхода из строя основного двигателя ДУ он может быть отклю-
чен, а необходимый маневр выполняется с помощью вспомогательных
двигателей. Это существенно повышает надежность КА.
Примером объединенной ДУ являются блоки ДУ орбитального манев-
рирования второй ступени МТКК ’’Спейс шаттл”; ее ЖРД могут работать
как от баков, расположенных в той же гондоле, так и от баков другой
гондолы. Для объединения указанных блоков используются магистрали
закольцовки, причем на магистрали окислителя и на магистрали горюче-
го имеются параллельно дублированные клапаны.
В частично связанных ДУ предусматривается возможность работы
ДУ меньшей тяги от баков ДУ большей тяги. Примером таких ДУ являются
ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ МТКК ’’Спейс шаттл”. Задние
блоки ДУ ориентации могут работать с отбором компонентов топлива из
баков ДУ орбитального маневрирования, причем в этом случае последние
18
работают в режиме расширения газовой подушки в диапазоне давления от
1,83^ до 1,643 МПа. Для этих целей имеются магистрали окислителя и го-
рючего для закольцовки баков ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ,
на которых установлены параллельно дублированные отсечные клапаны.
Указанная связь обеспечивает дополнительную гибкость и надежность эк-
сплуатации МТКК.
8. По способу обеспечения забора компонентов топлива баков раз-
личают ДУ:
с использованием вспомогательных РД малой тяги (РДТТ или ЖРД)
для осаждения компонентов топлива в баках перед запуском в услови-
ях невесомости;
с разделительным устройством (например, упругой мембраной в ба-
ках для ДУ с вытеснительной подачей) ;
с капиллярно-заборными устройствами в баках, использующими
силы поверхностного натяжения жидкости.
Внутрибаковые устройства рассмотрены в подразд. 13.2.
9. По типу стабилизации, для которого предназначена ДУ, различают
ЛА с трехосной стабилизацией и ЛА, стабилизируемые вращением.
В состав ДУ ЛА с трехосной стабилизацией входят двигатели, обеспечи-
вающие управление по тангажу, курсу и крену (в том числе путем отк-
лонения двигателей в шарнирных или карданных подвесах).
Для ИСЗ с ЖРД предпочтительной является трехосная стабилизация.
В состав ИСЗ часто входит инерциальная система отсчета, которую можно
использовать и при выведении. При трехосной стабилизации можно зна-
чительно раньше, чем при стабилизации вращением, развернуть антенны
и солнечные батареи.
ДУ ЛА, стабилизируемые вращением, включают в себя двигатели,
создающие крутящий момент. Частота вращения ЛА может быть от 1 до
90 мин"1 (ИСЗ ’’Симфония”).
Стабилизация вращением применяется для межорбитальных букси-
ров (за исключением буксира IUS, где использована трехосная стабили-
зация) . Стабилизацию вращением проще реализовать, чем трехосную стаби-
лизацию.
10. По надежности различают ДУ:
нормальной надежности;
повышенной надежности; повышенной надежностью обладают одно-
и двухкомпонентные объединенные ДУ, в которых широко используются
дублирование и резервирование узлов и агрегатов. Ниже рассмотрены не-
которые примеры дублирования и резервирования, в том числе при опи-
сании схем конкретных ДУ.
Дублированные клапаны использовались на линии вытесняющего га-
за и в топливных магистралях ДУ орбитального блока КА ’ Викинг-75 .
В апогейной ДУ ИСЗ ’’Лисат” применены два ЖРД, но намеченный
маневр может выполнить один двигатель (второй является резервным).
19
Если в одном из двух указанных двигателей клапан по какой-либо причи-
не заклинит в закрытом положении, то компоненты топлива перепускают-
ся ко второму двигателю. Если клапан заклинит в открытом положении
или возникнет опасная негерметичность одного из двигателей, то перекры-
ваются топливные магистрали к нему. ,
ДУ КА ’’Галилей” (она аналогична ДУ ИСЗ ’’Симфония”) является
полностью зарезервированной с двумя блоками по семь двигателей в
каждом.
11. По особенностям разработки ДУ для данного ЛА ДУ подразделяют-
ся на вновь разработанные, модифицированные и стандартные.
Модифицированные ДУ основываются на ранее разработанных ДУ;
по срокам разработки и надежности такие ДУ часто превосходят вновь
разработанные ДУ.
Стандартные ДУ можно использовать в различных ЛА (в частности,
в различных ИСЗ). В стандартных ДУ масса компонентов топлива, зап-
равляемая в баки, различна в зависимости от конкретной задачи данно-
го ЛА.
Характеристики ряда ЖРД ступеней ракет и КК приведены в прило-
жении.
1.4. ТРЕБОВАНИЯ К ДВИГАТЕЛЬНЫМ УСТАНОВКАМ
Эффективность использования ДУ в составе ЛА возрастает с увеличе-
нием значения обеспечиваемой ею характеристической скорости. Указан-
ную скорость можно определить по известному уравнению Циолковско-
го: характеристическая скорость прямо пропорциональна удельному им-
пульсу тяги в пустоте и натуральному логарифму отношения начальной
и конечной (после выключения двигателя) масс ЛА. Следовательно, при
проектировании ДУ в первую очередь следует обеспечивать возможно
большее значение удельного импульса тяги. Снижение массы сухой ДУ
(она в основном определяет конечную массу ЛА) также важно, но оно
менее эффективно, так как отношение масс в уравнении Циолковского
стоит под знаком логарифма.
Весьма эффективным способом получения больших значений харак-
теристической скорости является применение составной (многоступенча-
той) ракеты. Такие ракеты состоят из двух и более ступеней. Многосту-
пенчатые ракеты подразделяют на ракеты с поперечным и продольным
делением (рис. 1.2).
На рис. 1.3 изображена советская трехступенчатая ракета-носитель
’’Восток” (высота 38 м), с помощью которой осуществлялись историчес-
кие запуски кораблей-спутников ’’Восток”, в том числе запуск первого
в мире пилотируемого корабля 12 апреля 1961 г. с космонавтом Ю.А. Га-
гариным. Указанная ракета имеет продольное деление первой и второй
ступеней и поперечное деление второй и третьей ступеней.
20
Рис. 1.2. Схемы двухступенчатых ракет:
а - с поперечным давлением; б — с продольным давлением; 1 - пироболты
Эффективность многоступенчатых ракет объясняется тем, что в ко-
нечную массу ЛА согласно уравнению Циолковского входит только ко-
нечная масса последней ступени (без массы отделившихся ступеней).
Снижение массы наименее эффективно на первой ступени и наиболее
эффективно на последней. Поэтому снижению массы ДУ и остатков ком-
понентов топлива (рабочего тела) на последних ступенях уделяют наиболь-
шее внимание. Снижение массы ДУ достигается при обеспечении компакт-
ности ее конструкции (все узлы й агрегаты ДУ размещают в возможно
меньшем объеме), при использовании конструкционных материалов с
высокой удельной прочностью и компонентов топлива с большой плот-
ностью. Эффективность возрастает, если непроизводительные затраты
компонентов топлива в период запуска двигателя малы, а после его вык-
лючения в баках остается лишь малое количество неиспользованных ком-
понентов топлива.
ДУ должна обеспечивать возможность изменения тяги и создания мо-
ментов и сил для управления траекторией полета ЛА.
Двигательная установка должна отвечать также следующим требо-
ваниям:
1) высокая надежность, т.е. гарантия безотказной работоспособности
в течение заданного времени в заданных условиях. Особенно большие тре-
бования предъявляют к надежности ДУ пилотируемых комплексов. Нап-
ример, обеспечение высокой надежности было важнейшим требовани-
ем ко всем РД ракет-носителей ’’Союз”, ”Сатурн-5” и ’’Энергия”, КК
’’Аполон” и ’’Салют”, а также МТКК ’’Спейс шаттл”;
21
Рис. 1.3. Трехступенчатая ракета-носнтель ’’Восток”, обеспечивающая вывод на ор-
биту искусственных спутников Земли и космических аппаратов:
1 - боковые блоки с двигателем РД-107 (блоки первой ступени); 2 - центральный
блок с двигателем РД-108 (блок второй ступени); 3 - третья ступень
2) возможно меныиая стоимость разработки. Указанная стоимость
в значительной степени определяется стоимостью изготовления ДУ (т.е.
стоимостью конструкционных материалов, затратами на разработку техно-
логий, оснащение производства технологическим оборудованием и на
собственно изготовление, сборку и контроль качества), а также стоимостью
доводочных испытаний (т.е. стоимостью узлов и агрегатов ДУ, использо-
ванных для доводки; стоимостью компонентов топлива, испытательных
стендов; затратами на персонал для испытаний), включая стендовые испы-
тания в составе ракетной ступени и доводочные испытания в составе ЛА;
3) возможно меньшее время разработки, которым является время
22
от начала разработки до начала летных испытаний или эксплуатации. Ука-
занное время для ЖРД большой тяги составляет 5 ... 10 лет, например
для ЖРД J-2 и SSME оно составило 6 и 9 лет соответственно;
4) наименьший риск неудачи разработки, который возможен в тех
случаях, когда в конструкцию ДУ закладываются технические решения,
прошедшие достаточную проверку;
5) возможно меньшее загрязнение окружающей среды. Компонен-
ты топлива и их продукты сгорания должны быть нетоксичными (без-
вредными для человека, живых организмов и растительности) ; в особен-
ности это относится к ДУ, включающимся на земле и под водой. В наи-
большей степени этому требованию удовлетворяют ДУ, работающие на
жидком кислороде и жидком водороде. Однако в случае утечек водоро-
да при его определенной концентрации в воздухе могут возникать взрыво-
опасные смеси.
Углеводородные горючие типа керосина и жидкий кислород как компо-
ненты топлива нетоксичны, а их продукты сгорания токсичны лишь в не-
которой степени из-за наличия окиси углерода СО, которую при назем-
ных испытаниях следует дожигать в специальных устройствах, входящих
в испытательный стенд. Такие компоненты топлива, как четырехокись
азота (азотный тетроксид) N2O4, гидразин N2H4, монометилгидразин
(ММГ) H2N - NH(CH3) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
H2N — N(CH3)2 и их продукты сгорания, являются токсичными и пред-
ставляют опасность для обслуживающего персонала;
6) возможно меньшие габаритные размеры. Обычно имеются большие
ограничения по длине. Поэтому в ДУ КА ограничиваются реализуемые зна-
чения отношения площади выходного сечения и минимального сечения соп-
ла Fa . Компактные по длине ДУ для ИСЗ, доставляемых в грузовом от-
секе МТКК, позволяют существенно снизить стоимость доставки ИСЗ
с ДУ на низкую околоземную орбиту, так как стоимость транспортиров-
ки пропорциональна длине грузового отсека;
7) простота, дешевизна и безопасность перевозки, хранения и пред-
полетного обслуживания, а также неуязвимость при эксплуатации, т.е.
нечувствительность к внешним воздействиям, например к загрязнению
компонентов топлива, к различным ошибкам обслуживающего персо-
нала и т.д.;
8) относительная простота схемы и реализующей ее конструкции и
технологичность. Процессы изготовления (штамповки, литья, механичес-
кой обработки) деталей ДУ, а также процессы сварки, пайки, сборки
узлов, агрегатов двигателя и ДУ в целом и контроль их качества должны
быть достаточно простыми. Кроме того, указанные процессы должны
обеспечивать возможность автоматизации, а конструкция узлов и агре-
гатов ДУ должна позволять использование неразрушающих методов кон-
троля (НМК) на любых этапах сборки и сдачи заказчику.
ДУ должны обеспечивать работоспособность при воздействии на ее
элементы всех факторов, характерных для перевозки, хранения и экс-
23
плуатации. Например, ЖРД ДУ РСУ корабля ’’Спей с Шаттл” должны быть
работоспособными при следующих максимальных условиях: ударная
нагрузка 1,5 g3; ускорение ±5 g3; акустические колебания 155 дБ; дав-
ление окружающей среды 1 • 1(Г10 мм рт. ст.; рабочие температуры для
всех элементов, кроме клапанов и электронагревателей, —40 ... +121 °C;
относительная влажность воздуха 0 ... 100 %; воздействие песка и пыли;
солевой туман 1 % в течение 30 сут ; осадки (дождь) 475 мм (за 24 ч);
воздействие грибков и озона.
Особенно большие динамические (ударные, вибрационные и акусти-
ческие) нагрузки на все элементы МТКК возникают в момент его подъ-
ема со стартового устройства.
ЖРД МТКК должны обладать большим ресурсом работы для их ис-
пользования при возможно большем (до 100) числе полетов. Объем пос-
леполетного обслуживания и ремонта должен быть минимальным. ДУ
МТКК должна обеспечивать надежный полет и в случае выхода из
строя и преждевременного выключения одного из нескольких ее основ-
ных ЖРД.
К ЖРД предъявляется требование блочности конструкции, т.е. дви-
гатель должен быть выполнен из отдельных взаимозаменяемых блоков.
Такая конструкция, предусмотренная, в частности, в ЖРД SSME, облегчает
замену отдельных элементов двигателя без его повторной настройки.
Кроме того, может ограничиваться время выхода двигателя на режим
(точнее, время набора 90 % Рном) • Например, указанное время для ЖРД
.1-2 должно быть не более 1,5 с.
Если в состав ДУ входит несколько маршевых двигателей, то раз-
брос их тяги при работе на основном режиме, а также при запуске и вык-
лючении должен быть достаточно малым. В противном случае возникает
большой возмущающий момент, который необходимо компенсировать,
что приводит к соответствующим потерям.
Весьма специфичны требования к ракетным двигателям КА. Для
КА оптимальным является маршевый ЖРД многоцелевого назначения.
Он должен обеспечивать многократные циклы работы, в том числе после
длительного (до нескольких лет) полета в космическом пространстве
в условиях невесомости, а в ряде случаев и возможность значительно-
го снижения тяги и создания управляющих моментов и сил.
Примером многоцелевого двигателя является ЖРД орбитального
блока КА ”Викинг-1975”, который рассчитан на 50 циклов работы с об-
щим временем т = 5 • 104 с. Этот двигатель обеспечивал:
а) до четырех коррекций траектории КА при полете к Марсу;
б) торможение КА при подлете к МарсУ для вывода на орбиту его
спутника (т = 270 с);
в) изменение первоначальной эллиптической орбиты на круговую
при движении вокруг Марса;
г) несколько циклов работы для изменения параметров орбиты.
Погрешность импульса тяги, создаваемого указанными многоцеле-
24
выми, а также тормозными двигателями и двигателями коррекции КА,
должна быть малой для обеспечения заданной точности требуемого изме-
нения скорости КА.
Конструкция ДУ, предназначенных для посадки КА на поверхность
других планет, должна допускать проведение химической и тепловой
стерилизации для исключения возможности занесения земных микро-
организмов на другие планеты.
За рубежом организации, субсидирующие разработку ДУ и ЛА, могут
выдвигать в значительной степени консервативные требования с целью
обеспечения окупаемости субсидируемых затрат. Например, французс-
кий Национальный центр космических исследований (CNES) выдвинул
западноевропейским фирмам — разработчикам ЖРД НМ-60 для второй сту-
пени PH ’’Ариан-5” — следующие требования: минимальный риск неудач-
ной разработки; ориентация на созданный еще в 60-х годах аналогичный
ЖРД J-2 PH ”Сатурн-5” (схема без дожигания); исключение из проекта
потенциальной возможности увеличения тяги двигателя.
1.5. ОСОБЕННОСТИ ОПТИМИЗАЦИИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
В СОСТАВЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Универсальным параметром для оптимизации ДУ является характе-
ристическая скорость, рассмотренная ранее. В первую очередь выбира-
ют топливо и тип системы подачи.
Тяга ДУ является заданным параметром, но тягу камеры можно вы-
бирать разной в зависимости от числа камер в ДУ. Тяга камеры и давления
рк и ра в наибольшей степени определяют размеры и массу двигателя.
При выборе тяги камеры следует учитывать, что с ростом тяги обыч-
но улучшаются условия смешения компонентов топлива, что приводит к
повышению полноты сгорания. .
Выбор давления в камере сгорания зависит от типа подачи, но неза-
висимо от этого при увеличении в ней давления рк возрастают скорости
химических реакций,и это без снижения удельного импульса тяги позво-
ляет уменьшить относительную длину камеры сгорания. При увеличении
рк возрастает расходонапряженность камеры сгорания (отношение мас-
сового расхода продуктов сгорания к площади поперечного проходного
сечения камеры сгорания FK у смесительной головки), что может привести
к уменьшению площади FK.
Тип топлива при заданных значениях тяги, давлений рк и ра и при
заданной системе подачи влияет на характеристическую скорость значени-
ями удельного импульса тяги и плотности топлива, причем в разной сте-
пени; поэтому возникает необходимость в комбинированном оценочном
параметре. Таким параметром является выражение 1ур%, где с — показа-
тель, определяющий влияние плотности топлива на характеристическую
скорость. Максимуму характеристической скорости соответствует мак-
25
симальное значение выражения /ур^. На нижней ступени желательно при-
менение компонентов топлива с повышенной плотностью. Для последу-
ющих ступеней влияние плотности уменьшается, а влияние удельного
импульса тяги возрастает. Поэтому для верхних ступеней оптимальным
является применение топлива (О2)ж + (Н2)ж, несмотря на чрезвычайно
малую плотность жидкого водорода (р = 71 кг/м3). Такое топливо приме-
нено, в частности, на второй и третьей ступенях PH ”Сатурн-5”, на второй
ступени МТКК ’’Спейс шаттл” и PH ’’Энергия”, а также на третьей ступе-
ни французской PH ’’Ариан”. Однако применение указанных компонентов
топлива в ДУ ИСЗ и КА, предназначенных для длительных полетов, за-
трудняется из-за их быстрой испаряемости (требуется эффективная и
поэтому достаточно большая масса теплоизоляции баков); поэтому в
указанных ДУ используют хорошо освоенные, но токсичные и достаточ-
но дорогие компоненты топлива, например N2O4 + ММГ. Некоторые дру-
гие особенности влияния выбранных топлив на ДУ приведены выше.
После выбора топлива проводят расчеты по оптимизации типа пода-
чи. (см. подразд. 2.1).
На основе выбранных значений тяги и давления в камере сгорания
проводят оптимизацию давления в выходном сечении сопла ра. По мере
снижения давления ра при неизменном давлении рк возрастает как удель-
ный импульс камеры, так и ее масса (вследствие увеличения значения
Fa ). Однако начиная с некоторого значения Fa при уменьшении ра (а
следовательно, при увеличении Fa) масса сопла возрастает в большей
степени, чем увеличивается удельный импульс тяги, так что характерис-
тическая скорость ЛА уменьшается.
Влияние изменения удельного импульса и массы двигателя на харак-
теристическую скорость удобно оценивать массовым эквивалентом удель-
ного импульса. Если обозначить отношение начальной и конечной масс ЛА
через дк, то уравнение массового эквивалента удельного импульса, которое
выводится из уравнения Циолковского, имеет вид
Например, для ЖРД SSME повышение удельного импульса тяги на
1 м/с эквивалентно увеличению массы полезного груза, выводимого на
орбиту, на 45,4 кг.
1.6. ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ И АГРЕГАТЫ ЖРД
ЖРД в общем случае состоит из камер, турбонасосных агрегатов, га-
зогенераторов, агрегатов автоматики, агрегатов системы управляющих
моментов и сил, рамы, трубопроводов и вспомогательных узлов и агре-
гатов.
К основным узлам и агрегатам ЖРД относятся камера, газогенератор,
26
агрегаты подачи (турбонасосный агрегат), топливные магистрали (трубо-
проводы) и агрегаты автоматики.
Камерой жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД,
в котором компоненты топлива или продукты газогенерации в резуль-
тате химических реакций преобразуются в продукты, создающие при
истечении реактивную силу. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания и
сопла. В камере сгорания камеры ЖРД температура продуктов сгорания
может достигать 4000 К, а давление — 20 МПа и более.
В состав ЖРД с насосной подачей входит турбонасосный агрегат. Тур-
бонасосным агрегатом жидкостного ракетного двигателя называют агре-
гат ЖРД, предназначенный для насосной подачи топлива в камеру и га-
зогенератор. ТНА обычно состоит из насосов (окислителя и горючего)
и приводящих их в действие турбин. В ряде случаев в ЖРД имеют два
ТНА (окислителя и горючего), т.е. каждый насос приводится своей тур-
биной. Кроме основных ТНА в состав ЖРД включают в ряде случаев бус-
терные ТНА, устанавливаемые на входе в основные ТНА и предназначен-
ные для повышения давления на входе в насосы основных ТНА.
Газогенератором (ГГ) жидкостного ракетного двигателя (ЖГГ) на-
зывают агрегат ЖРД, в котором основное или вспомогательное топливо
в результате экзотермических химических реакций преобразуется в гене-
раторный газ. Если в ЖРД два ТНА, то ЖГГ может быть два или один.
ЖГГ, вырабатывающие газ для привода турбин ТНА, называют основны-
ми в отличие от вспомогательных ЖГГ, которые могут использоваться,
например, для наддува топливных баков.
В составе ЖРД с вытеснительной подачей нет агрегатов подачи (они
входят в состав ДУ).
Топливные магистрали соединяют между собой основные узлы и
агрегаты: насосы с камерой и ЖГГ, ЖГГ с турбиной и т.д. Часть магистра-
ли от стыка с трубопроводом ступени, подводящим компонент топлива
к ЖРД, до входа в насос называют узлом подвода. Трубопровод, соеди-
няющий турбину ЖРД с дожиганием со смесительной головкой камеры,
называют газоводом.
Магистрали ДУ с вытеснительной подачей подводят компоненты топ-
лива из баков непосредственно в камеру. Если камера погружена в топ-
ливные баки, то магистрали можно сократить и даже исключить вовсе,
т.е. компоненты топлива могут поступать из баков непосредственно в
камеру при открытии клапанов, установленных на ней. Трубопроводы
магистралей могут быть как полностью жесткими, так и содержать гиб-
кие участки (сильфоны, шланги).
В состав топливных магистралей и трубопроводов могут входить
фильтры, предназначенные для исключения попадания посторонних час-
тиц в агрегаты, перед которыми они размещены.
Агрегатом автоматики ЖРД называют установленное в ЖРД уст-
ройство, обеспечивающее управление, регулирование или обслуживание
ЖРД. Указанные устройства могут быть механическими, гидравлически-
ми, пневматическими, электрическими, пиротехническими и т.д.
27
Агрегаты автоматики устанавливаются либо непосредственно на ка-
мере, ЖГГ и ТНА, либо в топливных магистралях, трубопроводах и т.д.
К агрегатам автоматики ЖРД относятся клапаны, регуляторы, сигнали-
заторы (реле) давления и электронагреватели. В состав клапанов и регу-
ляторов могут входит электро-, гидро- или пневмоприводы. В двигателях
с вытеснительной подачей основные клапаны устанавливают непосредст-
венно на смесительной головке камеры. В ЖРД с ТНА клапанов сущест-
венно больше; их размещают, в частности, также на входе в ЖГГ.
Клапаны предназначены для обеспечения прохождения компонента
топлива или управляющего газа дальше по магистрали в камеру, ЖГГ
и другие узлы при их включении или для прекращения подачи компонен-
та или газа при закрытии.
Регуляторами называют агрегаты, обеспечивающие изменение тяги
(регуляторы тяги) и поддержание постоянного давления в камере сгорания
(регуляторы давления).
Электронагреватели предназначены для поддержания заданного
температурного режима, в частности для исключения замерзания высо-
кокипящихкомпонентов топлива (например, гидразина).
Кроме основных узлов и агрегатов в состав ЖРД могут входить уз-
лы, обеспечивающие:
зажигание топлива в камере и ЖГГ (если топлива несамовоспламе-
няющиеся) ; различают пиротехнические, электроискровые и комбиниро-
ванные воспламенители;
запуск турбины ТНА (пусковые твердотопливные ГГ, бачки с пуско-
выми компонентами топлива, газовые баллоны);
продувку определенных полостей двигателя инертным газом (азо-
том или гелием) при запуске и выключении двигателя (баллон с проду-
вочным газом, трубопроводы и клапаны) ;
создание управляющих моментов и сил (шарнирный или карданный
подвес основной камеры или двигателя в целом и др.);
наддув топливных баков (баллоны со сжатым гелием, редукторы
давления газа, теплообменники для испарения и подогрева небольшой
части основных компонентов топлива и подачи их в газовую подушку
соответствующего бака и т.д.);
устойчивую работу ДУ (демпферы колебаний, устанавливаемые в
топливных магистралях);
измерение требуемых параметров двигателя, необходимое как для
работы систем регулирования и управления (датчики систем регулирова-
ния и управления, злектрокабели), так и для оценки работы основных
узлов и агрегатов двигателя (телеметрические датчики, телеметрические
кабели) ;
защиту агрегатов двигателя от тепловых потоков, исходящих от ре-
активной струи камеры (жесткие термозащитные экраны, мягкие тепло-
изоляционные чехлы и т.д,);
передачу тяги от двигателя к элементам ЛА и крепление различных
агрегатов (рама двигателя, рама ТНА и т.д.).
28
Вопросы для самоконтроля
1. Какие составные элементы необходимы для создания реактивной силы?
2. Из каких основных частей состоит ДУ?
3. По каким признакам подразделяются ракетные двигатели и ракетные ДУ?
4. В чем состоят преимущества объединенных ДУ?
5. Какие основные узлы и агрегаты входят в состав ЖРД?
ГЛАВА 2
ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ЖРД
21. ВЫБОР СХЕМЫ ПОДАЧИ
Как уже отмечалось выше, конструкция и параметры ЖРД и ДУ в
целом в значительной степени зависят от типа схемы подачи.
При использовании вытеснительной подачи давление в топливных
баках больше, чем в камере двигателя. Это обусловливает, с одной сторо-
ны, понижение давления рк, что снижает удельный импульс и приводит
к большим размерам камеры, а с другой стороны, увеличение массы топ-
ливных баков (из-за большой толщины их стенок), что ограничивает об-
ласть использования вытеснительной подачи двигательными установка-
ми с относительно небольшими значениями .
Дня возможно большего снижения массы баков ДУ с вытеснительной
подачей целесообразно применять компоненты топлива с повышенной
плотностью и композиционные материалы с повышенной удельной проч-
ностью для стенок бака.
В баках ДУ с насосной подачей давление обычно не превышает 0,2 ...
0,4 МПа, поэтому баки имеют относительно небольшую толщину стенки, а
давление в камере сгорания можно выбирать большим (20 МПа и более).
Это позволяет существенно уменьшить размеры камеры и повысить удель-
ный импульс двигателя. Поэтому ДУ с насосной подачей имеют значитель-
но меньшую удельную массу, чем ДУ с вытеснительной подачей.
Но сложность схемы и конструкции ДУ с насосной подачей (в основ-
ном из-за наличия ТНА) вызывает большие затраты времени и средств
для достижения требуемой надежности. Соответственно возрастают стои-
мость разработки й изготовления ДУ с насосной подачей, а также риск
неудачной разработки.
Однако стремление к максимальному снижению массы ДУ приво-
дит к тому, что намечается тенденция к переходу в КК и -КА на насосную
подачу. Это связано также с достижениями в совершенствовании насосов
малых'размеров, с выявлением целесообразности применения электро-
двигателя для их привода в ЖРД относительно небольшой тяги. Кроме
того, созданы электрические аккумуляторы с большой энергоемкостью.
29
Поэтому в настоящее время за рубежом проводят разработки насосов
и для ЖРД с очень малой тягой. Например, Лаборатория реактивного
движения США выполняет программу разработки насосов для компонен-
тов топлива N2O4 и ММГ для ЖРД тягой всего 4,45 Н для их использова-
ния при летных испытаниях.
При проектировании конкретного ЛА наиболее эффективна та сис-
тема подачи (насосная или вытеснительная), которая при заданном при-
росте скорости ЛА или при заданном значении обеспечивает мень-
шую массу залитой ДУ, т.е. большее отношение /^/тду, если нет других
ограничений (например, по затратам, срокам разработки и т.д.).
Отношения 1т,/т)\у надо сравнивать при оптимальных давлениях
в камере рк для насосной и вытеснительной подач. Оптимальному дав-
лению рк соответствует максимум отношения при заданном дав-
лении ра.
Давление рк для двигателей с вытеснительной подачей обычно не пре-
вышает 2 ... 2,5 МПа; для КК, КА и ИСЗ в целом ряде случаев выбирают
и более низкие давления рк — до 0,7 МПа.
Для ЖРД с насосной подачей оптимальное давление рк зависит от
выбранной схемы двигателя. В ЖРД с дожиганием применяют высокие
давления рк — до 20 ... 25 МПа и более, а для ЖРД без дожигания рк
обычно не превышает 8 МПа. Одно из наиболее высоких значений дав-
ления в камере ЖРД без дожигания (10 МПа) выбрано для ЖРД НМ-60, раз-
рабатываемого в Западной Европе.
Для ИСЗ, КА и КК ДУ с насосной и вытеснительной схемами срав-
нивают по трем критериям: по приращению или уменьшению скорости
ЛА AV, обеспечиваемому ДУ, и по массам залитой и сухой ДУ. При срав-
нении по ДК значения массы ДУ выбирают из условия одинакового зани-
маемого ею объема. При сравнении по массам залитой и сухой ДУ значе-
ние Д V принимают одинаковым для сравниваемых ДУ.
Такое сравнение проводилось для ДУ орбитального маневрирования
и ДУ РСУ для МТКК типа ’’Спейс шаттл” второго поколения. В МТКК
’’Спейс шаттл” обе указанные ДУ, работающие на топливе N2O4 + ММГ,
используют вытеснительную подачу. Указанное выше сравнение приме-
нительно к МТКК типа ’’Спейс шаттл” второго поколения показало, что
в случае выбора топлива жидкий кислород и этиловый спирт ((О2)ж +
С2Н5ОН) ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ с насосной пода-
чей обладают преимуществом перед ДУ с вытеснительной подачей по всем
трем указанным выше критериям. В расчете для ДУ орбитального маневри-
рования принят привод насосов с помощью турбины, работающей на про-
дуктах сгорания ЖГ, а для ДУ РСУ наиболее эффективным оказался привод
насосов с помощью электродвигателя. Применение электрических насосов
повышает удельный импульс двигателей ориентации (отсутствуют потери,
связанные с выбросом отработанного турбинного газа в окружающую
среду).
При выборе системы подачи для ДУ межорбитального буксира США
30
(тяга ДУ 3,1 кН; топливо N2O4 + ММГ) предпочтение отдано тоже насос-
ной подаче, причем для привода насосов намечено применить также эле-
ктродвигатель с питанием от электрических аккумуляторов. Последние
подзаряжаются от солнечных батарей в периоды пассивного полета меж-
орбитального буксира. Расчеты по вариантам ДУ для указанного буксира
показали, чгго при насосной подаче масса сухой ДУ снижается на 505 кг
по сравнению с вытеснительной. Однако применение электрических акку-
муляторов становится неэффективным в тех случаях, когда необходимо
обеспечить очень высокий суммарный импульс (более 2,2 • Ю7 Н • с) при
работе ДУ в непрерывном режиме.
В целом ряде случаев критерием оптимизации является не характерис-
тическая скорость, а другие критерии: возможно меньшая стоимость или
возможно меньший срок разработки ДУ.
Выбор оптимальных параметров ДУ зависит от назначения ЛА. На-
пример, требования НАСА и Министерства обороны США к ракетам су-
щественно различны. НАСА требуются ракеты с малыми затратами на из-
готовление и обслуживание, которые в той или иной степени можно ис-
пользовать многократно. Для Министерства обороны наиболее важно
обеспечить постоянное состояние готовности и малое время обслуживания,
а стоимость и масса полезного груза отступают на второй план.
2.2. СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
С ВЫТЕСНИТЕЛЬНОЙ ПОДАЧЕЙ
Общая характеристика схем с вытеснительной подачей. Ранее отмеча-
лось, что для вытеснения компонентов топлива из баков можно исполь-
зовать заранее запасенный газ высокого давления, а также продукты раз-
ложения или продукты сгорания ЖГГ и продукты сгорания ТГГ. Возможно
применение паров какой-либо жидкости, образующихся в теплообменнике,
причем теплоносителем могут служить продукты сгорания или разложения,
поступающие из специальных газогенераторов.
Возможных схем очень много, но в современных ДУ для вытеснения
компонентов топлива почти повсеместно используется заранее запасен-
ный газ высокого давления. В этом случае наиболее легко обеспечить мно-
гочисленные (в некоторых случаях до 106) циклы работы ДУ, а вытесни-
тельную схему применяют в основном в ДУ малой тяги, которые обычно
должны многократно включаться для осуществления различных манев-
ров КА.
Твердотопливные газогенераторы пригодны лишь для ДУ с однора-
зовым циклом работы и при относительно малом времени работы. В край-
нем случае в ДУ с несколькими циклами работы можно использовать
несколько ТГГ, но это приводит к увеличению сухой массы ДУ и требует
защиты неработающих ТГГ от преждевременного воспламенения из-за
воздействия продуктов сгорания работающего ТГГ.
31
ЖГГ обеспечивают многочисленные циклы работы ДУ с вытеснитель-
ной подачей, но они заметно усложняют ДУ: на каждом баке должен быть
установлен отдельный ЖГГ (восстановительный — на баке горючего и
окислительный — на баке окислителя); должны быть дополнительные
(правда, относительно небольшие) топливные бачки и дополнительная
система вытеснения компонентов топлива из этих бачков в ЖГГ баков.
Поэтому хотя применение газа повышенной температуры и обеспечивает
определенные преимущества (чем выше температура газа, тем меньше
его расход для создания заданного давления газа в топливном баке),
вытеснительная схема с использованием ЖГГ применяется редко. Поэто-
му основное внимание ниже уделено ДУ с вытеснением заранее запасенным
газом высокого давления.
Применительно к двухкомпонентным ДУ с вытеснительной подачей
можно выделить их следующие основные схемы:
а) с монотонным падением давления газа в баках;
б) с дополнительной общей подачей газа в баки в процессе монотон-
ного падения давления в них;
в) с дополнительной автономной подачей газа в баки в процессе па-
дения давления в каждом из них;
г) с общим регулированием давления газа в баках;
д) с автономным регулированием давления газа в баках.
Автономные ДУ. Наиболее простой является схема ДУ с монотонным
падением давления в процессе работы двигателя (рис. 2.1, а). Заправ-
ка компонентов топлива в баки более полная при низких давлениях, но
при этом становятся существенными изменение коэффициента Кт и ухуд-
шение характеристик двигателя. Поэтому предпочтителен диапазон дав-
лений газа в баке 2,4 ... 1,0 МПа. В таких ДУ можно обеспечить начальный
коэффициент объемного заполнения баков компонентами топлива Ку
примерно 55 % (т.е. 45 % начального объема занимает газ). При указан-
ном выше диапазоне снижения давления р§ удельный импульс уменьшает-
ся примерно на 30 и 100 м/с для двигателей тягой 445 и 22,5 Н соответст-
венно.
Преимуществами таких ДУ являются простота, минимальная масса
сухой ДУ, отсутствие баллонов высокого давления и редукторов дав-
ления.
Изменения коэффициента Кт (например, в диапазоне 1,44 ... 1,85
для топлива N2O4 + ММГ) могут привести лишь к небольшому измене-
нию удельного импульса.
Для ДУ с большой массой компонентов топлива в баках (несколь-
ко сотен килограмм) оптимальной является схема с дополнительной
подачей газа в баки и общей системой вытеснения для обоих баков.
Схемы ДУ с дополнительной подачей газа в процессе монотонного
падения давления в баках приведены на рис. 2.1, б и в. Указанная пода-
ча обеспечивается при достижении в одном из баков заданного минималь-
ного значения давления путем соединения газовой полости баков с бал-,
лоном, содержащим газ высокого давления. Дополнительная подача газа
32
позволяет обеспечить более полную заправку баков компонентами топли-
ва, причем достигается меньший диапазон изменения давления на вхо-
де в двигатель, что приводит к соответствующему улучшению характе-
ристик двигателя.
Для дополнительной подачи газа в баки срабатывают нормально зак-
рытые пиро клапаны 7 и такие же клапаны 11 (см. рис. 2.1, б), предотвра-
щающие соприкосновение паров окислителя и горючего до указанной до-
полнительной подачи. После завершения указанного процесса подается
команда на срабатывание нормально открытых пироклапанов 9, при этом
герметизируется газовая область каждого бака и предотвращаются про-
никновение паров компонентов топлива в гелиевый баллон и их конден-
сация в нем. Кроме того, при этом дополнительно предотвращается соп-
рикосновение паров окислителя и горючего. Указанные особенности осо-
бенно важны, если предусматривается многоразовое использование. В схе-
ме, приведенной на рис. 2.1, в, исключается надобность в обратных кла-
панах.
Рис. 2.1. Схемы ДУ с падением давления газа в баках:
а - с монотонным падением давления газа в баках; б - с дополнительной общей пода-
чей газа в баки в процессе монотонного падения его давления; в - с дополнитель-
ной автономной подачей газа в баки в процессе монотонного падения его давления;
1 - заправочно-дренажный газовый клапан; 2 - топливный бак; 3 - капиллярно-
заборное устройство; 4 - заправочно-сливной топливный клапан; 5 - топливный
фильтр, 6 — баллон с газом высокого давления; 7, 11 — нормально закрытые пиро-
клапаны; 8 - расходная шайба; 9 - нормально открытый пироклапан; 10 - обрат-
ный клапан; 12 - сдвоенный пуско-отсечной клапан; 13 - счетверенный пуско-от-
сечной клапан камеры; 14 - камера; Ок - окислитель; Г - горючее 33
2— 1758
Для диапазона падения давления газа в баке 2,4 ... 1,0 МПа обеспечи-
вается значение Ку, равное 80 %. Увеличение диапазона падения давления
или введение двухразовой дополнительной подачи газа (последнее, естест-
венно, соответственно усложняет схему ДУ) позволяет дополнительно
увеличить заполнение баков компонентами топлива.
Хотя выше рассмотрены схемы двухкомпонентных ДУ, следует от-
метить, что впервые подача топлива с монотонным падением давления
газа в баки была отработана и широко применена в однокомпонентных
ДУ. В последнее время такие схемы находят все большее применение для
двухкомпонентных ДУ. Схемы однокомпонентных ДУ с монотонным па-
дением давления газа в баках рассмотрены ниже Применительно к объ-
единенным ДУ.
В ДУ с регулируемым давлением в баках (рис. 2.2) обеспечивается
значение Ку, равное 90 ... 95 %, и регулирование давления основано на
известных параметрах камеры. Кроме того, при постоянном режиме рабо-
ты улучшается сгорание топлива и достигается стабильность рабочих харак-
Рис. 2.2. Схемы ДУ с регулированием давления в баках:
а - с общим; б - с автономным; 1 - нормально закрытый пироклапан; 2 - редуктор
давления газа; 3 - счетверенный обратный клапан; 4 - дренажно-предохранитель-
ный клапан; 5 - нормально открытый пироклапан; Не - гелий
34
теристик. Заданный режим работы ЖРД при такой схеме обеспечивается
настройкой редукторов давления. Однако последние относятся к числу
сложных агрегатов автоматики. Указанные ДУ характеризуются повышен-
ной сложностью и стоимостью; из-за наличия относительно большого
давления в газовых баллонах возрастает вероятность утечек.
В схеме, приведенной на рис. 2.2, а, используются счетверенные обрат-
ные клапаны для герметизации полости баков при неработающей ДУ и нор-
мально открытые пироклапаны для герметизации полости баков в кон-
це работы ДУ (например, многоразового ИСЗ). Две ветви последователь-
но дублированных редукторов давления обеспечивают повышенную надеж-
ность ДУ, а отсечные клапаны, расположенные выше редукторов давления,
используются для предотвращения воздействия газа высокого давления,
если в этом возникает необходимость. Дренажно-предохранительный кла-
пан 4 предохраняет баки от воздействия чрезмерно большого давления
газа в случае выхода из строя редуктора давления.
Схема с общим регулированием давления в баках обеспечивает точ-
ное поддержание соотношения компонентов топлива, но не исключает
возможности соприкосновения паров компонентов топлива. Поэтому
ее применяют в ДУ с относительно небольшим числом циклов работы, в
частности в ДУ орбитального маневрирования МТКК ’’Спейс шаттл”.
Схема ДУ с автономным регулированием давления в баках имеет
то же значение Ку, что и ДУ с общим регулированием, но линии вытес-
няющего газа для каждого бака в обеих схемах автономные. Обратные
клапаны и нормально открытые пироклапаны в этой схеме отсутству-
ют, соприкосновение паров окислителя и горючего исключается, но для
обеспечения той же степени надежности требуется большее число редук-
торов давления. Такая схема более пригодна для ДУ с частым включе-
нием, ее применяют, в частности, в ДУ РСУ МТКК ’’Спейс шаттл”.
Наличие постоянного давления в баках в рассмотренных выше двух
схемах позволяет точно рассчитать толщину их стенок и выбрать их опти-
мальное значение с целью максимального снижения массы баков.
Если давление в баках перед запуском ЛА довести до верхнего преде-
ла редуктора давления, то некоторое время (до начала работы редуктора
давления) ДУ может работать при уменьшающемся давлении в баках;
такой ражим работы использовался в ДУ орбитального маневрирования
и ДУ РСУ МТКК ’’Спейс шаттл”.
Дня обеспечения требуемых расходов компонентов топлива на топ-
ливных магистралях устанавливают расходные шайбы или кавитирующие
трубки Вентури. Для ДУ с одноразовой дополнительной подачей газа в
топливные баки могут возникать наибольшие отклонения коэффициента
Кт от заданного значения. Применение кавитирующих трубок Вентури
позволяет уменьшить разброс значений Кт.
Объединенные ДУ. Эти ДУ имеют схемы, аналогичные рассмотренным
выше, но они включают двигатели или блоки двигателей разной тяги, ра-
ботающие в различное время.
35
Рис. 2.3. Схема ДУ ИСЗ IUE:
1 - упругая диафрагма; 2 - разъемное
соединение трубопроводов; 3 - блок
вспомогательных камер тягой по 0,89 Н;
4 - блок основных камер тягой по
22,3 Н; р - датчик давления
.Гелий
1
Рис. 2.4. Схема объединенной ДУ ”Марк-П”:
1 - основной двигатель тягой 445 Н; 2 — вспомогательный двигатель; 3 - электро-
обогреватель блока фильтров и отсечных клапанов; 4 - электрообогреватель магист-
рали; 5 — капилярно-заборное устройство; 6 — электрообогреватель топливного ба-
ка; 7 - топливный коллектор; Т - датчик температуры; р - датчик давления
Примером объединенной однокомпонентной ДУ с монотонным паде-
нием давления в баке является ДУ ИСЗ ШЕ, работающая на гидразине
(рис. 2.3). Гелий отделяется от гидразина упругой диафрагмой 1. Дав-
ление гелия снижается в процессе работы ДУ в диапазоне 2,07 ... 0,69 МПа.
В ходе полета каждый блок вспомогательных камер и каждую из ос-
новных камер можно заменить, используя разъемные соединения 2. Ос-
новные камеры Б и Г являются дублирующими. В случае отказа основ-
ных камер их могут дублировать вспомогательные камеры.
ДУ ”Марк-П”, разрабатываемая Центром космических полетов
им. Годдарда (США) для многоцелевого блочного многоразового ИСЗ
(рис. 2.4), является примером многоразовой высоконадежной стандартной
однокомпонентной ДУ с монотонным падением давления азота в баках в
диапазоне 2,41 ... 0,482 МПа (т.е. давление азота уменьшается в пять раз).
ДУ состоит из четырех блоков, в каждом из которых имеется одни основ-
ной (корректирующий) ЖРД тягой 445 Н и три вспомогательных ЖРД
(ЖРД ориентации) тягой по 22,3 Н.
Для выравнивания давления в баках при заправке азотом газовые
полости баков соединяются через коллектор, а при эксплуатации на ор-
бите они изолированы друг от друга.
В этой ДУ использован ряд конструктивных и схемных решений с
целью обеспечения максимальной надежности. Заправочно-дренажный
азотный клапан имеет устройство с тройным резервированием уплотнения.
36
Все топливные баки снабжены капиллярным заборным устройством,
обеспечивающим запуск ДУ в невесомости. Топливные магистрали каждой
пары баков (т.е. баков всего четыре) с установленными на них фильтра-
ми и пуско-отсечными клапанами дублированы. В каждой паре баки со-
единены друг с другом, причем они имеют общие датчики и заправочно-
сливной клапан. Топливные магистрали всех баков имеют общий коллек-
тор 7, в котором предусмотрены клапаны продувки и датчик давления.
В клапанах намечено использовать не одно, а два седла. На входе в каждую
камеру последовательно установлено по два пуско-отсечных клапана. Бло-
ки камер могут включаться попарно (расположенные по диагонали) или
все вместе.
ДУ имеет также развитую телеметрическую систему (с датчиками дав-
ления и температуры), с помощью которой обеспечивается контроль и
управление функционированием отдельных элементов.
На рис. 2.5 показана схема объединенной двухкомпонентной ДУ с
общим регулированием давления в баках.
Рассмотренные выше схемы ДУ хорошо отработаны, обладают высо-
кой надежностью и широко применяются в современных ИСЗ, КА и КК.
Некоторым их общим недостатком является относительно высокое
давление вытесняющего газа; особенно это относится к ДУ, имеющей
в своем составе баллоны с газом высокого давления. Газовые баллоны
должны обладать очень высокой герметичностью (особенно, если учесть,
что гелий обладает высокой проницаемостью через малейшие неплотнос-
ти в стенках баллона), причем она должна обеспечиваться в целом ряде
ИСЗ и КА в течение многих лет эксплуатации или полета в условиях кос-
37
мического пространства. Наличие относительно больших баллонов со
сжатым газом низкой плотности (особенно с гелием) в некоторой степе-
ни ухудшает компоновку и увеличивает сухую массу ДУ.
2.3. СХЕМЫ ЖРД С НАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ
Основные особенности схем. В схемах ЖРД с насосной подачей компо-
ненты топлива подаются из баков в камеру центробежными насосами,
приводимыми во вращение турбиной, которые вместе составля-
ют ТНА. Привод турбины осуществляется рабочим телом — генератор-
ным газом. В большинстве случаев генераторный газ вырабатывается в
специальной камере — ЖГГ, входящем в состав двигателя.
Основной особенностью всех схем с турбонасосной подачей компо-
нентов топлива является то, что топливные баки во время работы двига-
теля находятся лишь под небольшим избыточным давлением наддува,
необходимым для обеспечения бескавитационной работы насосов и не
зависящим от значения давления в камере сгорания. Благодаря этому
массовые характеристики баков и систем наддува практически также
не зависят от давления в камере.
Вместе с тем стремление повышать давление в камере сгорания впол-
не обосновано. Рост рк, с одной стороны, позволяет увеличивать эконо-
мичность двигателя, т.е. повышать удельный импульс путем увеличения
степени расширения газов в сопле Рк/ра', причем для двигателей первой
ступени PH увеличение рк — единственный способ повышения Рк/Pa, так
как давление на срезе сопла ра ограничено средним по траектории атмос-
ферным давлением и выбирается примерно
равнымра = (0,4...0,6) • 10s Па.
С другой стороны, с ростом рк умень-
шаются продольные и поперечные размеры
двигателя. На рис. 2.6 представлены контуры
двух двигателей с одинаковыми тягой и
давлением на срезе, но с разным рк. Как
видно, контур двигателя с большим рк и,
естественно, большей степенью расширения
Рк/Ра полностью вписывается в контур дви-
гателя с меньшим рк и меньшей степенью
расширения.
Это обстоятельство приводит к тому, что
рост рк практически не сказывается на удель-
Рис. 2.6. Газодинамические контуры камер сгорания
двигателей с одинаковыми значениями тяг в пустоте
и давления и срезе, но разными давлениями и ка-
мере сгорания
38
тдв, г/н
• РД-100
Рис. 2.7. Зависимость удельной массы
’’сухого” двигателя от тяги
О 500 1000 1500 Z000 ШО 6000 Рп,кН
ной массе двигателя. Последняя в основном зависит от тяги, давления на
срезе сопла и вида компонентов топлива. Примерная зависимость отуд =
= wHB/Pn приведена на рис. 2.7.
Таким образом, при насосной подаче с повышенным рк массовые
характеристики ЛА в отличие от ЛА с двигателями с вытеснительной по-
дачей ухудшаться на будут. Тем' не менее ограничения на выбор значения
целесообразного давления в камере сгорания имеют место и при насосной
подаче. Однако здесь в отличие от вытеснительной подачи ограничения
вызываются другими специфическими обстоятельствами, определяемыми
видом насосной схемы подачи, разновидностей которых очень много.
На рис. 2.8 приведена общая классификация ЖРД с насосными систе-
мами подачи топлива.
Кроме приведенных на рис. 2.8 особенностей — признаков классифи-
кации различных насосных схем двигателей — последние классифициру-
ются еще и по другим признакам, например по ваду генераторного газа
(окислительный или восстановительный), охлаждающему компоненту
(окислитель или горючее или используются оба компонента), числу ка-
мер и тд. Последний признак — число камер — имеет большое значение.
В этом отношении двигатели классифицируются на однокамерные, много-
камерные и блочные многокамерные.
Многокамерные отличаются тем, что имеют один ТНА, от которого
питаются все камеры. Причем камеры могут иметь разную тягу. Блочные
многокамерные состоят щ нескольких автономных одно- или многока-
мерных двигателей, объединенных общей рамой и системой управления.
Наконец, имеются однокамерные двигатели, но с двумя ТНА — ТНА подачи
окислителя и ТНА подачи горючего; есть двигатели, которые кроме ос-
новного ТНА имеют еще дополнительный — вспомогательный или бус-
терный ТНА.
39
Насосные схемы подачи без дожигания генераторного газа — доволь-
но распространенная схема ЖРД. Классификация двигателей с турбона-
сосной подачей топлива приведена на рис. 2.8. На рис. 2.9. схематично пред-
ставлены наиболее характерные ЖРД этого типа. Схема а отличается одно-
компонентным ЖГГ, работающим на разложении специального вспомо-
гательного, ’’третьего” компонента, например перекиси водорода. В схе-
ме б — тоже однокомпонентный ЖГГ, но работающий на разложении како-
го-либо компонента основного топлива, например НДМГ. Схема в отли-
чается двухкомпонентным ЖГГ, работающим на основных компонентах,
сжигаемых в нем с большим избытком горючего.
Рис. 2.8. Общая классификация двигателей с турбонасосной подачей топлина
40
в
Рис. 2.9. Турбонасосные схемы ЖРД без дожигания генераторного газа:
Ок - окислитель; Г — горючее; НО — насос окислителя; НГ - насос горючего; НВ -
насос вспомогательного компонента; Т - турбина; - - - - передача вращения
от турбины
Все эти двигатели объединяет общий признак схемы — выброс отрабо-
танного на турбине генераторного газа наружу через выхлопную систему.
Часто в конце выхлопной системы находятся реактивные сопла, на кото-
рых ’’срабатывается” определенный перепад давлений, и они создают замет-
ную тягу, используемую в системе управления вектором тяги (см. рис.
2.9, б). Наконец, иногда отработанный генераторный газ направляется
в щель сопла основной камеры в зоне малых давлений, образуя на этом
участке заградительное его охлаиодение (см. рис. 2.9, в).
Несмотря на большое различие конкретных схем выброса отрабо-
танного генераторного газа, все они имеют определенные потери удельного
импульса на привод ТНА. Эти потери могут быть оценены коэффициентом
<£ТНА = 1 ~ ™г.г С1 г11"
'К
41
где mrr — т г>г/(»г к + W.r) — относительный расход генераторного газа;
/г.г ~ удельный импульс выхлопной системы генераторного газа; 1К —
удельный импульс камеры.
С учетом коэффициента </’ТНА эффективный удельный импульс двига-
теля
Лв = 1к *Ртна-
В крайнем случае, пренебрегая удельным импульсом, создаваемым
выхлопом генераторного газа, получим, что максимальное снижение удель-
ного импульса двигателя по сравнению с удельным импульсом камеры оп-
ределяется относительным расходом генераторного газа:
1р.в ~ 1к (1 ~ тг.г)
Устройство реактивного выхлопа, который в зависимости от наруж-
ного давления может иметь (/г г//к) = 0,2 ... 0,4, снижает потери на при-
вод ТНА и приближает эффективный удельный импульс к удельному им-
пульсу камеры двигателя.
Повышение давления в камере требует и более высокого давления
подачи компонентов, которое увеличивает мощность ТНА, а это вызывает
рост относительного расхода генераторного газа. Последнее обстоятельст-
во и накладывает ограничение на предел обоснованному повышению давле-
ния в камере. На рис. 2.10 показано, что с ростом рк удельный импульс
камеры непрерывно возрастает, но из-за увеличения потерь на привод
ТНА эффективный удельный импульс двигателя растет только до опре-
деленных пределов. После этого прирост удельного импульса камеры уже
не компенсирует возрастающих потерь на привод ТНА.
Поэтому снижение потерь на привод ТНА важная задача. Она в
основном решается совершенствованием конструкции ТНА, рациональ-
ным выбором его параметров и эффективной организации выхлопа ге-
нераторного газа. У современных ЖРД без дожигания генераторного га-
за максимальные рк находятся в пределах 10 ... 12 МПа.
ю 20 Л рк,МЛа
Рис. 2.10. Качествеииая зависимость удельного импульса от давления и камере сго-
равня и области оптимальных рк для различных схем подачи топлива (ВП - вытесни-
тельная подача)
42
Насосные схемы подачи с дожиганием генераторного газа. За послед-
ние годы ЖРД с такими системами также получили большое распростра-
нение. Общее, что их объединяет, — генераторный газ, полученный из ос-
новных компонентов, после срабатывания на турбине ТНА, затем направ-
ляется по газоводу в основную камеру, где он и дожигается с остальными
компонентами топлива. Благодаря этому, потери на привод ТНА в этой
схеме двигателя полностью отсутствуют, т.е. коэффициент = 1 и
Тем не менее максимально достижимое давление в камере сгорания
и в этой схеме имеет ограничение, которое вызывается главным образом
располагаемой мощностю ТНА, определяемой расходом генераторного
газа через турбину и его термодинамическими параметрами — темпера-
турой и видом газа (восстановительный или окислительный). Другое
ограничение может возникнуть из-за необходимости иметь слишком боль-
шие давления подачи. Например, давление больше 60 ... 70 МПа по техни-
ческим и технологическим причинам не всегда может быть надежно обес-
печено.
В соответствии с приведенной на рис. 2.8 классификацией эта схема
двигателя также отличается большим многообразием ее вариантов. На рис.
2.11 схематично приведены некоторые из них. Схема а является ’’клас-
сической ” для неводородных ЖРД; окислительный ЖГГ, охлаждение
камеры горючим; схема б — схема водородного ЖРД; после насоса го-
рючего большая часть водорода направляется в восстановительный ЖГГ,
а меньшая часть — в охлаждающий тракт сопла, пройдя который, эта
часть водорода затем используется на организацию внутреннего охлажде-
ния (завесного). Цилиндрическая часть камеры охлаждается жидким
кислородом.
Схема в — также схема водородного ЖРД. Особенность схемы — два
ТНА: ТНА подачи кислорода и ТНА подачи водорода. Каждый ТНА при-
водится во вращение восстановительным генераторным газом, выраба-
тываемым в двух ЖГГ. Причем после насоса горючего большая часть водо-
рода направляется в ЖГГ, а меньшая часть — в охлаждающий тракт ка-
меры.
Схема г — тоже схема водородного ЖРД. Основная ее особенность —
отсутствие ЖГГ. Водород после насоса направляется в охлаждающий
тракт камеры, в котором он газифицируется. Из охлаждающего тракта
газообразный водород поступает в турбину ТНА и далее — в камеру сго-
рания.
Схему д иногда называют предельной. Она отличается тем, что в двух
ЖГГ — окислительном и восстановительном — газифицируются оба компо-
нента. Каждый ЖГГ приводит свой ТНА: оскислительный — ТНА подачи
окислителя, восстановительный — ТНА подачи горючего. В данной схеме
ввиду использования для привода ТНА расходов обоих компонентов
достигается максимальная мощность ТНА и соответственно давление по-
дачи компонентов. Последнее обеспечивает реализацию предельных зна-
чений давления в камере сгорания.
Рис. 2.11. Турбонасосные схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа:
ОкЖГГ - окислительный ЖГГ; ВЖГГ - восстановительный ЖГГ; Ок - окислитель;
Г - горючее; НО - насос окислителя; НГ - насос горючего; Т - турбина
В настоящее время схемы двигателей с дожиганием одного генера-
торного газа, в которых газифицируется только один компонент, т.е.
двигатели типа газ + жидкость (Г + Ж) могут обеспечить достижение рк =
= 25 ... 30 МПа. Схемы с дожиганием двух генераторных газов, т.е. двигате-
ли типа газ + газ (Г + Г) могут обеспечить достижение рк = 40 ... 50 МПа.
Эти значениярк нанесены на график, приведенный на рис. 2.11.
Двигатель с насосной подачей топлива включает в себя камеру, ТНА,
44
ЖГГ, системы автоматики, наддува баков, зажигания, управления векто-
ром тяги и раму двигателя. А в ДУ помимо перечисленного входят топлив-
ные баки с их оборудованием.
Наиболее полно состав двигателя или ДУ отражается на так называе-
мой пневмогидравлической схеме (ПГС). На ней в наглядной форме изоб-
ражены все основные агрегаты и устройства двигателя или ДУ и их соеди-
нения между собой функциональными гидравлическими, пневматически-
ми и механическими связями так, что можно видеть взаимодействие
этих агрегатов и устройств на всех режимах работы двигателя или ДУ.
Кроме полной ПГС, которая является проектной основой двигателя
или ДУ, на практике широко используются неполные ПГС. Причем в зави-
симости от целей и задач неполнота ПГС может быть различной. Наиболее
упрощенной ПГС является схематическая, или структурная. На структур-
ной ПГС изображаются только главные агрегаты и устройства с их основ-
ными, как правило, гидравлическими функциональными связями.
Неполные ПГС, или структурные схемы двигателя, используются при
анализе и расчетах предполагаемых проектных параметров двигателя на
стадии начала проектирования и служат затем основой для разработки
технических заданий на проектирование полной ПГС и ее составляющих
элементов.
Вопросы для самопроверки
1. В чем заключаются достоинства схем двигателей с вытеснительной пода-
чей?
2. В каких областях применяются двигатели с вытеснительной подачей?
3. Какие имеются пути повышения эффективности двигателей с вытеснительной
подачей?
4. В чем состоят основные преимущества двигателей с насосной подачей?
5. Назовите главные особенности двигателей без дожигания и с дожиганием.
6. Какие существуют разновидности двигателей без дожигания и с дожигани-
ем?
7. Что представляет собой пневмогидросхема двигателя?
8. Что такое структурная схема двигателя?
Глава 3
АВТОМАТИКА ЖРД
3.1. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ АВТОМАТИКИ И ЕЕ СОСТАВ
При проектировании ПГС двигателя большое внимание уделяется
разработке системы автоматики, в которой находят отражение основные
агрегаты и элементы.
В ЖРД независимо от системы подачи топлива все операции по об-
служиванию и подготовке к запуску, сам запуск, выход и работа на режи-
45
ме, его изменения, останов и другие операции осуществляются автомати-
чески, т.е. без участия человека. Автоматическая работа двигателя обес-
печивается системой автоматики, которая является необходимой частью
любого ЖРД как с вытеснительной, так и с насосной подачей топлива.
В автоматике ЖРД различают три основные выполняемые функции:
управление, регулирование и обслуживание двигателя. В первом случае,
система автоматического управления (САУ) обеспечивает выполнение
любой операции, например, запуск двигателя. Здесь путем строго после-
довательного включения различных агрегатов, элементов и систем дви-
гатель ’’выводится” на заданный режим работы. Во втором случае систе-
ма автоматического регулирования (САР) обеспечивает поддержание на
заданном уровне и изменение по заданной программе или специальными
командами какого-либо параметра, например значения тяги. Наконец,
в третьем случае система автоматики должна обеспечивать обслужива-
ние двигателя, например перед запуском осуществлять контроль заправ-
ки различных емкостей жидкими и газообразными компонентами, давления
в них, положения и состояния различных агрегатов, элементов и систем
двигателя и их готовности к запуску и т.п.
Из всех этих функций автоматики непосредственными ее задачами
являются:
1) регулирование и изменение значений тяги и соотношения компо-
нентов;
2) управление операциями запуска и останова;
3) управление и регулирование работой систем наддува баков;
4) управление работой системы управления вектором тяги;
5) обеспечение контроля и управления работой всего двигателя в
целом.
Для решения этих и других задач в составе двигателя имеются техни-
ческие средства, которые включают совокупность различных агрегатов,
механизмов, конструктивных элементов и специальных систем. Эту сово-
купность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслу-
живание двигателя обычно и называют автоматикой ЖРД.
Среди устройств автоматики наиболее многочисленными являются кла-
паны, дроссели и регуляторы; пневмо- и гидравлические системы, электри-
ческая сеть. Сюда же входят различные датчики и измерители давления,
расхода, температуры и тл. Наконец, в системе автоматики могут быть спе-
циальные счетно-решающие устройства, микропроцессоры и ЭВМ. Заме-
тим, устройств автоматики в современных двигателях может быть нес-
колько десятков, и они составляют 20 ... 25 % массы двигателя, а иног-
да и больше.
Наиболее многочисленными устройствами автоматики являются агре-
гаты управления — клапаны. Они устанавливаются на отдельных участ-
ках различных трубопроводов, по которым движется поток рабочих тел —
жидких или газообразных. Их назначение — обеспечить либо полное гер-
метичное разделение двух участков трубопроводов, либо частичное. В со-
ответствии с этим клапаны имеют два или три положения: в первом слу-
46
чае — двухпозиционный клапан с положениями ’’Закрыто” или ’’Откры-
то”, во втором случае — трехпозиционный клапан с промежуточным по-
ложением ’’Частично открыто”.
По типу привода клапаны могут быть пневматические, гидравличес-
кие, электромеханические и электромагнитные. Для одноразового сраба-
тывания широко используются пироклапаны (с пироприводом). Клапа-
ны подразделяются на отсечные (запорные), дренажные, предохранитель-
ные, заправочные, сливные и обратные. Отсечные клапаны служат для от-
сечки потока рабочего тела, движущегося по трубопроводу. Дренажные
клапаны используются для выпуска наружу паров компонента или газов
из отдельных участков трубопроводов, полостей или емкостей. Предох-
ранительные клапаны автоматически открываются при превышении давле-
ния на участке трубопровода или в емкости выше установленного для
выпуска из них наружу паров или газов. Сливные клапаны служат для
слива компонентов из участков трубопроводов и емкостей.
Через заправочные клапаны происходит заправка емкостей жидкими
и газообразными компонентами. Обратные клапаны пропускают поток жид-
кости или газа только в одном направлении.
В схемах многих двигателей однократного использования часто исполь-
зуются так называемые мембранные клапаны. Их особенность состоит
в том, что в исходном положении участки трубопроводов разделены мем-
браной. В нужный момент, например при запуске, мембрана разрывает-
ся либо специальным устройством, либо под действием определенного
давления на участке трубопровода..
Менее многочисленны, чем клапаны, агрегаты регулирования — дрос-
сели и регуляторы. Назначение первых — плавное изменение местного гид-
равлического сопротивления на отдельных участках трубопроводов. Наз-
начение вторых — поддержание или изменение по определенному закону
или программе расходов компонентов или их давления на соответству-
ющих участках трубопроводов.
Для управления клапанами и регуляторами, а также выполнения
операций при запуске и останове двигателя в состав автоматики могут вхо-
дить баллоны со сжатым газом для пневмосистем, продувки и раскрутки
турбины; емкости для хранения жидких и газообразных компонентов,
импользуемых для зажигания при запуске, и другие вспомогательные ус-
тройства, необходимые для функционирования схемы двигателя. Напри-
мер, важными элементами являются трубопроводы пневмо- и гидросис-
тем автоматики, фильтры, арматура. Наконец, к автоматике можно отнес-
ти датчики телеметрии, необходимые для последующего анализа и оценки
работы двигателя. Примеры конструктивного выполнения различных
агрегатов и элементов автоматики ЖРД приведены ниже.
В большинстве случаев одноразового применения двигателей с дос-
таточно простой программой их работы приведение в действие системы
управления двигателя сводится к подаче команд на запуск, переход на
другие режимы работы или на останов. Все операции и соответствующая
47
последовательность с заданными временными интервалами срабатыва-
ния, включения и выключения различных агрегатов и систем, необходи-
мые для запуска, перехода на другие режимы работы и останова, обеспечи-
ваются автоматикой управления самого двигателя.
Подача команд производится бортовой либо наземной системой уп-
равления ЛА, которая в зависимости от программы, траекторных и дру-
гих данных вырабатывает соответствующие команды и посылает их непос-
редственно устройствам автоматики управления двигателем. В этих слу-
чаях схема двигателя имеет жесткую или ’’встроенную” программу управ-
ления, осуществляемую автоматикой двигателя.
С развитием ракетной техники и появлением двигателей многократ-
ного использования, во-первых, значительно усложнились схемы и конст-
рукции двигателей и, во-вторых, значительно возросло значение выполня-
емых ЛА задач.
В этих условиях возникает необходимость непрерывного управления
двигателем по сложным и гибким программам. Такое управление мо-
жет осуществлять специальная система управления двигателем, имею-
щая в своем составе ЭВМ. Она включает установку в различных точках
трубопроводов и агрегатов многочисленных датчиков, измеряющих раз-
личные параметры: давление, расход, температуру, частоту вращения,
а также частоты и уровни амплитуд вибраций, значения зазоров враща-
ющихся элементов ТНА, деформаций напряженных элементов конструк-
ций и тл. Показания датчиков непрерывно считываются системой управ-
ления. Эти данные анализируются и сравниваются с их заданными предель-
ными значений ЭВМ. В результате вырабатываются определенные решения,
которые в форме команд также непрерывно передаются на исполнение
соответствующим устройствам автоматики.
Примером такой управляющей системы может служить система управ-
ления двигателем SSME, схема которой приведена на рис. 3.1. Основой
системы управления двигателем здесь служит специальная ЭВМ, называ-
емая контроллером. Контроллер выполняет большой круг задач: 1) обес-
печивает связь двигателя с управляющей ЭВМ ЛА; 2) производит по прог-
рамме предстартовую проверку состояния двигателя, его систем и агре-
гатов и их готовность к запуску; 3) осуществляет контроль положения
и состояния клапанов и блока зажигания; 4) выполняет всю последователь-
ность операций по запуску двигателя — захолаживание трубопроводов,
заполнение полостей насосов компонентами, предварительную продув-
ку полостей за главными клапанами, включение зажигания и тд.; 5) уп-
равляет и регулирует тягу и соотношение компонентов в двигателе и
ЖГГ на всех режимах его работы; 6) выявляет предельные или опасные
режимы работы отдельных устройств и агрегатов двигателя и обеспечива-
ет необходимое регулирование его параметров; 7) выявляет нештатные
ситуации в системах и агрегатах двигателя и предпринимает меры, обеспе-
чивающие штатное продолжение работы; 8) после завершения полета пе-
48
Информация
а параметрах
двигателя
Команды на изменение
положения исполнительных
механизмов
Рис. 3.1. Схема системы управления двигаталем SSME многоразового транспортно-
космического корабля ’’Спенс шаттл”
редает в бортовую ЭВМ управления ЛА всю информацию о рабочих харак-
теристиках и состоянии двигателя, его агрегатов и систем для последу-
ющего обследования и профилактики.
3.2. РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЯГИ
И СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Общая схема регуляторов. Это наиболее сложные в конструктивном
отношении агрегаты, которые состоят из ряда элементов. Общая схема
построения регулятора И состав его элементов-звеньев приведены на рис.
3.2, а; на рис. 3.2, б и в показана упрощенная конструктивная схема ре-
гулятора давления —. одна из многих вариантов. Как видно из рисунка,
регулятор состоит из нескольких последовательных элементов — звеньев.
Объектом регулирования (OP) 1 является гидравлический контур, через
который протекает расход тпри давлении на выходе р. Из-за влияния раз-
личных факторов расход и давление постоянно отклоняются от заданных
значений. Задача данного регулятора — поддерживать заданное давление
р — регулируемый параметр. Заметим, если за регулируемым объектом
потребитель расхода имеет постоянное гидравлическое сопротивление,
то поддержание р = const равносильно поддержанию т— const. Вторым эле-
ментом является чувствительно-сравнительное устройство (ЧСУ). Наз-
начение ЧСУ - измерять текущее значение регулируемого параметра р,
которое поступает сюда по линии обратноей связи 5, сравнивать его значе-
ние с заданным рзад и вырабатывать сигнал, пропорциональный значению
49
Рис. 3.2. Общая схема и состав регулятора:
а — объект регулирования; б - наглядная схема регулятора давления; в - одна из
схем ЧСУ с механическим задание^ ^зад; 1 - объект регулирования; 2 - ЧСУ; 3 -
преобразовательно-усилительное устройство с сервоприводом; 4 - исполнительный
механизм; 5 — линия обратной связи; СУ - система управления
рассогласования = рзад — р. В данном случае этим сигналом служит
перемещение штока золотника (см. элемент 3).
Значение р зад может задаваться: а) постоянной настройкой регуля-
тора, которая не изменяется в полете; б) системой управления двигателем,
которая в полете может перенастраивать значение рзад в соответствии с
траекторными и другими данными.
Следующим элементом является преобразовательно-усилительное уст-
ройство с сервоприводом 3. Назначение этого устройства — в соответствии
с поступившим из ЧСУ сигналом, который вызывает перемещение штока
золотника, выработать достаточное усилие и нужное направление для
изменения положения исполнительного механизма 4, которым здесь слу-
жит заслонка. Исполнительный механизм, который в соответствии с пере-
мещением штока (в данном случае сервопривода) изменяет свое поло-
жение, воздействует на текущее значение регулируемого параметра — давле-
ния за дроссельной заслонкой. Линия обратной связи 5, передает текущее
значение, например, давления р в ЧСУ.
Все регуляторы тяги и соотношения компонентов ЖРД несмотря на
разнообразие их конструктивных схем, могут быть двух типов: они под-
50
держивают на выходе регулятора постоянным либо давление компонента,
либо его расход. Причем поскольку расход через данный гидравлический
контур зависит от гидравлического сопротивления, то все регуляторы ра-
ботают по принципу его изменения. Поэтому все они оснащены дросселя-
ми, у которых затворные устройства (а их конструкций большое множест-
во) переставляются сервоприводом в то положение, при котором обес-
печивается поддержание регулируемого параметра на заданном уровне.
Основные схемы регуляторов ЖРД. На рис. 3.2, б была подробно
рассмотрена схема регулятора давления, который иногда называют
жидкостным редуктором. Точность работы такого регулятора примерно
2 ... 5 %.
На рис. 3.3, а показана распространенная схема регулятора расхода.
Измерительным элементом здесь является сужающаяся часть трубопрово-
да 1. Чувствительно-сравнительное устройство 2 замеряет текущее значе-
ние разности давлений Др = Pi — р2, которой, как известно, пропорцио-
нален квадрат расхода, и сравнивает с ее заданной величиной Дрзад. В
соответствии с рассогласованием S Др = (Дрзад — Др) звено 3 вырабаты-
вает ’’указание” на изменение положения дросселя 4. Точность работы
такого регулятора 2 ... 4 %.
На рис. 3.3, б показана более совершенная и сложная схема регуля-
тора расхода. В данной схеме измерительным элементом является вертуш-
ка или турбинка 1, помещенная в поток. Расход пропорционален ее час-
тоте вращения. Чувствительно-сравнительное устройство 2 сравнивает
сигнал, пропорциональный частоте вращения турбинки п, с заданной ее
частотой вращения изад и вырабатывает сигнал, пропорциональный рас-
согласованию Ди = (изад - и). В соответствии с его значением звено 3
дает указание на изменение положения дросселя 4. Точность работы тако-
го регулятора может достигать 1 ... 2 %.
Регулирование тяги двигателя практически может осуществляться
несколькими путями.
1. Регулирование расхода компонентов, поступающих в ЖГГ. Такая
а
Рис. 3.3. Схемы регуляторов расхода:
а - измерительный элемент - трубка Вентури; б - измерительный элемент - турбин-
ка или вертушка; 1 - измерительный элемент; 2 - чувствительно-сравнительное
устройство; 3 - преобразовательно-усилительное устройство с сервоприводом; 4 -
исполнительный механизм
51
Рис. 3.4. Схема регулирования тяги
путем регулирования расходов ком-
понентов в ЖГГ на освове регулято-
ров давлевия (регулятор тяги Рр
и регулятор соотношения компо-
нентов Pjfmrr) и изменения со-
отношевия компонентов камеры по
указанию системы опорожнения
баков (СОБ) с помощью регулято-
рар^т:
Ок - окислитель; Г - горючее;
НО - насос окислителя; НГ - насос
горючего; Т - турбина; СУ - систе-
ма управления
схема приведена на рис. 3.4. Она относится к двигателю без дожигания
генераторного газа, получаемого в двухкомпонентном ЖГГ. Регулятор
тяги Рр здесь является обычным регулятором давления. Он устанавливает-
ся на трубопроводе питания окислителем восстановительного ЖГГ, рас-
ход которого в этом случае наименьший. Одновременно с регулятором
тяги на трубопроводе питания горючим ЖГГ устанавливается еще один
регулятор давления - корректор соотношения компонентов Р/сгаг г.
Регулятор тяги, поддерживая заданное давление подачи окислителя
на входе в ЖГГ и изменяя его по командам системы управления, регу-
лирует расход окислителя в ЖГГ. Регулятор или корректор соотношения
компонентов, поддерживая заданное давление подачи горючего на входе
в ЖГГ или изменяя его в зависимости от давления окислителя, регулирует
расход горючего и тем самым поддерживает соотношение компонентов
в ЖГГ на заданном уровне.
Эта схема регулирования тяги достаточно надежная. Она допускает
регулирование тяги в большом диапазоне и хорошо оправдала себя на
практике.
2. Регулирование соотношения компонентов в ЖГГ. Эта схема при-
ведена на рис. 3.5. Она используется в двигателях с дожиганием генера-
торного газа, если требуется регулирование тяги в небольших преде-
лах по верхнему значению, например 5 ... 8 % номинального ее значения.
Рис. 3.5. Схема регулирования тяги путем регулировании соотношения компонентов
в ЖГГ на основе регулятора давления - регулятор тяги Рр. Схема изменения соот-
ношения компонентов камеры по указанию счетно-решающего устройства (СРУ)
расхода компонентов — регулятор соотношения компонентов
52
Здесь регулятор тяги Рр также является регулятором давления пода-
чи, в данном случае горючего в окислительный ЖГГ. В этой схеме регу-
лятор тяги устанавливается на линии питания ЖГГ дополнительным (или
присадочным) компонентом. Регулятор поддерживает давление подачи
горючего в ЖГГ в соответствии с давлением подачи окислителя. В этом
случае он выполняет функцию регулятора соотношения компонентов в
ЖГГР^г.г-
Вместе с тем регулятор по сигналу системы управления может изме-
нять свою настройку и тем самым изменять заданное соотношение ком-
понентов Ктг г зад. Изменение Ктг г зад приводит к изменению термо-
динамических параметров генераторного газа, главным образом, произ-
ведения (RT)T г, в соответствии с которым будет изменяться распола-
гаемая мощность турбины и далее последовательно будут изменяться дав-
ление подачи компонентов в камеру двигателя, давление в камере сго-
рания и тяга.
Естественно, при таком регуляторе изменение KmrY возможно в ог-
раниченном диапазоне. Максимальное значение (^тг.г)тах ограничи-
вается возрастанием температуры генераторного газа, что становится
опасным для турбины, особенно в случае окислительного ЖГГ; мини-
мальное значение (^mr r)min также ограничивается главным образом
ухудшением смешения, появлением даже в окислительном ЖГГ твердой
фазы — углерода — и, наконец, прекращением горения. Поэтому эта схе-
ма регулирования тяги из-за температурных ограничений генераторного
газа имеет очень ограниченные пределы ее изменения по сравнению с номи-
нальным значением тяги.
3. Регулирование давления подачи компонентов на входе в камеру
двигателя. Эта схема приведена на рис. 3.6. Здесь устанавливаются два
регулятора давления соответственно на линиях окислителя и горючего
Ррок и РРг. Регулятор РРг поддерживает заданное давление подачи горю-
чего в камеру сгорания или его изменяет в соответствии с ’’указаниями”
Рис. 3.6. Схема регулирования тягя и соотношения компонентов путем регулирования
давления подачя компонентов на входе в камеру на основе регуляторов давления
Р„ я Р„
Рок Рг
Рис. 3.7. Схема регулирования тяги н соотношения компонентов путем регулирования
расходов компонентов на входе в камеру на основе регуляторов расхода Р^. ,
'ок
Р •
m г
53
системы управления. Регулятор Р рок поддерживает и изменяет давле-
ние подачи окислителя в камеру сгорания в соответствии с давлением по-
дачи горючего.
Оба эти регулятора давления практически являются регуляторами рас-
ходов компонентов. Поддерживая или изменяя давление подачи компо-
нентов на входе в камеру, они этим самым поддерживают или изменяют
их секундные расходы, сохраняя в то же время неизменным соотношение
между ними. Таким образом, оба эти регулятора вместе выполняют одно-
временно роль и регулятора тяги и соотношения компонентов.
4. Регулирование расходов компонентов, поступающих в камеру дви-
гателя. Эта схема представлена на рис. 3.7. Здесь, как и в предыдущем
случае, на трубопроводах окислителя и горючего перед входом в каме-
ру установлены регуляторы расходов - Рыок Ртт- Эти регуляторы, под-
держивая постоянство расходов окислителя и горючего, обеспечивают
одновременно поддержание тяги и соотношения компонентов на заданных
уровнях, соответствующих режиму.
При необходимости изменения в полете тяги, а также и уровня соот-
ношения компонентов оба регулятора могут получать соответствующие
сигналы на перенастройку от системы управления. Таким образом, в этой
схеме регуляторы расходов вместе выполняют роль и регуляторов тяги и
регуляторов соотношения компонентов одновременно.
Регулирование соотношения компонентов, поступающих в двигатель,
как известно, необходимо по двум причинам: а) для поддержания соот-
ношения компонентов в камере Кт в тех пределах, в которых она надеж-
но работает с высокими энергетическими показателями, надежным ох-
лаждением и устойчивостью рабочего процесса; б) для обеспечения в
конце работы двигателя одновременной выработки окислителя и горю-
чего из баков или доведения невыработанных остатков компонентов в
баках до минимума.
С целью обеспечения одновременной выработки компонентов из ба-
ков в схему двигателя вводится еще один специальный регулятор — ре-
гулятор соотношения компонентов ?Кт системы опорожнения баков,
устанавливаемый на одной из линий питания камеры компонентом. На
рис. 3.4 и 3.5 показаны две такие схемы. В обеих схемах регулятор со-
отношения компонентов Ркт установлен на линии горючего, которую
он будет дросселировать в зависимости от сигналов устройств, следящих
за выработкой компонентов из баков.
В схеме, приведенной на рис. 3.5, таким устройством является спе-
циальный расходомер компонентов, который установлен на входе в на-
сосы. Датчиками расходов компонентов служат вертушки-турбинки, сиг-
налы с которых поступают в счетно-решающее устройство. Последнее,
анализируя данные по расходам, подает сигнал на регулятор Р кт умень-
шить или увеличить гидравлическое сопротивление и тем самым увели-
чить или уменьшить расход горючего.
В схеме, показанной на рис. 3.4, в баках с компонентами установ-
54
лены специальные датчики уровня компонентов. Показания датчиков
также поступают в счетно-решающее устройство системы опорожнения
баков, которое после анализа данных формирует сигнал на изменение
положения дросселирующего органа регулятора Р %т
Заметим, при введении в схему двигателя специального регулятора
соотношения компонентов системы опорожнения баков рабочее соот-
ношение компонентов в камере двигателя будет по времени изменять-
ся в определенных пределах. Это обстоятельство необходимо учитывать
при проектировании и отработке камеры двигателя.
3.3. НАДДУВ БАКОВ
Центробежные насосы ТНА для нормальной работы без кавитации тре-
буют создания определенного давления на входе в насос:
рСг
Рвх> PH + — + ЛРз-
Это давление определяется давлением насыщенных паров жидкости
pjf, зависящим от вида жидкости и ее температуры, и скоростным напо-
ром потока рС2/2 на входе в крыльчатку насоса. Этот напор зависит от
параметров и особенностей конструкции насоса - чем больше частота
вращения, т.е. давление подачи, и меньше габаритные размеры насоса,
тем выше будет скоростной напор на входе в колесо. Наоборот, тихоход-
ный и крупногабаритный насос будет иметь меньший скоростной напор
на входе. Составляющая &р3 - конструктивный запас.
Таким образом, если учесть гидравлическое сопротивление входной
магистрали ^Вх, то для бескавитационной работы насосов ТНА давле-
ние на выходе из баков должно быть в соотношении
Рб Рвх + ЛРвх-
Эю давление создается специальной вытеснительной подачей, назы-
ваемой системой наддува баков. Следовательно, при насосной подаче
топлива ДУ имеет и вытеснительную подачу. Основное отличие систе-
мы наддува от вытеснительной подачи топлива — небольшое давление
в баках, которое редко превышает значение
р б < (0,2...0,5) МПа.
При проектировании системы наддува баков большое вниманйе уде-
ляется снижению ее массы. Поэтому важное значение придается всем
техническим путям усовершенствования системы наддува, направлен-
ным на снижение ее массы.
Схемы наддува баков можно классифицировать по способу полу-
чения вытесняющего газа — рабочего тела системы наддува.
1. Газовый аккумулятор давления. Вытесняющий газ получается
55
редуцированием сжатого газа высокого давления, находящегося в балло-
не — аккумуляторе давления (рис. 3.8, а). Это наиболее простая, надежная
и распространенная схема наддува баков. Сжатым газом служит азот или
гелий. В отдельных случаях может быть и осушенный воздух.
На рис. 3.8, б показана усовершенствованная схема. Здесь баллон со
сжатым газом, например азотом или гелием, помещен в бак с криоген-
ным компонентом, например в бак жидкого кислорода. Редуцированный
холодный газ перед поступлением на наддув бака проходит через теплооб-
менник. Последний установлен в выхлопной системе турбины ТНА, где
газ подогревается до 500 ... 600 К.
Хранение сжатого газа при низкой температуре снижает необходимый
объем аккумулятора давления, а подогрев в теплообменнике умень-
шает расход, т.е. запас газа. Все это вместе взятое заметно уменьшает мас-
су системы наддува баков.
2. Жидкостная испарительная схема наддува. Вытесняющий газ полу-
чают из жидкого компонента путем его испарения в теплообменнике.
На рис. 3.9, а показана схема, в которой для наддува служит жидкий
азот. Последний хранится в специальном баке, откуда насосом, установ-
ленном на ТНА, подается в теплообменник', встроенный в выхлопной узел
турбины. Из теплообменника газообразный и подогретый азот через об-
ратные клапаны поступает на наддув баков с окислителем и горючим.
На рис. 3.9, б показана схема, в которой вытесняющий газ получается
из основного криогенного компонента — кислорода или водорода, кото-
Рис. 3.8. Схемы иаддуиа бакои с газовым аккумулятором давления:
а - простая вытеснительная схема; б - с хранением баллона со сжатым азотом (ге-
лием) при низкой температуре криогенного компонента и с последующим его подог-
ревом в теплообменнике
56
рые испаряются в теплообменнике, расположенном в газоотводе двигате-
ля с дожиганием генераторного газа.
На рис. 3.9, в показана схема, в которой вытесняющий газ — водород,
используемый для наддува водородного бака, получается газификацией во-
дорода в охлаждающем тракте камеры.
3. Газогенераторная схема наддува. Вытесняющий газ получается в
специальных ’’наддувных” ЖГГ из основных компонентов топлива двига-
теля. Наддув бака с окислителем требует получения окислительного ге-
нераторного газа, а наддув бака с горючим — восстановительного.
На рис. 3.10, а показана схема, в которой наддувный газогенератор
является обычным ЖГГ. Особенность наддувных ЖГГ — более низкие
температура газа и расход по сравнению с ЖГГ привода турбины дви-
гателя без дожигания. Это создает определенные трудности в организа-
ции рабочего процесса (рис. 3.10, б).
На рис. 3.10, в показана схема, в которой наддувный газ получает-
ся в газогенераторе-смесителе. В качестве одного компонента исполь-
Рис. 3.9. Испарительные схемы наддува баков:
а - получение вытесняющего газа из жидкого азота; б - получение вытесняющего
газа из криогенных основных компонентов; в — получение газообразного водорода
для наддува — бака с водородом:
НА - насос азота (остальные обозначения см. на рис. 3.4)
57
зуется генераторный газ, отбираемый из основного ЖГГ. Другим компо-
нентом служит жидкое горючее, если основной генераторный газ — вос-
становительный, При смешении жидкого компонента с основным газо-
образным дополнительный жидкий компонент частично сгорает, а частич-
но испаряется. В результате температура наддувного газа снижается до
требуемой.
4. Безгазогенераторная схема наддува. При самовоспламеняющихся
основных компонентах топлива вытесняющий газ наддува может полу-
чаться непосредственно в самих баках. Для этого на поверхности жид-
кости в баке одного компонента распиливается небольшое количество
другого компонента. В результате химических реакций непосредствен-
Низкотемпературный
окислительный гене-
раторный газ на
наввув faxa Ок
Оз
основного
восстоно
вительного
ЖГГ
Низкотемпературный
восстановительный
генераторный газ
ни ниввув вока Г
Рис. 3.10. Газогенераторные схемы наддува баков:
а — типичная ПГС двигательной установки с газогенераторной схемой наддува; б —
схема двухкомпонентного наддувного ЖГГ; в - схема газогенератора - смесителя
наддува
58
но в баке образуется необходимое количество газообразных продуктов,
создающих заданное давление наддува.
Несмотря на кажущуюся простоту схемы, здесь имеются свои труд-
ности. Во-первых, конструктивное решение системы распыла противопо-
ложного компонента должно обеспечивать постоянство ее расположения
относительно поверхности расходуемого компонента. Во-вторых, жидкий
компонент в баке, особенно к концу работы, загрязняется продуктами
химических реакций, которые могут отрицательно повлиять на работу
двигателя.
5. Схема наддува на основе твердотопливного газогенератора (ТГГ).
Вытесняющим газом служат продукты сгорания твердого топлива, на-
ходящегося в ТГГ. Естественно, продукты сгорания для наддува бака
окислителя должны иметь окислительную, а для наддува бака с горю-
чим — восстановительную природу. Кроме того, их температура должна
быть сравнительно низкой, приемлемой как для конструктивных эле-
ментов баков, так и для жидких компонентов. Такая схема наддува при-
ведена на рис. 3.11.
Несмотря на простоту конструкции и очень хорошие массовые ха-
рактеристики, эта схема наддува пока не получила большого распрост-
ранения. Основная трудность — разработка рецептур твердых топлив,
которые бы удовлетворяли всем требуемым характеристикам.
6. Схема наддува совместно с бустерным насосом. В последнее вре-
мя стремление еще больше снизить массу двигательной установки при-
Рис. 3.11. Наддув баков продуктами сгорания, получаемыми в твердотопливных газо-
генераторах (ТГГ):
1 - ТГГ с окислительным генераторным газом; 2 - ТГГ с восстановительным гене-
раторным газом; 3 - клапан, поддерживающий давление в баке не свыше
‘ V ГПа Л.
Рис. 3.12. Бустерный ТНА, установленный непосредственно на днище бака:
1 - заборное устройство; 2 - входной клапан; 3 - осевой насос; 4 - выход из БТНА
жидкого компонента; 5 - подвод жидкого компонента высокого давления к гидро-
турбине; 6 - гидротурбина
59
вело к большому распространению схемы наддува баков совместно с
бустерными насосами, приводимых в движение турбиной и называемых
бустерными турбонасосными агрегатами БТНА.
БТНА могут размещаться как непосредственно на днище бака (рис.
3. 12), так и непосредственно на входе в основной ТНА (рис. 3.13). Бус-
терные насосы создают повышенное давление на входе в основной ТНА —
до 1,5 ... 3,0 МПа. При таком давлении значительно улучшаются условия
бескавитационной работы основного насоса — можно существенно увели-
чивать скорость потока, уменьшая сечения подводящих трубопроводов и
повышая частоту вращения крыльчатки. Благодаря этому современный
ТНА становится быстроходной и малогабаритной машиной.
Вместе с этим сам бустерный насос, будучи тихоходной машиной
(давление подачи у него сравнительно небольшое), для бескавитационной
работы требует незначительного давления наддува, часто едва превышаю-
щее давление насыщенных паров жидкости, что также, как показывает
практика, позволяет заметно улучшить массовые показатели ДУ по срав-
нению с ДУ без БТНА.
Турбины БТНА могут иметь привод:
а) жидким компонентом, забираемым за основным насосом ТНА и
после срабатывания на гидротурбине привода, сбрасываемым на вход
в основной насос ТНА, например, БТНА окислителя двигателя SSME (см.
рис. 3.12).
», I *’ ‘“ml и
Рис. 3.13. Бустерный ТНА, установленный непосредственно перед входом в основной
ТНА:
1 - БТНА; 2 - основной ТНА; 3 - газовод отработанного генераторного газа в
смесительную головку камеры; 4 - отбор генераторного газа на привод БТНА; 5-
рулевое сопло ’’крена”
60
б) газообразным компонентом, например водородом, который пос-
ле срабатывания на турбине привода, направляется в систему газифициро-
ванного основного расхода водорода, например, БТНА горючего двигате-
ля SSME; *
в) генераторным газом, отбираемым от основного ЖГГ. После сра-
батывания на турбине привода газ может направляться в камеру на до-
жигание либо использоваться для наддува бака и привода рулевых со-
пел, например,управления креном (см. рис. 3.13).
3.4. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
Для управления ЛА в полете двигатель имеет систему управления век-
тором тяги (УВТ). Система УВТ должна создавать относительно центра
масс ЛА три момента: курса, тангажа и крена. Эти моменты можно соз-
давать разными путями, выбор которых определяется требуемыми зна-
чениями моментов, а также принципиальной и конструктивной схемой
двигателя.
Наиболее распространенные схемы УВТ следующие. Двигатель одно-
камерный. Система УВТ здесь может быть в трех вариантах (рис. 3.14).
1) основная камера — неподвижная; УВТ осуществляется четырьмя
щих моментов системой УВТ при од-
нокамерном двигателе:
а - основная камера - неподвижная,
УВТ осуществляется четырьмя пово-
ротными соплами или специальными
рулевыми камерами; б — основная
камера - неподвижная, УВТ осуще-
ствляется восемью неподвижными
соплами; в - основная камера уста-
новлена на карданном подвесе; г -
перераспределение расхода газа; 1 -
основная камера; 2 - рулевые сопла;
3 - карданный подвес камеры; 4 -
г
клапаны, перераспределяющие расход
газа
61
поворотными соплами, работающими на отработанном в ТНА генератор-
ном газе (рис. 3.14, а) . Эта схема легко обеспечивает получение всех трех
моментов. Однако вследствие небольшой тяги реактивных сопел эта схе-
ма пригодна для управления только верхних ступеней PH, работающих прак-
тически в безвоздушном пространстве, и космических кораблей.
Если при такой схеме двигателя требуются большие моменты, напри-
мер, для управления полетом первой ступени PH, то вместо поворотных
сопел надо установить поворотные рулевые камеры. Последние работают
на тех же компонентах, что и основная камера и могут питаться от основ-
ного ТНА. Поворачиваясь в специальных узлах крепления на угол до 45°,
они могут создавать значительные управляющие моменты;
2) основная камера - также неподвижная, но УВТ осуществляется
восемью неподвижными соплами, работающими также на отработанном
генераторном газе (см. рис. 3.14, б, г). Управляющие моменты создаются
путем перераспределение расхода генераторного газа между различными
соплами. Эта схема также пригодна только для верхних ступеней PH и
космических кораблей;
3) основная камера устанавливается на карданном подвесе (рис. 3.14,
в). Такая камера, поворачиваясь в двух плоскостях, обеспечивает два
наиболее значительных момента — курса и тангажа. Для управления кре-
ном, момент которого может быть значительно меньшим, чем два дру-
гих, вполне достаточно двух-четырех сопел, работающих на генератор-
ном газе. Вследствие того, что два главных момента здесь обеспечивают-
ся тягой основной камеры, эта схема вполне пригодна и для первой сту-
пени PH.
Двигатель многокамерный. В зависимости от числа камер схемы
получения управляющих моментов могут быть разными (рис. 3.15). Од-
нако в любом случае эти схемы позволяют создавать все три управляю-
щих момента, причем, значительной величины и наиболее просто. Это
обстоятельство является важным аргументом в пользу многокамерных
схем двигателей.
Вариантами схем УВТ являются:
1) четыре основные камеры, закрепленные в подвеске, позволяю-
щей их . качание на угол до 8 ... 10° в одной плоскости. Это ’’классичес-
кая” схема двигателя, спроектированная с учетом системы УВТ (рис. 3.15,
О;
2) пятикамерная блочная. Четыре боковых двигателя, как и в пре-
дыдущем случае, поворотные, а центральный — неподвижный. Это схе-
ма двигательной установки первой ступени PH ”Сатурн-5” (рис. 3.15, б):
3) восьмикамерная блочная. Четыре боковых двигателя — поворот-
ные, а четыре внутренних — неподвижные. Это схема двигательной уста-
новки первой ступени PH ’’Сатурн” 1В” (рис. 3.15, в).
Многокамерная двигательная установка со специальными рулевыми
камерами. На рис. 3.15, г показана схема УВТ двигательной установки
первой ступени PH ’’Восток” и его модификаций. Ракетоноситель состо-
62
Рис. 3.15. Схемы создания управляю-
щих моментов системой УВТ при
многокамерных двигателях:
а — четыре основные камеры установ-
лены на опорах, позволяющих им
качаться в одной плоскости; б —
пять камер, из которых централь-
ная неподвижная, четыре боковых
качаются в одной плоскости каждая;
в — восемь камер, из них четыре
центральные неподвижные, четыре
боковые качаются; г - схема УВТ
PH ”Восток”; 1 — основная камера;
2 — рулевые двигатели
ит из четырех боковых и центрального блоков. Каждый блок снабжен
четырехкамериыми двигателями. Управляющие моменты создаются по-
воротными рулевыми камерами, которые питаются от основных ТНА:
на боковых блоках установлено по две рулевые камеры с внешней сторо-
ны, а на центральном блоке, который после отделения боковых блоков
становится второй ступенью, установлено четыре рулевые камеры по
одной с каждой стороны.
Вопросы для самопроверки
1. Какие функции выполняет автоматика двигателя?
2. Назовите составные части двигателя, которые относятся к автоматике.
3. Как можно регулировать тягу двигателя?
4. Как можно регулировать соотношение компонентов двигателя?
5. Чем вызвана необходимость наддува баков?
6. Какие имеются схемы наддува баков?
7. Перечислите достоинства и недостатки систем подачи с бустерными насосами.
8. Какие имеются системы управления вектором тяги?
63
Глава 4
ЗАПУСК И ОСТАНОВ ЖРД
4.1. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЗАПУСКУ И ОСТАНОВУ.
ЭТАПЫ ЗАПУСКА И ОСТАНОВА
Запуск и останов ЖРД — ответственные и сложные режимы работы.
Это связано с тем, что в этот период большинство систем двигателя рабо-
тает на нестационарных режимах: включаются и выключаются многочис-
ленные клапаны, возникают гидравлические удары и вибрации; при запус-
ке происходит раскрутка ТНА и нарастание давления подачи; начинается
поступление компонентов в камеру и ЖГГ и их горение. При останове
прекращается поступление компонентов в камеру и ЖГГ, опорожняются
полости за отсечными клапанами.
Начало горения при запуске и догорание при останове часто происхо-
дят при неуправляемом изменении соотношения компонентов как по
сечению смесительной головки, так и в среднем по камере. Это может при-
водить к возникновению колебаний давления, хлопкам и сильным вибра-
циям конструкции. При запуске (а также и при останове) может быть
так называемый заброс давления в камере выше его номинального значе-
ния, т.е. возникает перегрузка. При останове (а также при запуске) могут
возникнуть моменты, при которых возможны опасные раскрутки ТНА,
повышение местных давлений и температур выше их номинальных значе-
ний.
Все эти явления при неблагоприятных их сочетаниях приводят к раз-
рушению двигателя. Как показывает опыт, многие неполадки и аварии
возникают на режиме запуска, меньше — на режиме останова. Поэтому
отладка запуска и останова двигателя — большая и сложная часть работы
при создании нового двигателя.
Запуск. Запуск характеризуется несколькими параметрами. Одним
из них является время запуска — время с момента подачи команды на
запуск и до выхода на расчетный режим; обычно оно составляет 0,8...0,9
номинального давления на этом режиме. У современных ’’полноразмерных”
ЖРД оно равно 0,8...5 с.
Другими важными параметрами запуска являются темп набора дав-
ления (dpx/dtycp и перегрузка п = (рктах/РкА)- Оба эти параметра
определяют ’’жесткость” запуска, т.е. характер нарастания инерционных
перегрузок, определяющих прочность как элементов конструкции двига-
теля, так и ЛА в целом. При нормальном или ’’мягком” запуске обычно
№>К/А)ср ~ 15...20 МПа/с и п =» 1,0. Если (dpK /df)ср = 25...30 МПа/с
и п =» 1,15...1,20, имеет место ’’жесткий” запуск, который не всегда допус-
тим.
Наконец, важной характеристикой запуска является количество рас-
ходуемого топлива zW3 из баков ЛА за период запуска. У современных
двигателей это значение должно быть в пределах ДЛГ3 < (0,3...0,4) т .
64
Эти параметры строго оговариваются в технических условиях на про-
ектирование двигателя.
В общем случае запуск ЖРД можно представить в виде трех последо-
вательных этапов.
1. Подготовка к запуску, состоящая из следующих операций:
а) включение предварительного наддува баков;
б) заполнение жидкими компонентами трубопроводов до насосов
и полостей самих насосов. При криогенных компонентах этой операции
предшествует захолаживание этих трубопроводов и полостей;
в) включение продувки трубопроводов за главными клапанами на ли-
ниях окислителя и горючего, полостей камеры и ЖГГ инертным газом —
азотом или гелием.
2. Включение системы подачи компонентов — ТНА, состоящее из сле-
дующих операций:
а) раскрутка ТНА;
б) включение в работу ЖГГ;
в) открытие главных клапанов на линиях подачи окислителя и горю-
чего в камеру. Открытие главных клапанов и клапанов подачи компонен-
тов в ЖГГ может происходить не одновременно. Этим обеспечивается
строго установленная для каждого двигателя последовательность поступ-
ления окислителя и горючего в камеру сгорания и ЖГГ или так называ-
емое опережение компонентов.
3. Включение камеры двигателя — собственно запуск, состоящий из
следующих операций:
а) заполнение компонентами трубопроводов и полостей камеры за от-
сечными клапанами и поступление через форсунки смесительной головки
в камеру сгорания с определенным опережением одного по отношению к
другому;
б) включение зажигания, в результате чего происходит воспламенение
компонентов и распространение пламени по камере; при этом начинает
повышаться давление в камере сгорания и последовательно устанавливают-
ся промежуточный и основной режимы работы камеры.
Здесь рассмотрена последовательность и содержание этапов при наи-
более общей схеме запуска двигателя, работающего на несамовоспламеня-
ющихся компонентах. В других случаях содержание этапов запуска может
отличаться от указанного выше, Некоторые операции могут происходить
параллельно и в другой последовательности. Основные различия содержа-
ния этапов запуска могут быть следующими.
Предварительный наддув баков, т.е. создание в них необходимого
давления, может осуществляться заранее, при подготовке ЛА к старту.
Естественно, в этом случае эта операция из этапов запуска исключается.
При запуске в пустоте в зависимости от конструкции заборных уст-
ройств компонентов в баках вместе с наддувом могут включаться спе-
циальные двигатели, например, твердого топлива для создания продоль-
ного ускорения.
3- 1758
65
При некриогенных, т.е. высококипящих компонентах, исколючает-
ся операция захолаживания трубопроводов и полостей насосов.
При самовоспламеняющихся компонентах нет специального уст-
ройства зажигания и, естественно, нет операции по его включению. Иног-
да исключают и предварительную продувку полостей за главными клапа-
нами.
При запуске двигателей со сравнительно небольшой тягой (Р < 50...
60 кН) операции заполнения полостей ТНА и его раскрутка могут сов-
мещаться, т.е. происходить одновременно. Это схема так называемого
пушечного запуска.
При запуске двигателей с большой тягой (Р > 1000 кН) и особенно
так называемых мощных двигателей (Р > 2000...2500 кН) крупных PH
вывод камеры на режим полной номинальной тяги осуществляется через
несколько промежуточных ступеней или непрерывно, но плавно с рас-
тяжкой по времени до 4...5 с.
Если на режиме наддув баков осуществляется от специальных наддув-
ных ЖГГ, то на втором этапе вводится операция включения в работу этих
ЖГГ.
Отличаются в большей или меньшей степени запуски двигателя с дожи-
ганием и без дожигания генераторного газа. Порядок запуска каждого дви-
гателя имеет свои особенности и схема его запуска индивидуальна (спро-
ектированная и экспериментально отработанная только для данного дви-
гателя). Тем не менее все три указанных этапа запуска всегда присутст-
вуют.
Останов. Останов двигателя характеризуется несколькими парамет-
рами. Одним из них является время останова. Это время с момента пода-
чи команды на останов и до полного прекращения горения и опорожнения
объема камеры от газообразных продуктов. Другим важным параметром
является импульс последействия, т.е. импульс тяги, создаваемый на режи-
ме останова и его так называемый разброс. Последним называется откло-
нение импульса последействия от его среднего — номинального значения,
вызываемого различием условий работы двигателя.
Эти величины, т.е. время останова, импульс последействия и его раз-
брос, также строго регламентируются техническим заданием на проекти-
рование двигателя.
Останов двигателя в общем случае происходит в два этапа.
1. Начальный, или подготовительный период останова. На этом эта-
пе выполняются следующие операции:
а) перевод двигателя на пониженный режим — режим останова;
б) выключение системы подачи — останов ТНА. Для этого закрыва-
ют отсечные клапаны подачи компонентов в ЖГГ;
в) выключение наддува баков;
г) прекращение подачи компонентов в камеру двигателя. Для этого
закрываются главные отсечные клапаны подачи компонентов в камеру.
Как правило, закрытие клапанов, также как и при запуске, происходит
66
не одновременно — обеспечивается установленная последовательность
прекращения поступления окислителя и горючего;
д) закрытие входных перед ТНА клапанов, включение продувки по-
лостей ТНА и их освобождение от компонентов.
2. Завершающий период останова. На этом этапе осуществляются :
включение продувки инертным газом полостей за отсечными клапанами.
В некоторых случаях одновременно с продувкой открываются дренажные
клапаны слива компонентов из этих полостей.
В результате происходит догорание компонентов в камере сгорания,
поступающих сюда под давлением продувки из полостей камеры и тру-
бопроводов. Затем происходит полное опорожнение объема камеры от про-
дуктов сгорания и исчезнование тяги. Двигатель полностью остановлен.
Реальные же схемы останова, т.е. последовательность и содержание
операций в этапах, как и при запуске, могут в той или иной степени отли-
чаться от приведенной выше. Эти отличия определяются особенностя-
ми схемы двигателя, компонентами топлива, условиями эксплуатации,
специальными требованиями.
При двигателе со сравнительно малой тягой (Р< 50 кН) может отсутст-
вовать операция по предварительному переводу режима работы двигателя
на пониженную тягу. В этом случае останов происходит на полной тяге.
Если после останова двигателя ступень ракеты сразу отделяется или
если предусмотрен повторный запуск в полете через непродолжитель-
ное время, то могут отсутствовать операции продувки и дренажа полос-
тей ТНА.
В некоторых случаях, особенно если значение импульса последейст-
вия и его разброс не имеют большого значения, могут отсутствовать опе-
рации продувки после закрытия главных отсечных клапанов полостей
за ними. Может отсутствовать и специальный дренаж этих полостей.
Могут быть и другие отличия. В целом останов двигателя, как и его
запуск, в каждом случае проектируется и отрабатывается для каждого дви-
гателя строго индивидуально.
Запуск и останов двигателя происходят в автоматическом режиме.
В соответствии с заданной последовательностью команд включаются и
выключаются различные клапаны, устройства и системы. Эта последо-
вательность команд, развернутая во времени, называется циклограммой
запуска или останова. Она изображается в виде графика либо таблицы.
На рис. 4.1 представлен упрощенный график циклограммы запуска дви-
гателя.
При запуске включаются: ЭПК-1 — открытие клапана на продувку
камеры и ЖГГ азотом; ЭПК-2 — прорыв мембран Ml, М2 — входные
клапаны и начало заполнения полостей насосов компонентами; ЭПК-3 —
открытие клапана воздуха высокого давления на пневматическую рас-
крутку ТНА; ПП-1, ПП-2 — открытие пироклапанов подачи окислителя и
горючего в ЖГГ, при этом обеспечивается некоторое опережение поступ-
ления окислителя; М3, М4 — прорыв мембран подачи компонентов вы-
67
сокого давления в эжекторы, стоящие на входе в насосы; ПП-5 — за-
крытие пироклапана подачи воздуха на раскрутку ТНА. Одновременно
с этим включаются в работу регуляторы тяги и соотношения компонентов
и компоненты поступают в камеру сгорания.
При останове включаются: ПП-3, ПП-4, ПП-6 — закрытие соответству-
ющих пироклапанов подачи компонента в ЖГГ и камеру; ЭПК-1 — вклю-
чение продувки азотом полостей за отсеченными клапанами.
Рис. 4.1. Циклограмма запуска и останова двигателя с дожиганием генераторного
газа на топливе азотный тетраксид и НДМГ:
а типичная ПГС двигателя с дожиганием; б - циклограмма запуска и останова -
порядок последовательного включения и выключения различных систем, клапанов
и регуляторов
ЭПК - электропневмоклапан; ПП - пиропатрон; М - мембранный клапан; ОК -
обратный клапан; РД - реле давления; ЭЖ - эжектор; НГ - насос горючего; НО -
насос окислителя; Т - турбина; К - камера; Р регулятор; СОБ - система опорож-
нения баков; РКС - регулирование кажущейся скорости
68
Последовательность команд на ’’срабатывание” тех или иных эле-
ментов системы запуска и останова может осуществляться, например,
с помощью специальных реле времени. Вместе с тем подача команд конт-
ролируется и блокируется специальной системой блокировки: разреше-
ние на передачу и исполнение каждой последующей команды происхо-
дит только после получения сигналов от специальных датчиков, конт-
ролирующих выполнение предыдущей операции.
4.2. РАСКРУТКА ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
Одной из ответственных операций запуска является включение или
раскрутка ТНА. Эта операция — центральная при запуске двигателя с
насосной подачей топлива. Успешное ее осуществление обеспечивает вклю-
чение всех систем в работу.
Приемов и методов раскрутки ТНА много. Все они могут классифи-
цироваться по следующим схемам раскрутки:
1) от основного ЖГГ;
2) от специального стартового газогенератора;
3) от специальной стартовой турбины;
4) от сжатого газа.
Раскрутка ТНА от основного ЖГГ — достаточно распространенная
схема. Главное в этой схеме — включить, или ’’запустить” ЖГГ двигателя.
Существует несколько вариантов схем включения ЖГГ:
1. На рис. 4.2, а показана схема, в которой в момент запуска в ЖГГ
поступают пусковые компоненты топлива из специальных пусковых бал-
лонов, имеющих вытеснительную подачу. После раскрутки ТНА и подъ-
ема давления за насосами работа ЖГГ переключается на питание от основ-
ных трубопроводов, а пусковая система отключается. По этой схеме рас-
кручивается, например, ТНА двигателя РД-219.
Эта схема позволяет обеспечить многократный запуск. Для этого дос-
таточно сделать пусковые баллоны нужной вместимости или их дозаправку
после запуска.
2. Разновидностью этой схемы запуска основного ЖГГ является схема,
представленная на рис. 4.2, б. Здесь вместо пусковых баллонов для компо-
нентов установлены пусковые поршневые насосы — цилиндры с поршнями
и соответствующей автоматикой. При запуске давление газа воздействует
на поршень и вытесняет пусковые расходы компонентов в ЖГГ. После
перехода ЖГГ на питание от основных трубопроводов автоматика обеспе-
чивает заполнение цилиндров новой порцией компонентов.
Таким образом, эта схема может обеспечить не только многократный
запуск в полете, но и запуск в невесомости. По этой схеме многократно
запускается в невесомости корректирующе-тормозная двигательная уста-
новка КТДУ-35, разработанная в ОКБ А.М. Исаева и применяемая на кос-
мических кораблях ’’Союз” и орбитальной станции ’’Салют”.
69
Работа поршневого насоса должна быть исключительно надежной,
так как в случае незапуска повторный запуск невозможен, так как пус-
ковые компоненты полностью расходуются при первой попытке.
3. Наиболее простая разновидность схемы включения основного ЖГГ
в работу — подача пусковых расходов компонентов в основной ЖГГ от
наземных систем. Этот способ раскрутки ТНА подходит для двигателей
первой ступени PH. Например, такая схема запуска основного ЖГГ осу-
ществлена на двигателях PH ’’Восток” (рис. 4.2, в).
Рассмотренные схемы раскрутки ТНА применяются главным обра-
Рис. 4.2. Схемы раскрутки ТНА от основного ЖГГ, в котор! .й поступают пусковые
расходы компонентов:
а — из пусковых бачков; б — из пусковых поршневых насосов; в — от наземной сис-
темы
70
зом в двигателях без дожигания генераторного газа, в которых расход
генераторного газа достаточно мал. В схемах двигателей с дожиганием,
как известно, через ЖГГ и турбину ТНА проходит значительный расход —
несколько больше расхода одного из компонентов. В этом случае приве-
денные выше схемы раскрутки ТНА потребуют также значительных пус-
ковых расходов. Это приведет к большому росту массы и габаритных
размеров пусковых устройств. Здесь лучше подходит следующая простая
схема.
4. Пусковые расхода в основной ЖГГ поступают по основным трубо-
проводам под действием гидростатического давления и давления надду-
ва баков. Это распространенная схема так называемого самопуска или
’’самотека” пусковых расходов компонентов. Она наиболее пригодна для
двигателей с дожиганием генераторного газа.
В этой схеме каких-либо специальных пусковых систем нет. В этом
ее главное преимущество. После заливки полостей насосов жидкими ком-
понентами открываются главные клапаны. Компоненты под действием
гидростатического давления столба жидкости в поле земного или ди-
намического ускорения и давления наддува в баках устремляются по трак-
там в ЖГГ и камеру. Причем ввиду более короткого пути, и благода-
ря специальным конструктивным и схемным решениям (если это необ-
ходимо) первыми компоненты поступают в ЖГГ. После начала горения
в ЖГГ генераторный газ поступает на турбину и далее по газоводу в ка-
меру. Так как в камере сгорания еще нет противодавления, поскольку
горение в ней еще не установилось, то турбина ТНА довольно быстро
раскручивается, плавно поднимая давление подачи компонентов до но-
минальных значений. Ввиду простоты технического решения схема ’’само-
пуска” получила большое распространение. Тем более, что эта схема обес-
печивает также и многократный запуск в полете. По такой схеме осущест-
вляется запуск двигателей РД-253, SSME и др.
Раскрутка ТНА по этой схеме наиболее пригодна для двигателей с до-
жиганием генераторного газа. Запуск двигателя без дожигания встречает
определенные трудности. Это объясняется тем, что турбина ТНА двигате-
ля без дожигания работает на большом перепаде давления, но с малым
расходом генераторного газа. Поэтому если никаких конструктивных
мер не принимать, то при подаче компонентов топлива на режиме ’’самоте-
ка” в ЖГГ в начальный период в нем образуется очень мало генераторного
газа и создается очень малое давление. Во многих случаях этого недостаточ-
но-. турбина либо очень медленно раскручивается, либо даже не страгивает-
ся с места.
Однако преимущества раскрутки ТНА ’’самопуском” столь велики
(техническая простота, многоразовость пуска и плавность выхода на ре-
жим), что возникает необходимость приспособить эту схему запуска и для
двигателя без дожигания. Для этого путем конструктивных мероприятий
необходимо решить две задачи:
а) организовать специальную пусковую линию подачи компонентов
71
в ЖГТ, по которой при малом давлении подачи поступал бы больший
их расход;
б) установить специальные ’’дозвуковые” пусковые сопла на турби-
не, которые бы более эффективно работали в пусковой период.
Естественно, схема пуска несколько усложняется, вводятся дополни-
тельные конструктивные элементы, а также клапаны и их автоматика.
Зато принцип самопуска ТНА и всего двигателя оказьгвается вполне при-
годным и для двигателя без дожигания. Например, американский двига-
тель F-1 (без дожигания) запускается по этой схеме.
Раскрутка турбины ТНА от стартерного газогенератора — это рас-
пространенная схема пуска одноразовых двигателей без дожигания ге-
нераторного газа. Здесь турбина ТНА оборудована специальным — стар-
терным ТГГ, как показано на рис. 4.3.
По соответствующей команде твердое топливо в ТГГ воспламеняется,
и его продукты сгорания обычно устремляются через свой сопловой ап-
парат на турбину и быстро ее раскручивают. Давление компонентов за
насосами повышается, и по достижении определенного значения включа-
Рис. 4.3. Схема раскрутки ТНА от
стартерного ТГГ
Рис. 4.4. Схема раскрутки ТНА
специальной стартерной турбиной —
стартерным турбоблоком
72
ются клапаны подачи основных компонентов в ЖГГ. Причем, если ком-
поненты несамовоспламеняющиеся, то предварительно должно включать-
ся зажигание в ЖГГ.
Стартовый ТГГ обычно работает в течение 1,2.„1,5 с. Этого времени
вполне достаточно, чтобы раскрутить турбину и включить в работу основ-
ной ЖГГ, на котором завершается выход двигателя на режим.
Эта схема раскрутки вполне надежная, и поэтому она довольно рас-
пространена, особенно для запуска двигателя со сравнительно небольшой
тягой (Р < 100...150 кН). Причем, если на турбине установить несколь-
ко стартерных ТГГ, например 2.„4, то можно осуществить соответствен-
но 2...4-кратный запуск в полете.
Раскрутка стартерным ТГГ турбины ТНА двигателя с дожиганием по
приведенной схеме практически не применяется. Эю объясняется тем,
что турбина ТНА двигателя с дожиганием, как уже сказано, дозвуковая
с парциальностью, равной единице. Она работает на малом относительном
перепаде давлений, но с большим расходом рабочего тела. Для раскрутки
такой турбины стартерным ТГГ необходимо конструктивно ’’встроить”
специальный сопловой аппарат с высоким перепадом давлений. Однако
это не очень легко сделать на практике. Кроме того, пороховые продукты
сгорания, проходя после турбины по газоводу и далее через форсунки
смесительной головки, могут их повредить, например засорить. Наконец,
пороховые газы ТГГ имеют коэффициент избытка окислителя а < 1, и
при поступлении основного окислительного генераторного газа произой-
дет их догорание с соответствующим, хотя и кратковременным, повыше-
нием температуры. Поэтому такой способ раскрутки турбины двигателя
с дожиганием не применяется. Это проще осуществить с помощью специ-
альной стартовой турбины.
Раскрутка ТНА от специальной стартовой турбины. В этой схеме на
оси ТНА конструктивно установлен специальный стартовый блок — тур-
бина с ТГГ. Ось стартовой турбины соединяется с осью ТНА через муф-
ту сцепления (рис. 4.4). Работа схемы состоит в следующем. После вклю-
чения ТГГ раскручивается стартовая турбина, которая через муфту сцеп-
ления раскручивает ТНА. По достижении определенной частоты вращения
и включении основного ЖГГ в работу муфта сцепления автоматически
отключает стартовую турбину.
Эта схема раскрутки ТНА двигателя с дожиганием достаточно надеж-
на и обеспечивает быстрый (1,5.„2,0 с) запуск двигателя. Если стартерный
блок оборудовать несколькими ТГГ, то можно обеспечить и многократ-
ный запуск в полете. Для устройства многоразового запуска со многими
пусками удобно вместо ТГГ применить стартерный ЖГГ, питаемый пус-
ковыми компонентами из специальных баллонов или поршневых насосов,
по схеме многоразового запуска двигателя без дожигания (см. рис. 4.2
и 4.3).
Раскрутка турбины ТНА сжатым газом - это наиболее простая и надеж-
ная схема запуска. От бортовой сети или наземнного оборудования сжа-
73
тый гаэ поступает в гаэовод основного ЖГГ и, пройдя через сопловой аппа-
рат турбины, ее раскручивает.
Основной недостаток этой схемы — большой расход газа (в 2...3 раза
больший, чем расход генераторного газа). При запуске двигателя первой
ступени PH от наземной системы это не так важно. Однако при запуске
двигателя от бортовой сети (вторая и последующие ступени) для раскрут-
ки турбины на борту должен быть достаточный запас газа. Если требует-
ся осуществить только один запуск, то это может быть не так обремени-
тельно, но при нескольких запусках масса системы газового аккумулято-
ра для сжатого газа становится слишком большой.
4.3. ЗАЖИГАНИЕ И ВОСПЛАМЕНЕНИЕ
КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Воспламенение компонентов, поступивших в камеру сгорания или
ЖГГ, — ответственный момент запуска. Особенно усложняется органи-
зация воспламенения топлива в двигателях, работающих на несамовоспла-
меняющихся компонентах. В этих случаях воспламенение обеспечивается
предварительным включением зажигания — специального устройства или
блока зажигания, которые должны быть в составе таких двигателей.
Важным параметром воспламенения является так называемая задерж-
ка воспламенения — это время тс с момента контакта (поступления обо-
их компонентов в камеру сгорания или ЖГГ) и до начала интенсивного
подъема давления (момента распространения пламени по всему объему
камеры сгорания). За это время в камеру сгорания или ЖГГ успевает
натечь определенное количество компонентов топлива, которое теперь
выгорает.
Задержка воспламенения во многом определяет характер запуска:
темп набора давления, возможную перегрузку при выходе на режим. Чем
меньше время задержки воспламенения, тем меньше успевает натечь в
объем камеры сгорания или ЖГГ компонентов до их воспламенения и
тем спокойнее будет характер запуска.
Значение тс зависит от нескольких параметров:
химического состава компонентов и их химической активности. Чем
химически активнее компоненты, тем меньше время тс;
характера смешения поступающих в камеру сгорания первых пор-
ций топлива. Чем полнее смешение и ближе коэффициент избытка окис-
лителя к единице в смеси топлива, тем меньше задержка его воспламе-
нения;
времени опережения поступления окислителя и горючего относитель-
но друг друга. При некотором опережении поступления одного из компо-
нентов в камеру сгорания или ЖГГ характер запуска может стать более
спокойным;
температуры, поступающих первых порций компонентов, а также дав-
74
ления в полости камеры сгорания и ЖГГ в этот момент. Чем меньше тем-
пература и меньше давление, тем больше задержка воспламенения и тем
’’жестче” характер запуска.
Экспериментальной отработке и строгой регламентации параметров
и процессов запуска (опережения поступления окислителя и горючего
относительно друг друга), процессам втекания компонентов через фор-
сунки и их первичному перемешиванию, температуре компонентов, дав-
лению в полости камеры сгорания уделяется большое внимание при проек-
тировании и доводке двигателя.
При использовании несамовоспламеняющихся компонентов, как
уже сказано, их воспламенение производится специальным устройством
или блоком зажигания. К настоящему времени разработаны и применяются
в эксплуатации много различных схем и способов зажигания несамовос-
пламеняющихся компонентов. Рассмотрим некоторые из них, получивших
наиболее широкое применение.
Химическое зажигание. Имеются две схемы конструктивного выпол-
нения такого зажигания.
Первая схема представлена на рис. 4.5, а. Здесь в трубопроводе го-
рючего перед камерой выделен или ’’врезан” объем, отделенный прорыв-
ными мембранами от остальной части трубопровода. Этот объем запол-
няется пусковым горючим, которое самовоспламеняется с используемым в
двигателе окислителем. Например, при азотнокислотном окислителе —
смеси Н NO3 и N2O4 — самовоспламеняющимся компонентом обычно
служит смесь триэтиламина (C2H5)3Nh ксилидина (CH3)2C6H3NH2. При
открытии главного клапана горючего, последнее устремляется по тру-
бопроводу и заполняет его. При определенном давлении последовательно
разрываются обе мембраны, и пусковое горючее первым поступает в ка-
меру сгорания и там самовоспламеняется с поступившим окислителем.
Поступающий затем расход ос-
новного горючего с окислителем
зажигается от продуктов сгора-
ния пускового горючего с этим
же окислителем. Эта схема за-
жигания достаточно надежная.
Она может использоваться для
запуска как малых двигателей,
так и больших. Основной ее
недостаток — однократность за-
пуска.
Рис. 4.5. Схемы химического зажи-
гания:
а - одноразовая; б — многоразовая;
1 - капсула с самовоспламеняю-
щимся компонентом с данным окис-
лителем; 2 — газовый аккумулятор
давления; 3 - пусковая форсунка
75
Вторая схема представлена на рис. 4.5, б. Здесь в составе двигателя
имеется специальная пусковая система: бачок с пусковым горючим, ко-
торое самовоспламеняется с данным окислителем, система его подачи и
трубопровод с клапанами. Обычно трубопровод соединен со специальной
пусковой двухкомпонентной форсункой, расположенной на смесительной
головке. Например, при окислителе О2 воспламеняющимся с газообразным
О2 компонентом служит смесь триэтилалюминия (C2H5)3AL и триэтил-
бора (С2Н5)3В.
При запуске с открытием главного клапана окислителя открывается
и клапан подачи пускового горючего в форсунку. Происходит самовос-
пламенение и образование очага горения — запального факела. После пос-
тупления в камеру основного горючего, последнее воспламеняется от это-
го факела. Как только камера вышла на рабочий режим, подача пусково-
го горючего прекращается, а пусковая форсунка переключается на пита-
ние основным горючим.
Эта схема запуска также надежна. Основное ее достоинство — возмож-
ность осуществления многократного запуска в полете. По этой схеме за-
пускаются многие двигатели, например, двигатель F-l PH ’’Сатурн-5”.
В этом двигателе для зажигания используется смесь, состоящая из 85 %
триэтилбора (С2Н5)3 В и 15 % триэтилалюминия (C2H5)3AL, которая само-
воспламеняется с парами кислорода (в кислородных двигателях первые
порции кислорода — газообразные).
Пиротехническое зажигание. Это зажигание может выполняться по
двум конструктивным схемам.
Первая схема представлена на рис. 4,6, а и б. В данном случае в ка-
меру сгорания со стороны сопла вводится пирозапальное устройство (ПЗУ).
Оно состоит из штанги, на конце которой располагается пиротехнический,
т.е. твердотопливный патрон — запал. Причем для двигателей первой сту-
d 6
Рис. 4.6. Пиротехнические схемы зажигания. Расположение пирозапального устрой-
ства ПЗУ:
а — на стартовом столе; б — на сопловой заглушке; в — на корпусе камеры сгора-
ния и корпусе ЖГГ
76
Рис. 4.7. Электроискровое зажигание:
1 - трубопроводы подачи пусковых газообразных
компонентов (кислорода и водорода и др.); 2 —
блок-форкамера электрозажигания; 3 - электро-
искровая свеча; 4 - смесительная головка камеры
сгорания
пени PH ПЗУ располагается непосредственно
на стартовом столе (см. рис. 4.6, а), а для
двигателей верхних ступеней ПЗУ может
укрепляться на заглушке сопла (см. рис.
4.6,б) .
Вторая схема приведена на рис. 4.6,
в. В отличие от предыдущей схемы здесь
пирозапальное устройство представляется в виде специальной пироза-
пальной камеры, в которой размещается пиротехнический заряд. Пиро-
запальные камеры располагаются непосредственно на камере и ЖГГ двига-
теля. Обычно для надежности их устанавливают по две-три штуки.
При запуске в обеих схемах после включения зажигания в камере
сгорания и в ЖГГ образуется мощный факел из продуктов сгорания пи-
ротехнического заряда. Этот факел легко воспламеняет смесь основных
компонентов, поступающих через смесительную головку в камеру сгора-
ния и ЖГГ.
Пиротехническое зажигание работает вполне надежно. Основной его
недостаток — однократность запуска. По этой схеме запускается много-
камерная двигательная установка PH ’’Восток”.
Электроискровое зажигание используется главным образом при запус-
ке кислородно-водородных двигателей. Одна из схем электроискрово-
го зажигания представлена на рис. 4.7. Здесь в центре смесительной голов-
ки находится гнездо, в котором располагается запальный блок. Есть так-
же конструкции, при которых запальный блок устанавливается сбоку ка-
меры сгорания и ЖГГ.
Запальный блок представляет собой камеру, в которую через форсун-
ки поступают газообразные пусковые компоненты -- кислород и водо-
род. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой све-
чой, установленной в камере пускового блока. Если подобрать определен-
ное соотношение и расходы пусковых компонентов, можно получить
достаточно мощный поток продуктов сгорания из запальной камеры.
Запальный факел надежно воспламеняет основные жидкие компоненты,
поступающие через форсунки смесительной головки в камеру сгорания
и ЖГГ. Электроискровое зажигание используется в ряде двигателей, на-
пример, в двигатель SSME американского ракетоплана ’’Спейс шаттл”.
Недостатками электроискрового зажигания являются: необходимость
иметь запас пусковых газообразных компонентов; мощное электропи-
тание; ненадежная работа высоковольтной электросистемы в условиях
вакуума, чувствительность электроискровых свечей к отказам в условиях
77
недостаточно чистой ’’атмосферы” в запальной камере при компонентах,
кроме водорода и кислорода. Поэтому поиски и разработка новых прин-
ципов и схем зажигания несамовоспламеняющихся компонентов в ЖРД
продолжаются.
4.4. ЗАХОЛАЖИВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ ПЕРЕД ЗАПУСКОМ
При криогенных компонентах перед запуском двигателя основные
трубопроводы и полости насосов предварительно должны быть охлаждены
до температуры компонентов. Только после этого они могут быть запол-
нены криогенными компонентами в жидком состоянии, так как в слу-
чае отсутствия захолаживания порции криогенных компонентов при кон-
такте со стенками более ’’теплой” конструкции будут перегреваться и га-
зифицироваться. В результате полости трубопроводов и насосов будут
заполнены парами компонентов. При раскрутке ТНА насосы закавитиру-
ют, ’’сорвут” и не будут качать компоненты. Кроме того, поступающий в
камеру и ЖГГ пар (особенно если он будет поступать достаточно длитель-
ное время) приведет к неорганизованному смешению, образованию взры-
воопасных газовых и газожидких смесей, горению с неуправляемым из-
менением соотношения компонентов как в пространстве камеры, так и
по времени. Все это вместе взятое приведет, в лучшем случае, к пульса-
циям и значительным забросам давления, а в худшем случае — к взрыву
камеры на запуске. Поэтому основные криогенные магистрали и полости
насосов должны быть захоложены и залиты жидкими компонентами до
главных клапанов. Остающаяся часть магистралей захолаживается путем
поступления при запуске криогенного компонента: водорода в охлажда-
ющий тракт камеры при кислородно-водородном двигателе или кислоро-
да в полость форсуночной головки при кислородно-углеводородном дви-
гателе.
Схемы захолаживания могут быть разными, они выбираются в зависи-
мости от назначения двигателя и вида компонента. Главное при их выбо-
ре — они должны обеспечивать высокую эффективность и иметь минималь-
ные потери компонентов.
На рис. 4.8, а показана схема захолаживания кислородно-углеводород-
ного двигателя первой ступени PH. Здесь захолаживание осуществляется
проливкой криогенным компонентом — килородом — входного трубопро-
вода и полости насоса под воздействием гидростатического давления и
давления наддува до тех пор, пока специальные датчики не зафиксируют
слив жидкого компонента из дренажного клапана. Это наиболее простая
схема захолаживания. Она достаточно распространена, особенно, если на
стартовой позиции кислородный бак постоянно подпитывается жидким
кислородом от наземных устройств, компенсируя потери.
На рис. 4.8, б показана более сложная схема. Здесь при захолаживании
78
Рис. 4.8. Схемы захолаживания двигателя при работе иа криогенных компонентах:
а - проливкой жидкого кислорода под давлением наддува и гидростатического напо-
ра; б - прокачкой переохлажденных жидких кислорода и водорода специальными
рециркуляционными насосами (HP) с электроприводом (ЭП); в - продувкой тракта
охлажденным газообразным гелием
происходит непрерывная циркуляция криогенного компонента: бак — ре-
циркуляционный насос — трубопровод — полость насоса — бак. Для это-
го в схеме имеется специальный рециркуляционый насос с электропри-
водом. Бак заправляется несколько переохлажденным компонентом.
Достоинство схемы, несмотря на ее некоторую сложность, — отсутствие
потерь компонента и возможность его применения для двигателей всех
ступеней.
На рис. 4.8, в показана схема захолаживания, в которой иа стартовой
позиции через магистрали, подлежащие захолаживанию, пропускается от
наземных устройств охлажденный до нужной температуры газообразный
гелий. После захолаживания магистралей последние заполняются жидки-
ми криогенными компонентами тоже практически без потерь.
Двигатели второй ступени и последующих можно захолаживать непос-
редственно перед стартом от наземных устройств. Затем полости заливают-
ся жидкими криогенными компонентами. Они также имеют постоянный
дренаж за борт во время полета до включения данного двигателя. Естест-
венно, для уменьшения потерь компонентов на дренаж все захолажива-
емые трубопроводы и полости насосов должны иметь хорошую теплоизо-
ляцию.
79
Вопросы для самопроверки
1. В чем состоит сложность режимов запуска и останова двигателя?
2. Какие параметры характеризуют запуск и останов?
3. Назовите этапы, из которых складывается режим запуска.
4. Назовите этапы, из которых складывается режим останова.
5. Как особенности и вид компонентов влияют на этапы режима запуска?
6. Назовите схемы раскрутки турбины при запуске.
7. Какие имеются схемы зажигания несамовоспламеняющихся компонентов?
8. Чем можно уменьшить разброс импульса последействия?
Глава 5
ПРИМЕРЫ ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКИХ СХЕМ ЖРД
5.1. ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Двигатель РД-107. Он разработан ГДЛ - ОКБ в 1954 - 1957 гг. для
первой ступени PH ’’Восток” и его последующих модификаций. Схема ПГС
этого двигателя приведена на рис. 5.1.
Общие данные и основные параметры. Двигатель многокамерный,
состоит из четырех основных камер и двух рулевых, питаемых от обще-
го ТНА. Компоненты топлива: окислитель — жидкий кислород, горю-
чее — углеводородное типа керосина. Номинальное соотношение ком-
понентов Кт = 2,47. Вспомогательный компонент - 82 %-ная перекись
водорода. ТЯга и удельный импульс на земле соответственно составля-
ют Pff = о = 821 кН, 1ц = о = 2520 м/с, а в пустоте РП = 1000 кН, /п =
= 3080 м/с; давление в основной камере рк = 5,85 МПа, в рулевой -
Рк = 5,4 МПа; давление на срезе сопла основной камеры ра — 0,039 МПа.
Масса сухого двигателя 1155 кг, залитого 1275 кг; габаритные размеры без
рулевых камер: высота 2,86 м, диаметр 2,58 м. Время работы на номиналь-
ной тяге — 140 с.
Работа пневмогидравлической схемы двигателя. Компоненты из баков
через входные клапаны поступают в насосы. ТНА состоит из двух основ-
ных одноступенчатых шнекоцентробежных насосов с двухсторонним
входом и двух вспомогательных одноступенчатых центробежных насосов:
подачи перекиси водорода в ЖГГ и жидкого азота в испаритель, встроен-,
ный в выхлопном коллекторе турбины. Газифицированный азот из испа-
рителя поступает на наддув баков.
Турбина ТНА — двухступенчатая активная, работает на генератор-
ном газе, получаемом в однокомпонентном ЖГГ путем каталитического
разложения перекиси водорода — специального вспомогательного топ-
лива. Это обстоятельство — характерная особенность этого двигателя.
Генераторный газ имеет температуру около 830 К и после срабаты-
вания на турбине выбрасывается через выхлопную систему со скоростью
80
Рис. 5.1. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-107:
1 - рулевые камеры; 2 - узел поворота рулевой камеры; 3 - турбопроводы окисли-
теля рулевых камер; 4 - трубопроводы горючего рулевых камер; 5 - основные
камеры; 6 - клапан азота; 7 - ЖГГ; 8 - турбина; 9 - насос окислителя; 10 - насос
горючего; 11 - датчик давления системы регулирования тяги; 12 - главный клапан
окислителя; 13 - трубопроводы окислителя основных камер; 14 - главный клапан
горючего; 15 - трубопроводы горючего основной камеры; 16 - пуско-отсечной кла-
пан перекиси водорода; 17 - редуктор (регулятор) давления подачи перекиси водо-
рода; 18 - насос перекиси водорода; 19 - воздушный редуктор с электроприводом;
20 - насос жидкого азота; 21 - дроссель (регулятор соотношения компонентов)
системы опорожнения баков с электроприводом
около 450 м/с. Расход генераторного газа составляет примерно 8,8 кг/с.
Из насосов через главные клапаны окислителя 12 и горючего 14 компо-
ненты топлива поступают в камеру: окислитель непосредственно в сме-
сительную головку, а горючее — в охлаждающий тракт, из которого оно
затем направляется в полость смесительной головки.
Назначение главных клапанов — обеспечить открытие или закрытие
доступа компонентов в камеру по определенным ступеням как при запус-
ке, так и при останове. Перед входом в ЖГГ установлен пускоотсеч-
ной клапан 16, обеспечивающий подачу перекиси водорода. На выходе
из насоса установлен регулятор давления или жидкостной редуктор 17,
который поддерживает постоянное давление подачи перекиси водоро-
да в ЖГГ и тем самым выполняет роль регулятора тяги. Перенастройка
регулятора производится изменением командного давления азота, кото-
рым управляет система управления. Входные и главные клапаны и пуско-
81
отсечной клапан перекиси водорода имеют пневматический привод. В
пневмосистему через редуктор 19 с электроприводом из баллонов посту-
пает сжатый азот. Система обеспечивает также продувку камеры.
Запуск двигателя осуществляется следующим образом. После пред-
варительного захолаживания и заливки компонентов в полости насосов
и трубопроводы до главных клапанов от наземной системы подается пе-
рекись водорода в ЖГГ. Образующийся генераторный газ раскручива-
ет турбину. По достижении определенного значения давления подачи ком-
понентов последовательно открываются три позиции главных клапанов:
пусковая, предварительная и полная тяга. Одновременно с этим питание
ЖГГ переходит с наземной на основную систему подачи перекиси водо-
рода.
Зажигание компонентов осуществляется ПЗУ, которое на штырях
вводится через сопла в камеры сгорания. Штыри закреплены на старто-
вой конструкции. Применение ПЗУ — также характерная деталь данного
двигателя.
На PH ’’Восток” кроме двигателей РД-107, устанавливаемых на че-
тырех боковых блоках, имеется еще двигатель РД-108 центрального бло-
ка. Его схема и конструкция аналогична двигателю РД-107, за исключением
того, что он имеет четыре рулевые камеры. Незначительно отличаются и па-
раметры этих двигателей. После выработки топлива в боковых блоках
последние отделяются, а центральный блок продолжает полет. С этого мо-
мента его двигатель становится двигателем второй ступени PH. Полное
время его работы на главной ступени тяги 320 с.
Двигатель РД-119. Этот двигатель разработан ГДЛ—ОКБ в 1958 —
1962 гг. для второй ступени PH ”Космос”. ПГС этого двигателя приведе-
на на рис. 5.2.
Общие данные и основные параметры. Двигатель — однокамерный.
Топливо — жидкий кислород и НДМГ, номинальное соотношение компо-
нентов Кт = 1,5. Использование НДМГ с кислородом — важная особен-
ность двигателя. Тяга и удельный импульс в пустоте соответственно сос-
тавляют РП = 105 кН и /п = 3450 м/с. Давление в камере сгорания Рк =
= 7,89 МПа, на срезе сопла ра = 0,0062 МПа. Масса сухого двигателя 168 кг,
залитого 179 кг. Время работы 260 с.
Работа пневмогидравлической схемы. Компоненты из баков через вход-
ные клапаны поступают в полости насосов. ТНА состоит из двух шнеко-
центробежных одноступенчатых насосов и двухступенчатой активной тур-
бины. Турбина работает на генераторном газе с температурой примерно
1030 К, получаемом в однокомпонентном ЖГГ путем термокаталитического
разложения НДМГ. Это — характерная особенность этого двигателя.
После турбины отработанный генераторный газ распределяется по тру-
бопроводам и выбрасывается наружу через три блока неподвижных вых-
лопных сопел реактивной системы УВТ. Блоки сопел снабжены газорас-
пределительными клапанами с электроприводами, которые обеспечивают
получение управляющих моментов. Еще одна особенность двигателя — вы-
сокая степень утилизации отработанного генераторного газа, который
82
Рис. 5.2. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-119:
1 — камера; 2 - рулевые сопла; 3 - гаэораспределнтель; 4 - отсечный пнроклапан
окислителя; 5 - смеситель; б - трубопровод горючего камеры; 7 - ЖГГ; 8 - тепло-
обменннк-нспарнтель; 9 - турбина; 10, 16 - пуско-отсечные клапаны подачи горю-
чего соответственно в камеру н ЖГГ; 11 - насос горючего; 12 - насос окислителя;
13 - пусковой клапан окислителя; 14 - азотный редуктор; 15 - баллон со сжатым
азотом; 17 - редуктор (регулятор) 'давления подачн горючего в ЖГГ; 18 - трубо-
провод подачи горючего в ЖГГ; 19 - отсечной клапан горючего камеры; 20 - трубо-
провод подачн горючего на завесу охлаждения
создает тягу и обеспечивает управление вектором тяги всего двигателя.
Заметим, что для увеличения управляющих моментов в отработанный
генераторный газ добавляется еще свежий — до 20 % по системе перепус-
ка (см. рис. 5.2).
Жидкий кислород из насоса через пусковой клапан 13 и отсечной
пироклапан 4 поступает в торцевую полость смесительной головки. Го-
рючее — НДМГ — из насоса через пуско-отсечной клапан 10 поступает в
охлаждающий тракт камеры. Охлаждение — наружное проточное, осу-
ществляется горючим; внутреннее — низкотемпературным пристеночным
слоем, образованным смесительной головкой и поясом завесы, который
установлен перед входом в сопло. Из охлаждающего тракта горючее про-
ходит через еще один отсечной пироклапан и затем поступает в полость
смесительной головки. Здесь же подогретое в охлаждающем тракте горю-
чее отбирается в ЖГГ, в который оно поступает через регулятор тяги или
регулятор давления 17 и пуско-отсечной клапан подачи НДМГ и ЖГГ.
Кроме того, из тракта горючего перед входом в охлаждающий тракт каме-
ры отбирается расход горючего на завесу охлаждения, который регулиру-
ется специальным регулятором.
Наддув бака окислителя производится газообразным кислородом,
который получается газификацией жидкого и теплообменнике, встроенном
в выхлопной коллектор турбины. Наддув бака горючего осуществляется
генераторным газом, отбираемым из ЖГГ и смешиваемым в специальном
смесителе с дополнительным расходом жидкого НДМГ. Последний, испаря-
ясь, понижает температуру наддува газа.
Работа системы автоматики — управление клапанами и продувка —
обеспечивается пневматической сетью, запас азота для которой находится
в баллоне. Кроме того, как было отмечено, отсечные клапаны окисли-
теля 4 и горючего 10 имеют пиропривод.
Запуск двигателя проиходит следующим образом. После предвари-
тельного захолаживания насоса окислителя от наземной системы проис-
ходит его заливка жидким кислородом. Перед запуском производится
также заливка и насоса горючего. По команде ’’запуск” включается горе-
ние твердотопливного заряда, размещенного в полости ЖГГ. Продукты
сгорания заряда, во-первых, раскручивают ТНА и, во-вторых, разогре-
вают графитовую набивку в полости ЖГГ, которая затем обеспечивает
термокаталитическое разложение НДМГ.
По достижении определенных значений давлений подачи открываются
пусковые клапаны окислителя и горючего, и горючее, и окислитель устрем-
ляются в камеру и ЖГГ. Зажигание компонентов в камере осуществля-
ется пирозапальным устройством, которое введено через сопло и закреп-
лено на сопловой заглушке. Для лучшего горения пирозапала объем каме-
ры предварительно наддувается азотом до определенного давления.
Важным фактором, облегчающим запуск двигателя, является его
включение в момент, когда двигатель первой ступени еще работает и соз-
даваемое им ускорение обеспечивает надежное поступление компонентов
топлива в двигатель.
Останов двигателя происходит последовательным включением пус-
ко-отсечных клапанов горючего 10 и 16 и пироклапанов окислителя и
горючего 4 и 19. Последние расположены непосредственно перед смеситель-
ной головкой и обеспечивают четкий останов без заметного догорания нате-
кающих в камеру сгорания из полостей компонентов.
Двигатель РД-111. Этот двигатель разработан ГДЛ — ОКБ в 1959 —
1962 гг. для первой ступени PH. Схема ПГС представлена на рис. 5.3.
Общие данные и основные параметры. Двигатель четырехкамерный,
питаемый от одного ТНА. Камеры устанавливаются на раме на подшипни-
ках, позволяющих им качаться в одной плоскости. Путем соответству-
ющих отклонений камер от номинального положения создаются все три
управляющих момента системы УВТ. Подвеска камер на опорах с подшип-
никами — первая особенность этого двигателя. Топливо — жидкий кис-
лород и углеводородное горючее типа керосина. Тяга и удельный импульс
на земле соответственно составляют РИ = 0 = 1407 кН, 1ц = 0 = 2700 м/с,
а в пустоте Рп = 1628 кН, /п =3110 м/с. Давление в камере сгорания рк =
= 7,85 МПа, на срезе сопла ра = 0,059 МПа. Масса сухого двигателя 1480 кг,
залитого 1650 кг. Габаритные размеры: высота 2,34 м и диаметр 2,76 м.
84
Работа пневмогидравлической схемы. Компоненты топлива через вход-
ные клапаны из баков поступают в насосы. ТНА состоит из двух односту-
пенчатых шнекоцентробежных насосов с двухсторонним входом. Турби-
на двухступенчатая активная, работает на восстановительном генератор-
ном газе, вырабатываемом в двухкомпонентном ЖГГ путем сжигания
основных компонентов топлива — кислорода и керосина с большим из-
Рис. 5.3. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-111:
1,2 — главные пуско-отсечные клапаны; 3 - пороховой стартер; 4 - дроссель-регу-
лятор системы опорожнения баков; 5, 16 - электроприводы; 6, 7 - насосы соответ-
ственно горючего и окислителя; 8 - теплообменник; 9 - ЖГГ; 10 - отсечной пиро-
клапан подачи окислителя в ЖГГ; 11 - турбина; 12, 13 - редукторы-регуляторы
подачи компонентов в ЖГГ; 14 - пуско-отсечной клапан подачи горючего в ЖГГ;
15, 17 - редукторы давления ппевмосистемы (редуктор 17 управляет регуляторами
12 и 13 подачи компонентов в ЖГГ, т.е. тягой двигателя); 18, 19 - управляющие
электропневмоклапаны; 20 - выхлопное сопло турбины; 21 - датчик давления сис-
темы регулирования тяги; 22 - камеры; а - вход горючего; б - вход окислителя;
в, г - выход газов для наддува баков; д - вход сжатого воздуха от бортовых балло-
нов; е - вход сжатого воздуха от наземной установки
85
бытком последнего. Отвод отработанного генераторного газа производится
через выхлопную систему, заканчивающуюся расширяющимся насадком.
Использование двухкомпонентного ЖГГ, работающего на основных компо-
нентах топлива, — другая особенность этого двигателя.
Из насосов через главные пуско-отсечные клапаны килорода и керо-
сина 1 и 2 жидкий кислород направляется непосредственно в смеситель-
ную головку, керосин — в охлаждающий тракт камеры, из которого затем
поступает в полость головки.
За насосами, перед главными пуско-отсечными клапанами, произво-
дится отбор кислорода и керосина для ЖГГ, в который они поступают
через свои пуско-отсечные клапаны 10 и 14 и регуляторы 12 и 13. Эти
регуляторы тяги и соотношения компонентов в ЖГГ управляются ко-
мандным давлением сжатого газа — азота, давление которого, в свою
очередь, регулируется редуктором 15 с электроприводом. Последний
получает команды от системы управления.
Управление регуляторами давления подачи компонентов в ЖГГ с по-
мощью командного давления в пневмосистеме, которое регулируется
специальным редуктором, — еще одна особенность этого двигателя. Кроме
того, в схеме имеется также газовый редуктор 17, который обеспечивает
необходимое давление в пневмосистеме привода главных пуско-отсеч-
ных клапанов.
Наддув баков здесь осуществляется следующим образом. Бак окисли-
теля наддувается газообразным кислородом, получаемым испарением
жидкого кислорода в теплообменнике, в который поступает также гене-
раторный газ из ЖГГ. Последний, пройдя теплообменник, охлаждается
и далее поступает на наддув бака с горючим. Устройство специального
испарителя, который одновременно ’’вырабатывает ” газы ддя наддува
обоих баков, является также особенностью этого двигателя.
Запуск двигателя. После предварительного захолаживания и заливки
полостей насосов компонентами топлива включается стартовый твердо-
топливный газогенератор (ТГГ), который раскручивает ТНА. По дости-
жении определенных давлений подачи открываются соответствующие кла-
паны, и компоненты поступают в ЖГГ и камеры. Зажигание в камерах
осуществляется от ПЗУ, вводимого в них через сопло, а в ЖГГ от пиро-
запального блока, смонтированного на корпусе газогенератора.
Двигатель F-\. Этот двигатель разработан фирмой ’’Рокетдайн” в
1959 — 1966 гг. ддя первой ступени PH ”Сатурн-5”. Схема его ПГС дви-
гателя приведена на рис. 5.4.
Общие данные и основные параметры. Двигательная установка PH
”Сатурн-5” состоит из пяти двигателей F-1, установленных на общей раме.
Центральный двигатель — неподвижный, а четыре боковых могут откло-
няться на угол ±6° в одной плоскости и тем самым обеспечивать управ-
ление движением PH в трех плоскостях. Топливо — жидкий кислород
и углеводородное горючее типа керосина. Соотношение компонентов
Кт = 2,27. Тяга и удельный импульс на земле соответственно составляют
86
Рн= 0 = 6,77 МН, 1Н = о = 2603 м/с, а в пустоте Р ц = 7,776 МН, /п =
= 2982 м/с. Давление в камере сгорания рк = 7,78 МПа. Геометрическая
степень расширения сопла Fa = 16, что соответствует давлению на срезе
сопла ра = 0,05 МПа. Масса двигателя 7860 кг; габаритные размеры: вы-
сота 5,6 м, диаметр 3,8 м. Продолжительность работы 168 с.
Работа пневмогидросхемы. Компоненты топлива из баков через вход-
ные клапаны поступают в насосы окислителя и горючего. ТНА двигателя —
одновальной схемы; он состоит из двух осецентробежных одноступенча-
тых насосов и двуступенчатой активной турбины. Турбина расположена
консольно рядом с насосом горючего; она работает на восстановитель-
ном генераторном газе. Генераторный газ получается в двухкомпонент-
Рис. 5.4. Пневмогидравлическая схема двигатели F-1 (США) :
1 - гильза с пусковым горючим; 2 - камера; 3 - газовод с теплообменником;
4 - пусковой электромагнитный клапан; 5 - отсечной электромагнитный клапан;
6 - линия управления закрытием клапанов; 7 - линия управления открытием клапа-
нов; 8 - блок управляющих клапанов; 9 - линия подачи управляющей жидкости
от наземной системы; 10 - клапан системы проверки и обслуживания; И - турби-
на; 12 - насосы; 13 - ЖГГ; 14 - управляющий клапан; 15 - блок пуско-отсечных
клапанов ЖГГ; 16 - пусковой клапан системы зажигания; 17 - клапан, управляю-
щий открытием главных клапанов горючего; 18 - главные клапаны окислителя и
горючего
87
ном ЖГГ из основных компонентов, сжигаемых при соотношении ихКт =
= 0,42. Через ЖГГ расходуется около 3 % расхода топлива. Отработанный
генераторный газ после турбины поступает в коллектор, расположенный
перед сопловым насадком. Через специальные отверстия генераторный
газ вдувается внутрь сопла вдоль его стенки и образует заградительное
охлаждение насадка, не имеющего проточного охлаждения. Это, несомнен-
но, интересная особенность использования отработанного генераторного
газа.
Из насосов кислород и керосин отдельно по двум параллельным трубо-
проводам направляются в камеру. На каждом из них установлены глав-
ные пуско-отсечные клапаны 18: два на трубопроводах окислителя и два
на магистралях горючего. Пройдя их, окислитель и горючее поступают в
камеру.
Охлаждение камеры — наружное и внутреннее. Наружное охлаждение
осуществляется горючим (для этого используется 70 % расхода), которое
поступает в охлаждающий тракт возле смесительной головки. По наруж-
ным трубкам горючее течет в сторону сопла, а по внутренним — возвраща-
ется к головке. Остальной расход горючего (30 %) поступает сразу на фор-
сунки. Внутреннее охлаждение осуществляется низкотемпературным
пристеночным слоем и завесой, образованными струйными форсунка-
ми на головке. Непосредственно на выходе из насосов из одной пары тру-
бопроводов отбирается кислород и керосин для ЖГГ, в который они пос-
тупают через блок пуско-отсечных клапанов питания ЖГГ 15.
Все клапаны имеют гидравлический привод. К каждому клапану под-
ходят две линии гидравлической сети управления: одна линия управля-
ет открытием клапана, а другая — его закрытием. Гидравлические линии
заполняются горючим — при старте от наземной системы, в полете — от
насоса ТНА. Команды на закрытие или открытие главных пуско-отсечных
клапанов поступают через электромагнитный привод блока управления
клапанами 8.
Постоянство тяги обеспечивается управляющим клапаном, который
воздействует на давление компонентов, поступающих в ЖГГ. Клапан
конструктивно соединен с пуско-отсечным блоком 15. В полете тяга дви-
гателя не изменяется. Кроме того, в схеме двигателя имеется клапан 10,
который используется во время проверки и обслуживания двигателя.
Наддув бака окислителя осуществляется газообразным кислородом,
который получается испарением жидкого кислорода в теплообменнике,
установленном в выхлопном коллекторе турбины. Здесь же находится
теплообменник подогрева газообразного гелия, используемого для над-
дува бака с керосином.
Запуск двигателя. После пре/рарительного захолаживания и залив-
ки насосов компонентами топлива открываются в определенной после-
довательности пусковые клапаны. Компоненты под действием гидроста-
тического напора и давления наддува поступают в первую очередь в ЖГГ.
Зажигание компонентов в ЖГГ производится пиротехническим способом.
88
Такое же пиротехническое зажигание устроено в сопловом насадке, в
котором поджигается отработанный на турбине генераторный газ с кис-
лородом, поступающим в камеру раньше горючего. Образовавшийся ге-
нераторный газ раскручивает турбину, поднимая давление подачи обоих
компонентов топлива. По достижении определенного его значения про-
исходит открытие главных пусковых клапанов подачи компонентов в
камеру.
Зажигание в камере — химическое. Для этого устроен пусковой блок
подачи пускового горючего, самовоспламеняющегося с газообразным
кислородом. В качестве пускового горючего здесь используется смесь
триэтилбора и триэтилалюминия, которая находится в специальной гиль-
зе, расположенной в пусковом блоке. При включении главного клапана
горючего 18 срабатывает управляющий клапан 17 пускового блока. Под
действием давления горючего гильза с пусковой смесью разрушается,
и в форсунки сначала поступает эта смесь, которая сразу воспламеняется
с кислородом, поступившем в камеру несколько раньше горючего. Пос-
ле поступления на форсунки основного горючего — керосина — последний
воспламеняется от пусковых продуктов сгорания, а пусковой блок от-
ключается.
Как видно, запуск двигателя F-1, выполненного по схеме без дожи-
гания производится по принципу ’’самопуска”. Это одна из важных особен-
ностей этого двигателя.
Двигатель J-2. Этот двигатель разработан фирмой ’’Рокетдайн” в 1960 —
1966 гг. для второй и третьей ступеней PH ”Сатурн-5”. Он же использует-
ся и на второй ступени PH ”Сатурн-1 В”. Схема ПГС двигателя приведена
на рис. 5.5.
Общие данные и основные параметры. Двигательная установка второй
ступени PH ”Сатурн-5” — многокамерная, блочная. Она состоит из пяти дви-
гателей J-2, установленных на общей раме, и четырех боковых, установ-
ленных в подвижных узлах. Отклоняясь каждый в одной плоскости на угол
до ±7,5°, все двигатели обеспечивают управление движением второй сту-
пени ракеты. На третьей ступени PH ”Сатурн-5” устанавливается один дви-
гатель J-2 на карданном подвесе.
Топливо — жидкий кислород и жидкий водород. Соотношение ком-
понентов Кт = 5,5, что соответствует коэффициенту избытка окисли-
теля примерно 0,7. Тяга и удельный импульс в пустоте соответственно
составляют РП = 1,023 МН, /п = 4168 м/с. Давление в камере сгорания
рк = 5,38 МПа, геометрическая степень расширения сопла Fa = 27,5, что
соответствует давлению на срезе сопла примерно ра = 0,01 МПа. Масса
двигателя 1567 кг, габаритные размеры: высота 3,38 м, диаметр 2,05 м.
Продолжительность работы 480 с при двухкратном включении в полете.
Это важная особенность двигателя.
Работа пневмогидравлической схемы двигателя. Компоненты через
входные клапаны из баков поступают в насосы двух отдельных ТНА —
ТНА подачи водорода и ТНА подачи кислорода. Привод турбин обоих
89
Рис. 5Л. Пневмогидравлическая схема двигателя J-2:
1 - камера; 2 - перепускной клапан; 3 - теплообменник^ 4 - турбина ТНА окисли-
теля; 5 - регулятор соотношения компонентов; 6 - насос окислителя; 7, 16- глав-
ные клапаны соответственно окислителя и горючего; 8 - клапан системы зажигания;
9 - пусковой бачок; 10 - бачок газообразного гелия; 11, 12 - клапаны; 13 - ЖГГ;
14 - насос горючего; 15 - турбина ТНА горючего; а - выход газообразного кисло-
рода на наддув бака окислителя; б - вход газообразного гелия от бортовой систе-
мы; в - выход газообразного водорода на наддув бака с горючим
ТНА осуществляется восстановительным генераторным газом, выраба-
тываемым в двухкомпонентном ЖГГ путем сжигания в нем части ком-
понентов топлива с соотношением компонентов Кт~ 0,94. Генераторный
газ последовательно проходит сначала через турбину ТНА горючего, а затем
через турбину ТНА окислителя.
После срабатывания на турбинах генераторный газ вводится в кол-
лектор, расположенный на выходной части сопла рядом с коллектором
ввода в охлаждающий тракт керосина. Из коллектора генераторный газ
по специальным каналам поступает на поверхность внутренней стенки
сопла, создавая заградительное охлаждение этой части сопла.
Применение в двигателе двух ТНА с одним общим ЖГГ — важная осо-
бенность данного двигателя.
Охлаждение — наружное проточное, осуществляется водородом. Пос-
ле насоса весь расход водорода через главный клапан 16 поступает в кол-
лектор, расположенный на сопле в сечении, с которого начинаются ’’корот-
кие” трубки, и по ним течет к срезу сопла. От среза сопла водород воз-
вращается по длинным трубкам к смесительной головке. Внутреннее ох-
лаждение осуществляется низкотемпературным слоем, образованным пос-
ледним рядом форсунок на головке и расходом газообразного водорода
через пористую стенку головки.
После насоса жидкий кислород через главный клапан 7 направляется
в полость смесительной головки. Из трубопроводов до главных клапанов
90
отбираются кислород и водород на питание ЖГГ, в который они поступа-
ют через блок клапанов 12. В двигателе предусмотрено регулирование
соотношения компонентов перепуском окислителя высокого давления
обратно на вход в насос через клапан 5, управляемый электроприводом.
Причем при изменении соотношения компонентов с 5,5 до 4,5 тяга двига-
теля уменьшается до значения Рп = 0,8 МН, а удельный импульс возраста-
ет до /п = 4227 м/с. Специального регулятора тяги в схеме нет. Клапан
2 — перепускной, управляет задержкой раскрутки ТНА жидкого кислоро-
да в момент запуска для обеспечения опережения подачи водорода.
Главные клапаны на магистралях кислорода и водорода имеют пнев-
матический привод на газообразном гелии, включаемый электроклапа-
нами управления. Для обеспечения работы пневмосистемы, раскрутки
турбины и зажигания, а также для обеспечения работы системы наддува
в момент запуска в составе двигателя имеется два шаровых баллона.
Один — с газообразным водородом 9, необходимым для работы блока
зажигания, другой — с газообразным гелием 10, причем второй баллон
находится внутри первого.
Наддув бака с жидким кислородом осуществляется газообразным
кислородом, получаемым из жидкого в теплообменнике 3, установлен-
ном в выхлопной системе турбины ТНА окислителя. Наддув бака с жид-
ким водородом производится газообразным водородом, отбираемым из
охлаждающего тракта камеры перед смесительной головкой.
Запуск двигателя производится в следующем порядке. После захо-
лаживания и закрытия дренажных, клапанов происходит заливка полос-
тей насосов и трубопроводов. Включается раскрутка турбин, осуществля-
емая сжатым гелием из гелиевого баллона. Несколько раньше включа-
ются электроискровые блоки зажигания, расположенные в центре сме-
сительных головок ЖГГ и камеры сгорания. В блоки зажигания поступает
газообразный водород из пусковой емкости 9, а кислород — в обход глав-
ного клапана 7 через пусковой клапан 8. Раскрутка ТНА включается толь-
ко после образования запальных факелов. По достижении определенных
давлений подачи компонентов открываются главные клапаны 7 и 16,
и двигатель быстро выходит на рабочий режим. Раскрутка ТНА сжатым
газом и использование электрозажигания — важные особенности этого
двигателя.
5.2. ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Двигатель РД-253. Этот двигатель разработан ОКБ — ГДЛ в 1961 —
1965 гг. Для PH ’’Протон” и используется на первой ступени. Схема
ПГС двигателя приведена на рис. 5.6.
Общие данные и основные параметры двигателя. Двигательные ус-
тановки первой ступени включают шесть двигателей РД-253; второй сту-
пени — четыре двигателя и третьей ступени — один двигатель. Двигатели
91
Рис. 5.6. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-253:
1 — газовод; 2 — окислительный ЖГГ; 3 — пироклапан подачи горючего в ЖГГ;
4 — пироклапан подачи окислителя в ЖГГ; 5 — регулятор соотношения компонен-
тов в ЖГГ (регулятор тяги); 6 - турбина; 7 - струйный преднасос; 8, 10 - пнрокла-
паны на входе в насосы соответственно окислителя и горючего; 9 - насос окисли-
теля; 11 - насос горючего; 12 - вторая ступень насоса горючего для подачи в ЖГГ;
13 - дроссель - регулятор системы опорожнения баков; 14 - главный пироклапан
подачи горючего в камеру; 15 - камера
соединены с рамой подвижными опорами, позволяющими их качание
в плоскостях, необходимых для обеспечения системы УВТ. Топливо вклю-
чает в себя окислитель — четырехокись азота или азотный тетраксид и го-
рючее НДМГ. Тяга однокамерного блока и удельный импульс на земле со-
ответственно составляют Р у = о = 1474 кН, 1ц = о = 2795 м/с, а в пус-
тоте Рп = 1635 кН и /п = 3100 м/с. Давление в камере сгорания рк =
= 14,7 МПа, на срезе сопла ра - 0,061 МПа. Масса сухого двигателя 1280 кг,
залитого 1460 кг. Габаритные размеры: высота 2,72 м, диаметр 1,5 м.
Время работы первой ступени 130 с.
Работа пневмогидравлической схемы двигателя. Компоненты топлива
из баков проходят входные пироклапаны 8 и 10 и поступают в насосы.
ТНА двигателя состоит из двух шнекоцентробежных насосов с двухсто-
ронними входами и осевой реактивной турбины. Насос горючего — двух-
ступенчатый: после первой ступени горючее поступает на охлаждение в
камеру, а после второй ступени, в которую направляется незначительная
часть расхода горючего, это горючее поступает в ЖГГ.
Для повышения входного давления окислителя перед насосом уста-
новлен струйный эжектор, питаемый частью расхода окислителя, отбира-
емого из трубопровода высокого давления за насосом. Применение струй-
ного эжектора на входе в насос — характерная особенность этого двига-
теля.
В ЖГГ поступает весь расход окислителя и небольшая часть горю-
92
чего, т.е. генераторный газ здесь окислительный. Его параметры следу-
ющие: температура — 780 К, давление в ЖГГ — 24 МПа и расход генератор-
ного газа — около 75 % всего расхода топлива. После турбины ТНА отрабо-
танный генераторный газ поступает по газоводу в смесительную голов-
ку камеры. Использование окислительного газа — важная особенность
двигателя.
Охлаждение камеры — наружное проточное, осуществляется горю-
чим. После насоса почти все горючее поступает в коллектор охлаждаю-
щего тракта, расположенного на закритической части сопла. Большая
часть горючего течет по охлаждающему тракту в сторону смесительной
головки, а меньшая часть — в сторону среза сопла. Эта часть собирается
в выходном коллекторе, откуда по трубопроводу возвращается в кол-
лектор, расположенный в конце цилиндрической части камеры, в кото-
ром оба расхода соединяются и далее по охлаждающему тракту камеры
сгорания направляются в полость головки.
Кроме проточного охлаждения и низкотемпературного пристеноч-
ного слоя от головки на цилиндрической части камеры сгорания установ-
лены два пояса завесного охлаждения, а внутренняя поверхность стенки
покрыта еще жаростойким керамическим покрытием.
За насосами установлены выходные или главные пироклапаны 3, 4 и
14 питания горючим камеры и окислителем и горючим ЖГГ. Регулятор
тяги 5 представляет собой дроссель с электроприводом, который управ-
ляет расходом присадочного горючего в ЖГГ. Изменяя расход горючего,
он изменяет соотношение компонентов в ЖГГ. Это, в свою очередь, вы-
зывает изменение произведения (RT)r rH, следовательно, мощности тур-
бины и насосов, т.е. изменение давления подачи компонентов и их расхо-
дов. Дроссель 13, установленный на трубопроводе подачи горючего в ка-
меру с электроприводом, управляется системой опорожнения баков — из-
меняет по ее команде соотношение компонентов топлива двигателя. Сле-
дует отметить, что в схеме двигателя установлено минимальное число
агрегатов автоматики с простым и надежным пироприводом, что является
еще одной важной особенностью двигателя.
Наддув баков в этом двигателе осуществляется генераторными газа-
ми (соответственно окислительным — бак окислителя, восстановитель-
ным — бак горючего), которые вырабатываются в специальных ’’наддув-
ных” газогенераторах. Использование этих газогенераторов для наддува
обоих баков также является особенностью данного двигателя.
Запуск двигателя. Эта операция происходит по простой схеме ’’само-
пуска”. После открытия входных клапанов под воздействием гидроста-
тического напора и давление наддува компоненты заполняют полости насо-
сов. Затем открываются главные клапаны 3, 4 и 14, и компоненты посту-
пают в ЖГГ, а горючее через охлаждающий тракт через некоторое время
поступает в смесительную головку. В течение этого времени задержки
в ЖГГ начинается процесс горения и генераторный газ раскручивает тур-
бину ТНА. После турбины он поступает по газоводу в камеру сгорания.
93
Рис. 5.7. Пневмогидравлическая схема двигателя SSME:
1 - трубопровод подвода части жидкого водорода (25 %) в охлаждающий тракт
второго участка; 2 - трубопровод подвода жидкого водорода к насосу горючего;
3 - тракт перепуска жидкого водорода на смешение с газифицированным водородом;
4 - коллектор ввода другой части жидкого водорода (20 %) в охлаждающий тракт
первого участка; 5 - выход жидкого водорода из Насоса; 6 - газовод подвода к
смесительной головке отработанного генераторного газа; 7 - подвод водорода в ЖГГ
привода ТНА горючего; 8 - восстановительный ЖГГ привода ТНА водорода; 9 - тру-
бопровод отвода части отработанного на турбине БТНА горючего газообразного во-
дорода на охлаждение корпуса турбины и далее газовода от ТНА горючего; 10 - под-
вод присадочного кислорода в ЖГГ привода ТНА горючего; 11 - вывод газообраз-
ного водорода на наддув бака с водородом; 12 - бустерный насос водорода с турби-
ной БТНА водорода; 13 - трубопровод подвода жидкого кислорода в ЖГГ при-
вода ТНА горючего; 14 - трубопровод подвода газофицированного водорода на тур-
бину БТНА горючего; 15 - коллектор ввода жидкого водорода в смесительную
головку камеры сгорания; 16 - газовод подвода к смесительной головке генератор-
ного газа, отработанного на ТНА окислителя; 17 - подвод водорода в ЖГГ привода
ТНА окислителя; 18 - трубопровод отвода другой части отработанного на турбине
БТНА горючего газообразного водорода на охлаждение корпуса турбины и далее
газовода от ТНА окислителя; 19 - трубопровод подвода жидкого кислорода высо-
кого давления (15 %) на привод гидравлической турбины БТНА окислителя; 20 -
бустерный насос кислорода с турбиной БТНА окислителя; 21 - восстановитель-
ный ЖГГ привода ТНА кислорода; 22 - трубопровод подвода жидкого кислорода к
насосу окислителя; 23 - трубопровод подвода жидкого кислорода в ЖГГ привода
ТНА окислителя; 24 - место подвода присадочного кислорода в ЖГГ привода ТНА
окислителя; 25 - трубопровод подачи присадочного кислорода на оба ЖГГ после
второй ступени кислородного насоса; 26 - трубопровод вывода газифицированного
в теплообменнике кислорода на наддув бака с кислородом; 27 - трубопровод ввода
жидкого кислорода в теплообменник для наддува кислородного бака; 28 - трубо-
провод жидкого кислорода во вторую ступень насоса, поступающего затем в оба
94
ЖГГ; 29 - выход жидкого кислорода из кислородного насоса; 30 - камера; 31 -
коллектор выхода газифицированного водорода из охлаждающего тракта второго
участка камеры; Р1 - дроссель - регулятор полного расхода водорода на выходе из
насоса; Р2 - дроссель - регулятор перепуска расхода жидкого водорода на смещение
с газифицированным водородом в охлаждающем тракте второго участка (смесь
далее поступает в оба ЖГГ); РЗ, Р4 - дроссели - регуляторы расхода присадочного
кислорода соответственно в ЖГГ привода ТНА горючего и в ЖГГ привода ТНА окис-
лителя; Р5 - дроссель - регулятор расхода жидкого кислорода, поступающего в ка-
меру
Время поступления обоих компонентов в камеру сгорания подобрано
так, что ТНА успевает выйти на достаточный режим, пока в камере еще нет
противодавления. Схема ’’самопуска” двигателя — особенность этого
двигателя.
Двигатель SSME — главный двигатель американского МТКК. Он раз-
работан фирмой ’’Рокетдайн” в 1972 — 1981 гг. Схема ПГС двигателя
представлена на рис. 5.7.
Общие данные и основные параметры. Двигательная установка МТКК
состоит из трех двигателей, установленных на карданных узлах подвеса,
которые обеспечивают их качание на угол ±10,5° дня управления по танга-
жу, на угол ±8,5° дня управления по курсу и на угол ±11° дня управления
по крену. Двигатели запускаются на старте и работают почти до вывода
МТКК на круговую орбиту. Топливо — жидкие кислород и водород, номи-
нальное соотношение компонентов Кт = 6. Компоненты поступают в двига-
тель из специального подвесного бака под давлением наддува. После израс-
ходования компонентов бак сбрасывается.
Главная особенность этого двигателя — многоразовое использование.
Предполагается, что двигатель можно будет применить в 55 полетах с об-
щим ресурсом работы 7,5 ч.
Тяга и удельный импульс на земле соответственно составляют Ppj = о =
= 1,67 МН и Iff = о = 3562 м/с, а в пустоте РП = 2,09 МН и /п = 4464 м/с.
Давление в камере рк = 20,5 МПа, давление на срезе сопла ра 0,0175 МПа
при геометрической степени расширения сопла F а — 77,5. Масса сухого
двигателя 3175 кг, залитого 3382 кг. Габаритные размеры: высота 4,24 м,
диаметр 2,67 м. Время работы в полете 520 с. Двигатель должен допус-
кать регулирование тяги в диапазоне 0,65...1,09 номинальной тяги и регу-
лирование соотношения компонентов Кт = 5,5...6,5.
Работа пневмогидравлической схемы. По дача компонентов из баков
обеспечивается основными ТНА и двумя бустерными ТНА — жидкого
кислорода и жидкого водорода. ТНА окислителя состоит из основного
одноступенчатого центробежного насоса с двухсторонним входом и допол-
нительного центробежного насоса подачи присадочного кислорода в ЖГГ и
двухступенчатой реактивной турбины. ТНА горючего состоит из трехступен-
чатого центробежного насоса и двухступенчатой реактивной турбины.
Интересной особенностью турбонасосных агрегатов является устройст-
во проточного охлаждения газообразным водородом корпусов турбин
и газоводов.
95
Охлаждение камеры — наружное проточное, осуществляется водо-
родом. Первый участок камеры охлаждается раходом водорода, состав-
ляющим 20 % его общего рахода и поступающим в коллектор, располо-
женный на сопле. В охлаждающем тракте жидкий водород, протекая в
направлении к головке, газифицируется и нагревается до температуры
305 К. Затем этот водород из выходного коллектора направляется на при-
вод турбины бустерного насоса водорода. После срабатывания на тур-
бине БТНА этот расход водорода разделяется и поступает в охлаждаю-
щие тракты корпусов обеих турбин и газоводов, из которых он направ-
ляется к пористому огневому днищу смесительной головки для его ох-
лаждения.
Второй участок камеры — трубчатая часть сопла — охлаждается рас-
ходом водорода (25 % его общего расхода). Газифицированный в охлаж-
дающем тракте водород на выходе из участка смешивается с поступающим
из насоса жидким водородом, и его температура становится равной 164 К.
Затем этот расход разделяется на два и направляется соответственно в
ЖГГ ТНА кислорода и в ЖГГ ТНА водорода, в которых он сжигается
с небольшой добавкой — присадкой жидкого кислорода, образуя в обо-
их газогенераторах восстановительный газ. Последний после срабатывания
на турбинах направляется по газоводам к коллектору на головке и далее
распределяется по форсункам. Заметим, что тепловой поток в области
критического сечения сопла достигает значения 150 МВт при температуре
стенки примерно 800 К.
Бустерные ТНА имеют одинаковую конструктивную схему. Каж-
дый из них состоит из осевого одноступенчатого насоса и осевой много-
ступенчатой турбины. БТНА кислорода повышает давление с 0,7 до 3,2 МПа
и имеет шестиступенчатую гидравлическую турбину. Турбина работает
на жидком кислороде, который отбирается в количестве 20 % обще-
го расхода за основным насосом и после срабатывания на турбине сбрасы-
вается в выходной коллектор бустерного насоса, где смешивается с ос-
новным потоком жидкого кислорода. БТНА водорода повышает давление
с 0,2 до 1,9 МПа и имеет двухступенчатую турбину. Турбина работает на
газообразном водороде, поступающем из охлаждающего тракта первого
участка камеры.
Турбины обоих основных ТНА работают на восстановительном гене-
раторном газе, получаемом в двух ЖГГ, с температурой 800 К для окис-
лительного ТНА и температурой 950 К для ТНА горючего. Конструктив-
ная схема у обоих ЖГГ одинаковая - - цилиндрической формы камеры
сгорания или корпус газогенератора и плоская смесительная головка.
На головке располагаются двухкомпонентные струйные форсунки. Кроме
того, на головке находятся охлаждаемые водородом антипульсационные
перегородки. Камера сгорания ЖГГ имеет завесное охлаждение водоро-
дом. В центре смесительных головок установлены блоки электроискро-
вого зажигания. Всего через оба ЖГГ проходит 75 % расхода водорода
и 10 % расхода кислорода.
96
Компоненты из бустерных насосов поступают на вход основных насо-
сов. Жидкий кислород через дроссель-регулятор Р-5 из насоса поступает не-
посредственно в коллектор смесительной головки. Часть кислорода еще до
регулятора Р-5 отбирается на привод гидротурбины БТНА, наддув кисло-
родного бака и на вход дополнительного насоса. Кислород из дополни-
тельного насоса через дроссели-регуляторы Р-4 и Р-3 направляется соот-
ветственно в газогенераторы ТНА окислителя и горючего.
Жидкий водород из основного насоса поступает через дроссель-регуля-
тор Р-1 по двум трубопроводам в коллекторы охлаждающих трактов пер-
вого и второго участков камеры. По третьему трубопроводу через дрос-
сель-регулятор Р-2 жидкий водород направляется на смешение с газифи-
цированным водородом, выходящим из охлаждающего тракта второго
участка камеры. После смешения водород направляется по двум трубо-
проводам в газогенераторы ТНА окислителя и горючего.
Газифицированный водород из охлаждающего тракта первого участ-
ка камеры поступает в турбину БТНА водорода и затем, как указыва-
лось, в охлаждающие тракты турбин и газоводов. Попутно на выходе из
турбины отбирается водород на наддув бака горючего.
Все дроссели-регуляторы кроме прямых функций выполняют также
роль пуско-отсечных клапанов. Тяга двигателя и соотношение компо-
нентов регулируются путем управления расходом водорода и кислоро-
да, поступающих после насосов в двигатель, с помощью регуляроров Р-1
и Р-5. Соотношение компонентов в ЖГГ регулируется дросселями-регу-
ляторами Р-3 и Р-4, которые установлены на трубопроводах подачи при-
садочного кислорода соответственно в ЖГГ привода ТНА горючего и
ЖГГ привода ТНА окислителя.
Наличие двух ТНА и четырех главных дросселей-регуляторов — Р-1,
Р-3, Р-4 и Р-5 — позволяет иметь очень гибкую систему регулирования
и управления тягой и соотношением компонентов — это важная особен-
ность двигателя. Наконец, очень интересная особенность — наличие слож-
ной системы управления двигателем на основе ЭВМ, о чем уже было сказа-
но ранее.
Запуск двигателя осуществляется на принципе ’’самопуска”. После
захолаживания магистралей и заливки полостей насосов, открываются
клапаны дросселей-регуляторов Р-1, Р-3, Р-4, Р-5. Компоненты под дейст-
вием гидростатического напора и давления наддува заполняют трубопро-
воды за насосами, сначала поступают в ЖГГ, а затем в камеру сгорания.
Компоненты поджигаются предварительно включенными электроискро-
выми блоками зажигания, установленными в центре смесительных голо-
вок. Блоки зажигания питаются газообразным кислородом и водородом.
Причем последовательность включения клапанов и время движения ком-
понентов по трактам подобраны так, что сначала происходит раскрутка
ТНА, пока в камере сгорания еще нет противодавления, а затем проис-
ходит воспламенение компонентов в камере сгорания и начинается подъ-
ем давления. Двигатель выходит на режим полной тяги за 4...5 с. Все опера-
4-1758 97
ции запуска и их последовательность строго контролируются системой уп-
равления двигателем — контроллером.
Двигатель RL-10. Он разработан фирмой ’’Пратт-Уитни” в 1958 -
1963 гг. для верхних ступеней космических PH ’’Атлас-Центавр” и ’’Са-
турн-1”. Двигатель последовательно усовершенствовался и имеет модифи-
кации RL-10A, RL-10A-3, RL-10A-3-1, RL-10A-323. Схема ПГС двигателя
приведена на рис. 5.8.
Общие данные и основные параметры. Двигатель однокамерный, ук-
репляется в раме на карданном подвесе, допускающем отклонение в двух
плоскостях на угол ±4°. Это обеспечивает управление по курсу и тангажу.
Управление по крену осуществляется дополнительными соплами, рабо-
тающими на газообразном водороде. Топливо двигателя — жидкий кисло-
род и жидкий водород с соотношением компонентов Кт = 5. Главная
особенность этого двигателя — отсутствие ЖГГ. Рабочее тело для привода
турбины ТНА — газообразный водород, получается непосредственно в ох-
лаждающем тракте камеры двигателя.
Тяга и удельный импульс в пустоте соответственно составляют Рп ~
— 66,72 кН и/п = 4354 м/с. Давление в камере сгорания рк — 2,76 МПа.
Рис. 5.8. Пневмогидравлическая схема двигателя RL-10:
1 - регулятор тяги; 2 - трубка Вентури; 3, 4, 7 - клапаны системы захолаживания:
5, 9 - насосы соответственно водорода и кислорода; 6, 8 - пуско-отсечные кла-
паны на входе в насосы соответственно водорода и кислорода; 10 - шестеренный ре-
дуктор; 11 - турбина; 12 - блок клапанов с электромеханическим регулятором
соотношения компонентов; 13, 15 - управляющие электромагнитные клапаны; 14-
пуско-отсечной клапан подвода жидкого водорода в охлаждающий тракт камеры;
16 - клапан системы зажигания; 17 - блок электроискрового зажигания; 18 -
камера; а - вход жидкого водорода в насос; б - вход жидкого кислорода в насос;
в - вход жидкого гелия на захолаживание полостей насоса горючего от наземной сис-
темы (перед стартом PH); г - вход газообразного гелия
98
Геометрическая степень расширения сопла F а = 57, что соответствует
давлению на срезе сопла примерно ра = 0,004 МПа. Масса двигателя 133 кг,
габаритные размеры: высота 1,8 м, диаметр 1,0 м. Продолжительность
в полете 470 с, допускается до трех включений.
Работа пневмогидравлической схемы двигателя. Компоненты из ба-
ков через входные клапаны 6 и 8 поступают на вход насосов. ТНА двига-
теля имеет двухвальную схему с параллельными валами и шестеренча-
тым редуктором — это важная особенность данного ТНА. Центробежный
насос водорода установлен на одном валу с турбиной, имеет две ступени
и осевой вход. Первая ступень — шнекоцентробежная с частотой вращения
504 с"1. Насос кислорода — одноступенчатый шнекоцентробежный с час-
тотой вращения 202 с"1. Турбина — осевая двухступенчатая реактивная.
Жидкий кислород через блок клапанов 12 с электромеханическим
регулятором соотношения компонентов из насоса поступает в полость
смесительной головки. В полете по сигналам системы опорожнения баков
соотношение компонентов может изменяться в пределах ± 10 %. Водород
из насоса по трубопроводу подводится к входному коллектору охлажда-
ющего тракта камеры.
Охлаждение — проточное. Жидкий водород из насоса поступает в кол-
лектор, расположенный в области критического сечения сопла. Из кол-
лектора по части трубок водород направляется к срезу сопла, затем по
другой части трубок движется к коллектору возле головки. Из этого
коллектора газообразный водород, нагретый в охлаждающем тракте до
температуры 200 К, через трубку Вентури 2 регулятора тяги 1 направляет-
ся на турбину. Регулятор тяги работает на принципе перепуска части водо-
рода на выход из турбины. Из турбины отработанный водород через пуско-
отсечный клапан 14 поступает по газоводу в смесительную головку.
Все основные клапаны управляются газообразным гелием с помощью
управляющих клапанов 13 и 15. В схеме показаны еще клапаны 3, 4 и 7,
которые обеспечивают работу системы захолаживания двигателя перед
запуском. Наддув баков осуществляется газообразным гелием, запас
которого находится в специальном баллоне.
Запуск двигателя. При предварительном захолаживании трубопро-
водов и полостей насосов через них подаются соответствующие жидкие
компоненты — кислород и водород. Для уменьшения потерь перед стар-
том PH насос горючего захолаживается жидким гелием от наземной
системы.
После открытия пусковых клапанов 6, 8 и 14 компоненты поступа-
ют в насосы и охлаждающий тракт под действием гидростатического напо-
ра, вызываемого ускорением и давлением наддува. Поджигание компонен-
тов в камере сгорания производится электроискровым блоком зажига-
ния, установленным в центре смесительной головки, который работает
на газообразных кислороде и водороде, поступающих в него через клапа-
ны системы зажигания 1 и 16. Постепенно по мере подогрева водорода в
охлаждающем тракте камеры начинает раскручиваться ТНА и двигатель
плавно выходит на рабочий режим.
Безгазогенераторная схема двигателя RL-10 изучается. Расчетные
и экспериментальные исследования показывают, что при проведении неко-
торых конструктивных мероприятий можно значительно увеличить теп-
лоотдачу в камере и повысить температуру водорода в охлаждающем трак-
те. Это соответственно повышает его ’’работоспособность” и мощность
ТНА. Последней хватает для обеспечения давления в камере сгорания
рк ~ 10...15 МПа. В результате при увеличении геометрической степени рас-
ширения сопла до относительной площади среза F а = 400...1000 с учетом
положительного эффекта регенерации тепла удельный импульс двигате-
ля в пустоте можно получить равным In = 4750...4800 м/с и даже выше.
Вопросы для самопроверки
Перечислите, в чем заключаются основные особенности схем следующих двига-
телей: РД-107, РД-108, РД-119, Pfl-111,F-1, J-2, РД-253, SSME, RL-10-3.
Глава 6
КОНСТРУКЦИЯ КОРПУСА КАМЕРЫ
6.1. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И СОПЛА
Конструкцию камеры двигателя (рис. 6.1) технологически можно
разделить на две части: корпус 1 и смесительную (форсуночную) голов-
ку 2.
Корпус состоит из цилиндрической части 3 и сопла 4.
Исходными данными для конструирования камеры являются преж-
де всего геометрические размеры и газодинамический профиль (рис. 6.2),
которые определяются при газодинамическом расчете. Затем производит-
ся расчет смесеобразования и форсунок, расчет тепловых потоков и ре-
шаются задачи теплозащиты стенки, выбираются основные материалы.
Большинство камер ЖРД имеет наружное охлаждение, при кото-,
ром осуществляется проток охладителя по охлаждающему тракту, об-
разованному между внутренней и наружной оболочками или стецками
камеры сгорания и сопла. С ростом давления в камере и повышением
энергетических характеристик двигателя для обеспечения надежной теп-
лозащиты стенок камеры требуется интенсификация наружного про-
точного охлаждения. Это достигается увеличением скорости течения
охладителя, развитием теплоотдающей поверхности стенки с помощью
ее оребрения, турбулизацией потока, например путем создания искусст-
венной шероховатости тракта. Кроме того, при интенсивном наружном
охлаждении требуется, чтобы внутренняя стенка была достаточно тонкой
100
СОерхзиукоОая часть соппа
Сопло камеры
кая часть
напоры
Камера
сгорания
Дозву-
ковая
часть
сипла
Смеси-
тельная ЦилинВричес-
гоповка — ------
камеры
сгораний сгорания
Рис. 6.1. Камера ЖРД:
1 - корпус; 2 — смесительная головка; 3 - цилиндрическая часть; 4 — сопло; а -
узел пояса завесы; б - узел подвода охладителя; в - узел крепления камеры
Рис. 6.2. Газодинамический профиль ка-
меры:
с/ц, <2К0, с/а - диаметры камеры сгорания,
критического сечения, среза сопла со-
ответственно; Z 1а — длина цилиндри-
ческой части камеры сгорания и сверх-
звуковой части сопла; рд - угол профиля
сопла в его выходном сечении
и изготовлена из теплопроводных материалов, например, из медных
сплавов.
Однако с повышением давлений в камере и охлаждающем тракте,
которые доходят до десятков мегапаскалей, очень сложно обеспечить
высокую прочность конструкции при тонкой стенке из теплопроводных,
как правило, малопрочных материалов.
Поэтому наиболее сложным этапом создания камеры является проек-
тирование и разработка конструкции охлаждающего тракта, который име-
ет много разных форм и силовых связей. Заметим, что от конструкции
охлаждающего тракта зависит облик всей конструкции камеры, ее проч-
ность, надежность охлаждения и массовые характеристики. Таким образом,
самым главным элементом конструкции камеры является конструкция
101
Рис. 6.3. Схемы охлаждения трактов
камеры:
а, б - щелевые тракты; в - со связан-
ными оболочками по выштамповкам;
г - схемы расположения выштампо-
вок; I - квадратная; II - шахматная
охлаждающего тракта. Наиболее простым является охлаждающий тракт,
выполненный в виде гладкого щелевого канала, образованного зазором
между внутренней и наружной оболочками (рис. 6.3, а и б). Однако при
малом количестве охладителя для обеспечения требуемой скорости те-
чения необходимо иметь очень малый зазор щели — меньше 0,4...0,5 мм,
что технически выполнить очень трудно. Кроме того, при большом давле-
нии в охлаждающем тракте, тонкая внутренняя оболочка легко теряет ус-
тойчивость — деформируется из-за недостаточной ее жесткости.
От этих недостатков избавлены охлаждающие тракты с так называ-
емыми связанными оболочками, т.е. прочно скрепленными. Впервые их
разработал известный советский конструктор А.М. Исаев в 1946 г. (двига-
тели У-400 и У-1250). Конструктивных схем охлаждающих трактов со свя-
занными оболочками имеется в настоящее время много.
На рис. 6.3, в показан тракт, образованный соединением оболочек эле-
ктросваркой по специальным выштамповкам — круглым или овальным,
выполненным на наружной оболочке.
На рис. 6.4 оболочки соединены пайкой либо через ребра, выфрезеро-
ванные на внутренней оболочке (рис. 6.4, а), либо пайкой через специаль-
ные гофрированные проставки (рис. 6.4, б). В американских двигателях
распространены трубчатые конструкции камер. В них корпус камеры сгора-
ния и сопла набирается из специальных тонкостенных (до 0,3...0,4 мм)
профилированных трубок, изготовленных из теплопроводных материалов,
102
часто на никелевой основе. Трубки соединяются между собой пайкой
(рис. 6.5). Для обеспечения прочности трубчатых камер снаружи устанав-
ливаются специальные силовые бандажи как на отдельных участках, так
и в виде сплошной силовой обечайки. В некоторых случаях трубки могут
размещаться в два слоя. Разновидностью трубчатой конструкции может
служить использование U-образных профилей, припаянных к силовой
наружной оболочке.
В качестве охладителя в современных двигателях используются окис-
литель или горючее, либо оба компонента. Кроме того, для удобства ком-
поновки, уменьшения длины подводящих охладитель трубопроводов,
а также снижения гидравлического сопротивления охлаждающего тракта
охладитель иногда разделяют на несколько расходов, каждый из кото-
Рис. 6.5. Трубчатые охлаждающие тракты:
а — прямоугольные трубки; б — оребренные трубки; в — круглые трубки, г — двух-
рядное размещение трубок; д - спиральные трубки; е - тракт из U-образных
профилей; 1 - силовая оболочка; 2 - U-образный профиль; 3 - места пайки
103
г
Рис. 6.6. Различные схемы подвода компонента в охлаждающий тракт камеры
рых охлаждает какую-либо часть камеры сгорания или сопла. Особенно
это характерно при использовании в качестве охладителя водорода. При-
чем часто для охлаждения камеры вполне достаточно только одной его
части расхода. На рис. 6.6 показаны некоторые схемы подвода охладителя
в охлаждающий тракт камеры.
Схема а — наиболее простая — весь расход охладителя проходит от
среза сопла к головке камеры сгорания. В схеме б концевая часть сопла
охлаждается частью расхода, так как здесь более низкие тепловые потоки.
Эта схема позволяет несколько снизить гидравлические потери в охлаж-
дающем тракте, массу и габаритные размеры камеры уменьшением дли-
ны подводящих трубопроводов и применением менее габаритного кол-
лектора. Схемы в и г — конструктивно более сложные, но позволяют так-
же уменьшить длину подводящих трубопроводов, снизить гидравлическое
сопротивление охлаждающего тракта, подавать в области с наибольшими
тепловыми потоками (дозвуковая и критическая части сопла) охлади-
тель с более низкой температурой.
Схема д — противоположна схеме а. Здесь охладитель поступает в
охлаждающий тракт со стороны смесительной головки. Достоинство схе-
мы — уменьшение длины подводящих трубопроводов. Эта схема особен-
но хорошо компонуется при трубчатой конструкции камеры. В этом слу-
чае охладитель по одной части трубок направляется к срезу сопла, а по дру-
гой — возвращается к смесительной головке.
Важным конструктивным элементом камеры является обеспечение
равномерного втекания охладителя в охлаждающий тракт по его пери-
метру. Для этого устраивают специальные входные коллекторы (рис.
6.7).
Одно наружное проточное охлаждение камеры не всегда может обес-
печить необходимый для надежной работы температурный режим стен-
ки на всем ее протяжении. Поэтому, как правило, наряду с наружным
охлаждением применяют и внутреннее охлаждение. Оно осуществляется
созданием вблизи стенки низкотемпературного пристеночного слоя газа
104
Рис. 6.7. Схемы входных коллекторов прн трактах:
а - щелевом; б - с выштамповками; в - с гофрами; г с ребрами; 1 - гофры;
2 - ребра
(заградительное охлаждение) или жидкой пленки (завесное охлаждение)
на отдельных участках внутренней поверхности стенки.
Заградительное охлаждение стенки осуществляется соответствующим
расположением и подбором расходных характеристик форсунок на перифе-
рии головки. В этом случае в пристеночном слое создается избыток ка-
кого-либо компонента (обычно горючего), что приводит к понижению
температуры продуктов сгорания возле стенки. Завесное охлаждение
реализуется подачей жидкого компонента (обычно горючего) непосред-
ственно на внутреннюю поверхность стенки через отверстия и щели в спе-
циальной конструкции — поясе завесы охлаждения. Жидкая пленка и
продукты ее разложения, двигаясь по стенке, хорошо ее защищает от
воздействия высокотемпературных продуктов сгорания.
Наиболее распространенной конструкцией охлаждающих трактов
являются каналы, образованные ребрами (см. рис. 6.4, а) или гофрирован-
ными проставками (см. рис. 6.4, б), При таких конструкциях трактов
оболочки имеют большое число связей, которые обеспечивают повышен-
ную жесткость и прочность камеры. Минимальный шаг между связями 7^
определяется технологией производства, а максимальный 7тах — проч-
ностью. Уменьшение высоты охлаждающего тракта 50хл часто использу-
ется для повышения скорости течения охладителя. Однако из техноло-
гических соображений сделать высоту тракта 50хл меньше 1,5...
1,8 мм не рекомендуется, так как при пайке может произойти перекры-
тие сечения канала припоем. Поэтому для повышения скорости течения
охладителя, чтобы не уменьшать высоты канала, применяют спиральные
винтовые связи (рис. 6.8). Если д — угол наклона ребер с осью камеры,
то скорость течения охладителя lVOxn = 1/cos в. Подбирая угол наклона
ребер, можно в определенных пределах влиять на скорость течения.
Учитывая, что в соответствии с газодинамическим профилем диаметр
сечения сопла непрерывно изменяется, а число связей на определенном
105
Рис. 6.8. Схемы спиральных связей обо-
лочек камеры
Рис. 6.9. Изменение шага между свя-
зями вдоль сопла (бсп — зона спая)
участке должно оставаться постоянным, то в соответствии с изменением
диаметра сечения сопла будет изменяться на участке и шаг между связя-
ми (рис. 6.9).
На рис. 6.10 даны рекомендации по выбору некоторых размеров
тракта:
а) прт тракте с ребрами fmjn — 2,5 мм, fmax = 4...6 мм - при пай-
Рис. 6.10. Рекомендуемые размеры связей с ребрами и гофрами
106
Рис. 6.11. Разбивка связей по секциям:
а — при ребрах; б - при гофрах
Рис. 6.12. Коэффициент загромождения
при различных конструкциях связей
ке твердыми припоями; при диф-
фузионной пайке lmin =2 мм, при-
чем допустимую высоту охлаждаю-
щего тракта здесь можно снизить до
6охл = 1,2...1,5 мм. Минимальная
толщина ребер 5р = 1 мм;
б) при тракте с гофрами in =
= 3,5, rmax = 5...7 мм. Минимальная
толщина гофра 6Г = 0,3 мм.
Таким образом, число связей вдоль камеры постоянно будет изменять-
ся, причем при ребрах — ступенями (рис. 6.11, а), а при гофрах — отдель-
ными секциями (рис. 6. 11, б). Технология изготовления ребер фрезеро-
ванием требует удвоения числа ребер в каждой следующей секции: преды-
дущие ребра не прерываются, а между ними фрезеруются новые. Число
связей — гофр — в соседних секциях произвольное, лишь в начале каждой
секции должно быть t tmin, а в конце — К 7тах.
Естественно, выбор максимальных значений шага между ребрами или
гофрами на каждой секции или участке должен быть обоснован прочност-
ными расчетами.
Для одновременного удовлетворения требований надежного охлажде-
ния и прочности внутреннюю стенку камеры сгорания часто приходится
изготавливать из разных материалов. Например, на наиболее теплонапря-
женных участках дозвуковой и критической частей сопла для стенки при-
меняют медные сплавы, а на остальных — сталь.
Наконец, сравнивая два вида связей оболочек — с ребрами и гофра-
ми, можно отметить следующее.
1. Ребра имеют только один спай — с наружной оболочкой, в то вре-
мя как у гофров — два спая, с наружной и внутренней стенками. Учиты-
вая, что последний спай ’’горячий”, то, естественно, его прочность меньше
’’холодного”. Следовательно, при использовании гофров прочность связи
107
f 1
оболочек при прочих равных условиях будет меньше, чем при применении I
ребер. 1
2. Производство ребер путем их фрезерования на внутренней оболоч- I
ке много проще и надежнее, чем изготовление гофрированных секций. 1
3. Качество соединения стенки, спаянной с ребрами, легче проконтро- ]
пировать (например, легче расшифровать снимки, полученные на рент- <
геновской установке). Это объясняется тем, что при гофрах эта работа
сильно усложняется из-за накладки одного и другого рядов спаев, а также '
из-за деформации и перемещения гофров при сборке, вакуумировании,
пайке и тл.
4. При уменьшении шага между ребрами и гофрами гофры в большей
степени загромождают проходное сечение охлаждающего тракта, чем реб-
ра. Это хорошо видно из рис. 6.12. Заметим, что под коэффициентом
загромождения понимается отношение площадей сечения ’’свободного”
охлаждающего тракта, т.е. без загромождающих элементов, к реальному,
т.е. загроможденному сечению данного тракта той же высоты.
Большое загромождение проходного сечения охлаждающего тракта
требует для обеспечения заданной скорости течения охладителя соответ-
ствующего увеличения высоты охлаждающего тракта, что, естественно,
увеличит массу камеры. Кроме того, охлаждающий тракт с большим за-
громождением будет иметь и повышенное гидравлическое сопротивление.
Все это приводит к тому, что большинство камер двигателей в настоя-
щее время имеет в качестве связей фрезерованные ребра, в том числе
даже на сверхзвуковых участках сопла, изготавливаемых из стали.
6.2. ОСОБЕННОСТИ ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ
И УЗЛОВ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ
Проектирование деталей камеры имеет свою специфику, тесно связан-
ную с технологией их изготовления. Для примера рассмотрим конкрет-
ные варианты конструктивных и технологических решений некоторых
узлов.
1. Заготовки для частей оболочек вырезаются из листа и сгибаются
на трехвалковой гибочной машине со сменными валками, для цилинд-
ров валки — цилиндрические, а для конусов — конические (разные валки
для разных по размеру конусов).
2. Цилиндрические и конические части оболочек могут изготавливать-
ся из листа на прессах с использованием матриц и пуансонов в несколь-
ко переходов. Бронзовые заготовки отжигаются после каждого перехода,
заготовки из никелевых сплавов не требуют отжига.
3. Коллекторы подвода компонентов, имеющие круглое сечение,
изготавливаются двумя способами:
1) из листа путем осадки в несколько переходов (рис. 6.13) с после-
дующей отрезкой; такой коллектор не имеет швов;
108
Рис. 6.13. Формообразование коллек-
тора:
1 — исходная заготовка; 2, 3, 4 - после-
довательные операции штамповки
Рис. 6.14. Патрубок коллектора:
1 - патрубок; 2 - сварные швы; 3 - кол-
лектор
2) из полосы путем формирования роликом профиля на машине,
аналогичной трехвалковой (вместо верхнего валка используется ролик
круглого профиля, а нижние валки имеют канавки соответствующего
профиля), после чего производится сварка поперечным швом и обрезка
лишнего материала.
Патрубок подвода компонента изготавливается из двух штампован-
ных половин с частью коллектора, которые свариваются и затем прива-
риваются к разъему коллектора (рис. 6.14). Таким образом, у коллекто-
ра, если и есть швы, то поперечные, а не продольные.
4. Механическая обработка оболочек осуществляется обточкой (сна-
ружи и внутри) до получения заданной толщины стенки.
Фрезерование ребер (рис. 6.15) производится парой фрез; может
быть одна, две или четыре пары, т.е. фрезеруется одновременно одно,
два или четыре ребра, и поэтому при проектировании желательно зада-
вать число ребер п, кратное четырем. При таком способе фрезерования
толщина ребра 5р постоянна по длине, а при увеличении шага t увеличива-
ется ширина канавки между ребрами. Минимальный шаг определяется тол-
щиной фрезы и расстоянием между ними. Толщина ребра не должна быть
меньше 1 мм, так как последующее травление может ее уменьшить, и
спай станет ненадежным. Минимальная толщина фрезы, обеспечивающая
ее жесткость при фрезеровании, — 1 мм, минимальный диаметр фрезы —
40 мм.
Канавка между ребрами образуется за два прохода. На оставшемся
после двух проходов материале можно фрезеровать новые, более корот-
кие ребра. Поэтому в каждой последующей секции число связей (ребер)
возрастает в два раза.
Можно фрезеровать ребра с углом наклона к образующей до 15.„20 ,
в том числе и на крутых изменениях диаметра профиля сопла, например
вблизи критического сечения.
Возможны и другие способы фрезерования ребер — с постоянной
шириной канавки и переменной толщиной ребра (фрезерование одной
109
фрезой), с произвольным (а не в два раза) изменением числа ребер. В
обоих этих случаях при смене числа ребер возникают участки между сек-
циями, на которых стенка будет без ребер, в зоне выхода инструмента.
Появление таких участков или промежуточных коллекторов снижает
прочность конструкции из-за прерывания связей оболочек. Поэтому тех-
нологические методы изготовления ребер на оболочках должны предус-
матривать снижение числа таких ’’неоребренных” участков между со-
седними секциями.
Секции гофрированных проставок изготавливаются путем штампов-
ки в специальных приспособлениях из листовой ленты (рис. 6.16). Про-
филь гофров в приспособлении должен быть выполнен в соответствии
с длиной секции и изменением шага t по ее длине (см. рис. 6.9 и 6.11).
Затем из гофрированной ленты сворачивается секция в форме усеченного
конуса, и нужный профиль формируется в специальном штампе. Дефор-
мация гофров в этом штампе ограничена. Поэтому на пологих секциях
гофров, близких к срезу сопла, длина секции в большинстве случаев оп-
ределяется ограничениями деформации, а не возможностью изменения шага
°т Лтип До ^тах-
В тех случаях, когда внутренние оболочки двух соседних блоков кор-
пуса камеры сгорания или сопла выполнены из разных материалов, нап-
ример, из медного сплава (бронза БрХ08) и стали (12Х18Н9Т), то к
стальной оболочке 3 (рис. 6.17) предварительно (до обточки и фрезе-
Рис. 6.15. Фрезерование ребер:
1 - фрезы; 2 - внутренняя оболочка с ребрами; а - толщина ребра, т.е. расстояние
между фрезами; в — расстояние между ребрами
Рис. 6.16. Схема изготовления гофрированных проставок:
1 - заготовка-лента; 2 - детали штампа; 3 - секция гофро-
цилиндрического участка корпуса; 4 — секция гофроконичес-
кого участка корпуса
ПО
Рис. 6.17. Сварка оболочек:
а — приварка кольца 1, изготов-
ленного из листа; б - приварка
проточенного кольца; 2 - канав-
ка; 3 - оболочка; 4 - подклад-
ка; 5 - деталь сварочного прис-
пособления; 6 — буртик; ЭЛС -
электронно-лучевая сварка
рования ребер) приваривается переходное кольцо 1 из стали 12Х21Н5Т,
которая лучше других материалов сваривается с бронзой. Приварка коль-
ца осуществляется электронно-лучевой сваркой, которая позволяет сва-
ривать металлы толщиной от 0,5 до 40 мм, при соответствующих изме-
нениях режимов сварки. Канавка 2 предназначается для ’’прицеливания”
луча при сварке, максимально допустимый зазор по торцу — 0,2 мм. Про-
кладка 4 предварительно приваривается (а после сварки кольца срезается),
с тем чтобы при сварке оболочки на всю толщину не приварить ее к кулач-
кам-держателям 5. Подкладка 4 приваривается, если кольцо 1 изготавли-
вается из листа. Если же кольцо изготавливается точением, то на нем пре-
дусматривается буртик 6 (см. рис. 6.17, б), который после электронно-
лучевой сварки также срезается.
5. Пайке оболочек предшествует подготовка к пайке, которая состоит
из нескольких подготовительных операций. Сначала производится травле-
ние отдельных деталей для удаления грязи и окислов. Внутреннюю повер-
хность наружной оболочки покрывают мелом, который служит для конт-
роля плотности прилегания ребер. В случае необходимости детали подго-
няются.
Припой в виде фольги устанавливается на соответствующих поверх-
ностях наружной и внутренней оболочек.
Для диффузионной пайки стальной наружной и бронзовой внутрен-
ней оболочек производится покрытие поверхностей оболочек. Внутрен-
няя поверхность стальной наружной оболочки омедняется (толщина слоя
примерно 5 мкм), а ребра бронзовой внутренней оболочки покрывают-
ся серебром (толщина покрытия около 5 мкм) гальваническим спо-
собом.
Иногда в специальные проточки помещают стальную сетку (ст.
12Х18Н9Т), в которую затекает ’’лишний” припой при нагреве и пайке
(рис. 6.18). Сетка чаще устанавливается в местах, близких к завесам,
для того чтобы при пайке не заливались мелкие отверстия, канавки и тл.
При сборке блока критического сечения часть внутренней оболочки,
имеющая в заготовке цилиндрическую форму с диаметром, равном кри-
тическому диаметру сопла, развальцовывается до соприкосновения ре-
бер с внутренней поверхностью наружной оболочки (рис. 6.19). Допусти-
мая величина развальцовки Дб = 2Дг = (0,4...0,45) бкр, если материал
111
Рис. 6.18. Пайка оболочек:
а — место установки сетки
Рис. 6.19. Развальцовка оболочек:
dKp — диаметр критического сечения сопла; А г — приращение радиуса при разваль-
цовке
внутренней оболочки — бронза, и Ad = (0,15...0,2) dKp, если материал —
сталь. Развальцовка производится на гидравлическом прессе или непосред-
ственно гладким конически пуансоном, который имеет некоторое осевое
перемещение, или через разжимную цангу, которая не перемещается. Опера-
цию выполняют в несколько переходов. При каждом переходе цанга пово-
рачивается вокруг оси на часть шага своих лепестков, с тем чтобы не оста-
валось глубоких следов на внутренней поверхности камеры, и в этом слу-
чае последний калибровочный переход производится гладким пуансоном
с профилем, соответствующим расчетному профилю сопла.
После сборки осуществляется технологическая сварка оболочек по
припускам на торцах блока, а затем газообразным азотом вытесняется
воздух из тракта охлаждения, после чего производится вакуумирование
полости охлаждающего тракта (для этих операций предусмотрены техно-
логические штуцеры на торцах блока).
Вакуумированный блок помещается в печь, куда подается газообраз-
ный азот под давлением дб 5 • 10s Па. Если конструкция печи не позволяет
повышать в ней давление, то узел (блок) помещается в контейнер, кото-
рый и наддувается. Термопары предварительно монтируются и выводят-
ся наружу через крышки контейнера и печи. Блок (вместе с контейнером)
нагревается в печи до температуры кристаллизации припоя, выдержива-
ется в течение определенного времени с одновременным поворотом вок-
руг оси сквозь крышку печи электромотором с редуктором.
После пайки и проверки ее качества производится отрезка участков
с технологической сваркой оболочек на торцах и их подготовка к соеди-
нению либо с другими блоками камеры, либо с блоком смесительной
головки.
Кроме цилиндрических и конических осесимметричных форм, о ко-
торых упоминалось выше, части корпуса могут иметь и другую форму.
Сферы (например, корпус ЖГГ, части газовода или корпус турбины
и т.п.) изготавливаются (рис. 6.20) из цилиндрической заготовки (труба
цельная или сваренная из Листа) в разъемной матрице путем осадки по
центрирующей оправке.
112
Рис. 6.20. Изготовление сферической оболоч-
ки:
1 - цилиндрическая оправка; 2 - части мат-
рицы; 3 - заготовка; 4 - сферическая обо-
лочка
Рис. 6.21. Изготовление охлаждаемого газо-
вода
Газоводы свариваются из двух одинаковых штампованных половин
(рис. 6.21). Затем изготавливается тор (рис. 6.21, а) со сварными швами
на максимальном и минимальном диаметрах АА. Для обеспечения равно-
прочное™ тор выполняется из материала максимальной потребной тол-
щины и после сварки его наружная поверхность (за исключением сварных
швов) подвергается химическому фрезерованию или фрезерованию по
копиру для получения переменной толщины стенки (рис. 6.21, б). Охлажда-
емый газовод имеет еще и внутреннюю стенку, изготовленную аналогично
из листа постоянной толщины. После сварки на его наружной поверхности
фрезеруются ребра, затем наваривается наружная стенка и производит-
ся пайка (рис. 6.21, в). В заключение из тора вырезаются части газоводов
нужного размера Z.
Аналогично изготавливаются и сферические охлаждаемые части кор-
пуса турбины ТНА (в схемах с дожиганием генераторного газа).
Максимальные напряжения от сил внутреннего давления возникают
на образующей минимального радиуса тора (г на рис. 6.22). Поэтому
тороидальный газовод можно изготовить из трех частей (с тремя про-
дольными сварными швами). В этом случае сварные швы выведены из
области максимальных напряжений, внутреннюю часть (седловину) газо-
вода можно выполнить из более толстого материала и, кроме того, облег-
чается процесс штамповки частей газовода.
6. Соединение отдельных блоков, составляющих корпус камеры, осу-
ществляется сваркой по внутренней и наружной оболочкам. Внутренняя
оболочка сваривается встык (без присадочного материала) через разъем
113
в наружных оболочках блоков (рис. 6.23). По наружной оболочке блоки
свариваются через соединительное кольцо, которое может состоять из
двух частей, соединяемых поперечным швом вдоль образующей. Если
это кольцо изготовить с коническими торцевыми поверхностями (рис.
6.23, а), то при сварке окружных замыкающих швов его может "вытолк-
нуть” наружу из-за ’’стягивания” блоков сваркой. Поэтому его торцы дол-
жны быть параллельны друг другу и перпендикулярны оси оболочек кор-
пуса (рис. 6.23, в), но не перпендикулярны образующим (как на pic.
6.23, б), так как в этом случае сборка невозможна. Причем торцы дол-
жны выполняться без осевых зазоров (индивидуальная подгонка). Это
необходимо, чтобы исключить деформацию и разрушение шва на внут-
ренней оболочке при ’’стягивании” блоков во время сварки наружных
оболочек. Торцы на наружном стыке, естественно, выполняются с зазо-
рами (для удобства и облегчения сборки).
Рис. 6.24. Сборка и сварка секций камеры:
1 - соединительное кольцо; 2 - дистанционное кольцо; 3 - переходное кольцо
Рис. 6.25. Присоединение блока смесительной головки:
1 - переднее днище; 2 - внутренняя оболочка корпуса камеры
114
Рис. 6.26. Сварка н пайка оболочек:
1 - корпус головки; 2 - наружная оболочка корпуса камеры; 3 - внутренняя обо-
лочка корпуса камеры
Рис. 6.27. Соедииеине блоков головки и камеры:
1 - бронзовое переднее днище; 2 - форсунки; 3 - стальное наружное днище; 4 -
среднее днище; 5, 6 - части переходника, соединенные между собой резьбой; 7, 8 -
наружная титановая и внутренняя бронзовая оболочки; а, б, в сварные швы
Соединительное кольцо 1 может также выполняться целым и надви-
гаться на свое место после заварки шва на внутренней оболочке (рис.
6.24). Но в этом случае между наружными оболочками блоков необходи-
мо установить распорное разрезное кольцо 2, чтобы вставить его на мес-
то после заварки внутреннего шва. Кольцо 2 обеспечивает сохранность
внутреннего шва во время заварки наружных швов. Распорное кольцо
устанавливается с минимальным осевым зазором.
На рис. 6.25 показан вариант соединения блока корпуса со смеситель-
ной головкой. Здесь на огневом днище предусмотрена проточка, которая
не допускает вытекания материала шва внутрь камеры при сварке днища
с внутренней оболочкой. В сечении А—А показаны пазы, через которые
выходит из проточки нагретый при сварке воздух.
На рис. 6.26 показан вариант сварки стального корпуса смесительной
головки 1 с корпусом камеры, внутренняя оболочка 3 которой — бронзо-
вая, наружная оболочка камеры 2 — стальная. В этом варианте охладитель
выводится из охлаждающего тракта в коллектор, установленный на ка-
мере возле головки.
Применение в конструкциях титановых сплавов весьма желательно,
так как их прочность такая же, как у стали, а плотность почти в 1,5 раза
меньше. Но при этом усложняется технология изготовления конструк-
ций, так как титановые сплавы хуже (чем сталь) штампуются, свариваются,
в частности со сталью. На рис. 6.27 показан вариант конструкции узла
соединения смесительной головки.
Если необходимо приваривать тонкую внутреннюю оболочку кор-
пуса к массивным деталям головки, то к торцу оболочки заранее прива-
ривают переходное кольцо из того же материала, Но большей толщины
(рис. 6.28).
Рис. 6.28. Соединение блоков:
1 - детали смесительной головки; 2 - соеди-
нительное кольцо; 3, 4 - наружная и внутренняя
оболочки камеры; 5 - переходное кольцо
115
6.3. КОНСТРУКЦИЯ ПОЯСОВ ЗАВЕСЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
Важными конструктивными узлами некоторых каамер являются
пояса завесы, организующие внутреннее завесное охлаждение стенки.
Необходимо напомнить, что в конвективном (наиболее мощном) теп-
лообмене между продуктами сгорания и стенкой участвует только погра-
ничный слой — тонкий слой газа непосредственно примыкающий к стен-
ке. Поэтому для организации эффективного, т.е. экономичного и надеж-
ного внутреннего охлаждения, достаточно насыщать ’’холодными” (жид-
кими или газообразными) продуктами только сам пограничный слой.
В этом случае наиболее эффективным охлаждением является транспираци-
онное с использованием для стенки пористых материалов.
Эффективность охлаждения будет выше, если по длине камеры рас-
положить ряд поясов завесы с минимальными расходами компонентов.
Однако применение большого числа поясов означает значительное услож-
нение конструкции камеры и технологии ее изготовления.
На практике обычно устанавливают один-три пояса завесы. При этом
расход горючего на внутреннее завесное охлаждение лежит в пределах от
1,5...2,5 % до 6...8 % полного расхода компонентов через камеру. Эти
данные соответствуют расходу в пределах от 5...6 до 20...25 г/см • с, т.е.
на 1 см периметра сечения камеры в месте установки пояса завесы.
Расход через пояс завесы определяется многими факторами, к чис-
лу которых относятся: задача, возлагаемая на завесное охлаждение; чис-
ло поясов по камере и их расположение; немаловажную роль играют и
конструктивные особенности пояса завесы.
Если завеса является вспомогательной, т.е. она дополняет загради-
тельное охлаждение пристеночного слоя, создаваемого смесительной го-
ловкой, то ее расходы могут быть минимальными. Если завеса — осно-
ва внутреннего охлаждения, то ее расходы должны быть максимальными.
При одной завесе расход горючего через нее должен быть большим, чем
при нескольких завесах. Значения расходов горючего через каждый пояс
завесы определяются на основе полного расчета теплозащиты стенки и
окончательно корректируются при экспериментальной отработке камеры.
На практике, если это возможно, несмотря на высокую эффектив-
ность внутреннего завесного охлаждения, ограничиваются внутренним
заградительным ”от головки” охлаждением и мощным проточным охлаж-
дением. Такая схема теплозащиты стенки оправдывается упрощением кон-
струкции камеры и технологии ее изготовления, что особенно важно при
высоких давлениях в камере сгорания. Кроме того, снижаются потери
удельного импульса на внутреннее охлаждение, т.е. повышается эконо-
мичность двигателя.
Конструктивных решений узла завесы, как и любых других узлов,
в настоящее время достаточно много. При конструктивной разработке
пояса завесы необходимо, с одной стороны, сделать конструкцию более
простой и технологичной, чтобы чрезмерно не усложнять конструкцию
116
и технологию изготовления камеры в целом, а с другой стороны, обеспе-
чить заданные расходные характеристики и образование сплошной плен-
ки жидкости на внутренней поверхности стенки при строгой равномер-
ности распределения расхода компонента по периметру сечения завесы.
Кроме того, в большинстве конструкций поясов завесы скорости
жидкости, вытекающей из пояса на внутреннюю поверхность стенки,
сообщается тангенциальная составляющая для придания жидкой плен-
ке вращательного движения. Благодаря этому пленка, прижимаясь к
поверхности стенки, меньше разбрызгивается, позже разрушается и на
большей длине защищает стенку, т.е. завеса будет более эффективной.
На рис. 6.29 показана наиболее простая конструкция пояса завесы,
в которой расход жидкости на завесу т 3 отбирается непосредственно
из охлаждающего тракта, который в сечении завесы образует небольшой
входной коллектор. Из входного коллектора жидкость поступает в кана-
лы — круглые отверстия, тангенциально расположенные в стенке. Для
обеспечения равномерности распределения расхода по периметру окруж-
ности число каналов должно быть достаточным (шаг между ними поряд-
ка 25...35 мм) и, кроме того, перед выходом на внутреннюю поверхность
стенки жидкость должна перемешиваться в специальной проточке, вы-
полняющей здесь роль выходного коллектора завесы.
Несмотря на простоту конструкции и ’’красивый” внешний вид каме-
ры, этот и подобные ему варианты завесы не очень распространены. Глав-
ный их недостаток — невозможность точной калибровки расхода заве-
сы по результатам гидравлических испытаний камеры после ее изготовле-
ния. Это вызвано тем, что колебания расходных характеристик пояса заве-
сы определяются в этом случае, с одной стороны, допусками на изготов-
ление и обработку каналов завесы, а с другой, — отклонениями давления
жидкости в охлаждающем тракте в сечении завесы. Оба эти показателя
на практике могут иметь большой разброс, из-за чего расходные харак-
теристики и, естественно, эффективность завесы могут сильно изменять-
ся в различных экземплярах камер.
Поэтому более распространенными конструкциями пояса завесы
являются такие, при которых коллектор пояса отделен от охлаждающего
тракта, и расход в него поступает по самостоятельному трубопроводу.
На рис. 6.30 показаны два варианта такой ’’изолированной” от охлаж-
дающего тракта завесы. Здесь охлаждающий компонент обтекает пояс
Рис. 6.29. Пояс завесы с отбором жидкости из охлаждающего тракта
117
F1 г. lag
Рис. 6.30. Пояс завесы с индивидуальным подводом жидкости:
а и б — варианты конструкции
завесы — его входной коллектор — сверху, а расход в коллектор поступа-
ет независимо от охлаждающего тракта. Причем величина расхода на заве-
су может быть откалибрована подбором дроссельной шайбы — жикле-
ром 1, как показано на рис. 6.31.
На рис. 6.32 показан вариант конструкции пояса завесы, в котором рас-
ход из охлаждающего тракта камеры проходит сквозь корпус пояса за-
весы по специальным горизонтальным каналам, сделанным в корпусе.
На рис. 6.33 показана более сложная конструкция пояса завесы. Этот
пояс отличается тем, что закрутка жидкости в нем осуществляется при
прохождении тангенциальных горизонтально расположенных каналов
(сечение Б—Б). Получившая вращение жидкость поступает в специальный
’’выходной” коллектор, из которого она опять по тангенциальным нак-
118
Рис. 6.32. Пояс завесы (вариант конструкции с горизонтальными каналами в корпусе
завесы)
Рис. 6.33. Понс завесы (вариант конструкции с горизонтальными тангенциальными
каналами, предназначенными для закрутки т3)
Рис. 6.34. Пояс завесы, вариант конструкции с двойным ныходом жидкости на стен-
ку камеры:
а -тангенциальные отверстия закрутки
119
лонно расположенным каналам, направляется на внутреннюю поверхность
стенки. Этот пояс, сообщая жидкости более сильное вращение, создает
повышенную устойчивость пленки жидкости на стенке.
На рис. 6.34 показана конструкция пояса завесы, в которой выход
жидкости на поверхность стенки происходит в двух близко расположенных
сечениях. Как видно, жидкость поступает по независимому от охлаждаю-
щего тракта трубопроводу в один общий коллектор. Затем из входного
коллектора по двум рядам противоположно расположенных горизонталь-
ных тангенциальных каналов жидкость поступает в свой выходной кол-
лектор. Из каждого коллектора по наклонному ряду таких же тангенци-
альных каналов жидкость поступает на внутреннюю поверхность стенки.
Завесы с двумя близко расположенными выходами жидкости при боль-
шом расходе жидкости создают более устойчивую и эффективную завесу.
6.4. КОЛЛЕКТОРЫ ПОДВОДА КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Как было указано ранее, коллектор подвода охладителя может рас-
полагаться в различных сечениях камеры (см. рис. 6.4).
Когда коллектор расположен не у самого среза сопла, то охладитель
шохл, попадая в тракт наружного охлаждения камеры, разделяется на две
части (рис. 6.35) — т г и т2. При связи оболочек гофрами расход т j
направляется в сторону критического сечения сопла, а рсход т 2 сначала
идет к срезу сопла по верхним частям гофров. У среза сопла расход т2,
огибая торцы гофров и по нижним их частям, также направляется к кри-
тическому сечению сопла. Расходы т j и т 2 вновь соединяются в сечении
начала последней секции гофров (если считать от критического сечения).
Можно показать (с некоторыми допущениями), что
где I, li, 12 — длины участков.
Из картины течения следует следующее: 1) чем ближе коллектор ус-
танавливается к началу последней секции гофров, тем меньше доля рас-
хода т 2; 2) нельзя располагать коллектор ближе Начала последней сек-
Рис. 6.35. Особенности установки коллектора на конце сопла
120
ции гофров, так как в этом случае большая часть расхода т2 будет ’’раз-
ворачиваться” перед последней секцией гофров, в которой образуется
застойная зона (проток охладителя практически будет отсутствовать).
В случае, когда расход т2 становится недостаточным для охлаждения кон-
ца сопла, верхние каналы гофров на пути течения расхода т t могут час-
тично перекрываться специальными заглушками (см. рис. 6.36, поз. 5).
Когда связь оболочек осуществляется фрезерованными ребрами, то
течение охладителя к концу сопла и обратно аналогично рассмотренному
выше, за исключением того, что отверстия в корпусе коллектора 3 (рис.
6.37) соединяют коллектор с частью каналов между ребрами (рис. 6.38),
по которым расход т 2 направляется к срезу сопла. Возвращается этот
расход по каналам, не соединенным отверстиями с полостью коллектора.
Рис. 6.36. Подвод охладителя:
1 - коллектор подвода; 2 - трубопровод подвода; 3 - корпус коллектора; 4 - связи
оболочек - гофры; 5 - заглушка, перекрывающая канал
Рис. 6.37. Коллектор подвода охладителя при оребренном тракте:
1 - входной патрубок; 2 - переходник; 3 ~ корпус коллектора
121
Вид A
Рис. 6.38. Вариант подвода охладителя к фрезерованным ребрам охлаждающего
тракта
Рис. 6.39. Основные элементы коллек-
тора подвода охладителя:
а — корпус коллектора точеный; б —
корпус коллектора с буртами; 1 - наруж-
ная оболочка; 2 - корпус коллекто-
ра; 3 - коллектор
О некоторых вариантах конструкции коллекторов и патрубков под-
вода и их изготовления уже упоминалось выше. Штампованный патрубок
подвода завершается точеным переходником 2 (рис. 6.37). К нему впос-
ледствии приваривается подводящий трубопровод компонента. В переход-
нике предусматривается место (например, резьба) для установки дрос-
сельной шайбы, дозирующей расход компонента (например, охладителя)
через камеру двигателя.
Коллектор может быть изготовлен также из двух одинаковых штам-
пованных половин с продольным швом. В этом случае он штампуется за-
одно с половинками подводящего патрубка.
Сваренная целиком верхняя часть коллектора протачивается, а затем
приваривается к нижней части — корпусу коллектора, который является
частью наружной оболочки. Для этого на корпусе коллектора предусмот-
рены специальные ’’усики” для сварки встык (см. рис. 6.39, а). Вариант
с буртами, прикрывающими внутреннюю часть шва (рис. 6.39, б), хуже,
так как после окончательной механической обработки коллектора перед
установкой и приваркой к корпусу (в противном случае сборке мешают
бурты) его приходится разрезать поперек, т.е. появляется лишний шов.
Рекомендации для определения характерных размеров коллектора
подвода охладителя заключаются в следующем (см. рис. 6.35 и 6.37).
Диаметр подводящего трубопровода <7тр выбирается с учетом конструк-
тивных соображений (размеров выхода насоса, условий компоновки
и т.п.) и ГОСТа на выпускаемые трубы. Кроме того, проверяется скорость
122
жидкости в трубе (WTp <15 м/с). При несоблюдении рекомендаций необ-
ходимо увеличить с?тр или запроектировать два-три подвода к коллек-
тору путем разветвления трубопровода, подводящего компонент от насо-
са. Скорость водорода может быть 50...60 м/с.
На современных двигателях FKOn (0,8...1) FTp. (FTp - площадь
трубы подвода). Суммарная площадь всех отверстий подвода жидкости
в охлаждающий тракт (в корпусе коллектора) F0TB > (1,5...2) Foxn,
где Foxn — площадь охлаждающего тракта. Эти отверстия в зависимос-
ти от особенностей конструкции могут иметь любую форму, а также вы-
полняться в виде сплошной щели в наружной оболочке.
6.5. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
КАМЕР КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫХ ЖРД
Кислоро дно-водородные ЖРД получили большое развитие, и многие
перспективные направления ракетно-космической техники связаны с ис-
пользованием кислородно-водородных ЖРД.
Одним из известных кислородно-водородных ЖРД многоразового
использования с большим ресурсом является двигатель SSME, пневмо гид-
росхема которого с основными данными была рассмотрена в гл. 5.
Камера этого двигателя состоит из цилиндрического участка, вход-
ной и сверхзвуковой профилированной частей сопла. Конструктивно
блок камеры разделяется на два разъемных ума с фланцевым соединением
в сечении сопла с относительной площадью, F = 5. Блок камеры соединя-
ется с форсуночной головкой также фланцевым соединением. Диаметр
этого соединения равен 560 мм; оно имеет двухпоясное уплотнение с про-
межуточным кольцевым каналом. Разработаны и используются методы
проверки возможных утечек газа из камеры сгорания с помощью изме-
нения цвета лент, нанесенных на поверхности фланцев.
На рис. 6.40 показан первый узел блока камеры, включающий ци-
линдрическую часть_камеры сгорания и часть сопла до сечения с относи-
тельной площадью F = 5. Как видно из рисунка, цилиндрическая часть
камеры сгорания очень короткая, входная часть сопла достаточно разви-
та, плавно переходит к критическому сечению, закритическая часть вбли-
зи критического сечения также закруглена, т.е. контур сопла имеет неп-
рерывный криволинейный профиль.
Первый узел камеры состоит из двух связанных пайкой оболочек.
Внутренняя оболочка 5 изготавливается из специального сплава на основе
меди, серебра и циркония. Сплав обладает хорошей теплопроводностью,
удовлетворительной прочностью при сравнительно высоких температурах,
пластичностью и стабильностью. По одной технологии внутренняя оболоч-
ка изготавливается из кованой (или литой) заготовки с последующей
механической обработкой. На наружной поверхности внутренней стенки
прорезаются 390 продольных каналов прямоугольного сечения для прохо-
123
4
Рис. 6.40. Узел блока камеры двигателя SSME:
1 - выходной коллектор; 2 - акустический демпфер; 3 - наружная оболочка;
4 - выходной коллектор; 5 - внутренняя оболочка; 6 - каналы акустического
демпфера
да охлаждающей жидкости. Ширина и глубина каналов, а также толщи-
на стенки перемены по длине. В критическом сечении (Б-Б) толщина
ребра — 1 мм, ширина канала — 1 мм, глубина — 2,5 мм, а толщина стен-
ки — 0,71 мм. Максимальная рабочая температура внутренней стенки
Гст г = 810 К при удельном тепловом потоке^ 164 • 106 Вт/м2.
Большая эффективность проточного охлаждения водородом обес-
печивает значительный срок службы при циклических нагружениях каме-
ры сгорания в условиях многоразового использования двигателя. В свя-
зи с указанной конструкцией внутренней оболочки и высокими требо-
ваниями к точности ее размеров, в частности к толщине стенки, необхо-
дима уникальная технология фрезерования каналов. Специальное приспо-
собление в процессе обработки обеспечивает контроль толщины стенки
ультразвуковым микрометром и выдает информацию для управления по-
ложением прорезной фрезы.
Точность изготовления составляет 0,0076 мм. По другой технологии
внутренняя облочка может изготавливаться центробежной отливкой вмес-
те с каналами. Разработана технология изготовления оболочки методом
гальванопластики.
После нарезания каналы оболочки 5 (см. рис. 6.40) заполняются па-
рафином и с помощью электролитического (гальванического) метода
наносится двухслойная оболочка меди и никеля, закрывающая каналы
охлаждения. Затем парафин выплавляется.
124
Наружная оболочка 3 состоит из двух половин (разъем по образую-
щей) , которые изготавливаются штамповкой из высокопрочного нике-
левого сплава (инконель-718) с последующей сваркой (на внутренней
оболочке) и механической обработкой. Наружная оболочка является си-
ловой и работает при напряжениях, несколько превышающих предел теку-
чести.
К наружной оболочке приварены коллекторы 1 и 4. Коллектор 4 —
входной. В охлаждающий тракт через него поступает около 20 % расхода
жидкого водорода через камеру. В охлаждающем тракте водород газифи-
цируется и из выходного коллектора 1 с температурой около 305 К газооб-
разный водород поступает на привод турбины БТНА горючего.
Конструкция второго узла блока камеры, включающая выходную
часть сопла от сечения с относительной площадью, равной пяти, и до среза
с площадью, равной 77,5, выполнена трубчатой. Она набрана из 1086 тру-
бок с переменным по длине прямоугольным сечением, которые образуют
охлаждающий тракт. Трубки соединяются между собой и силовыми коль-
цевыми бандажами пайкой. Материал трубок — хромоникелевая сталь.
Коллектор подвода жидкого водорода в охлаждающий тракт распо-
лагается в сечении с относительной площадью сопла, равной 20, за которым
располагаются трубки меньшей длины. Трубки, по которым водород
течет от среза сопла, проходят по всей длине узла. В сечении с относитель-
ной площадью сопла, равной пяти, устроен фланец для стыковки с пер-
вым узлом. Здесь же располагается и выходной коллектор. Для охлаж-
дения этой части сопла используется примерно 25% жидкого водорода из
всего расхода горючего. Газифицированный в тракте водород смешива-
ется с жидким, поступающим из насоса, и полученный газ с температурой
порядка 164 К направляется в ЖГГ.
Коллектор подвода горячего газа от ТНА — охлаждаемый, что позво-
ляет свести до минимума градиент температуры по толщине внешней несу-
щей стенки, иметь одинаковую невысокую температуру этой стенки на
всех участках и тем самым практически исключить появление термических
напряжений в конструкции. Вследствие длительной многоразовой работы
коллектора резко повышается его малоцикловая усталостная прочность.
Отсутствие термических напряжений в коллекторе увеличивает жесткость
его конструкции и способствует улучшению условий работы многих сты-
ковочных соединений и трубопроводов. Поэтому, несмотря на существен-
ное усложнение конструкции и некоторое увеличение массы, охлаждение
коллектора следует считать прогрессивным решением.
Важная особенность камеры сгорания — устройство акустических демп-
феров, выполненных в виде полости 2 (см. рис. 6.40), которая сообща-
ется с объемом камеры сгорания через каналы 6, устроенные в расширенных
ребрах. Установка акустического демпфера улучшает характеристики устой-
чивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным колебаниям.
Камера, снабженная акустическим демпфером и имеющая антивибрацион-
ные перегородки на смесительной головке, как показал опыт ее эксплуа-
тации, практически не имела неустойчивых режимов.
125
На рис. 6.41 показана схема и отдельные конструктивные фрагменты
камеры еще одного кислородно-водородного двигателя с дожиганием вос-
становительного генераторного газа и давлением в камере сгорания поряд-
ка 12... 15 МПа. Основные особенности камеры состоят в следующем. Ци-
линдрическая часть камеры сгорания и огневое днище смесительной головки
охлаждаются кислородом; входная и сверхзвуковая части сопла до сечения
III охлаждаются водородом. Сопло заканчивается насадком, не имеющим
наружного проточного охлаждения. Он выполнен из жаропрочной стали
и охлаждается завесным внутренним и радиационным наружным охлажде-
нием, благодаря чему температура стенки насадка не превышает 1300...
1400 К.
Большая часть жидкого кислорода после насоса поступает в коллектор
охлаждающего тракта, из которого непосредственно поступает в головку
и далее на центробежные форсунки.
Большая часть жидкого водорода после насоса поступает в ЖГГ, где
газифицируется, и, пройдя через турбину ТНА, по газоводу направляется
в торец смесительной головки. Затем по осевым каналам двухкомпонент-
ных струйно-центробежных форсунок генераторный газ с избытком во-
дорода попадает в камеру сгорания. Заметим, что на головке все форсун-
ки — одинаковые, т.е. пристеночного низкотемпературного слоя от ’’голов-
ки” здесь нет.
Рис. 6.41. Схема и конструктивные элементы камеры кислородно-водородного ЖРД
с дожиганием:
Ок, Г — вход окислителя и горючего в охлаждающие тракты; I, II, III — сечения уста-
новки завес; Др - сменные дроссели; 1 - решетка газовода
126
Меньшая часть водорода, примерно 25% его расхода, поступает в кол-
лектор охлаждающего тракта (см. рис. 6.41), где расход разделяется на две
части: меньшая часть направляется в сторону головки, а большая часть —
в сторону среза сопла. Особенность наружного охлаждения средней части
камеры, включающей дозвуковую и сверхзвуковую области сопла, в том,
что этот расход водорода из охлаждающего тракта поступает полностью
на пояса завесы и используется для создания мощного внутреннего завес-
ного охлаждения этой части камеры. Причем меньшая часть расхода водо-
рода поступает в камеру сгорания через два пояса завесы — сечения I и
II. Небольшая часть расхода водорода поступает через третий пояс — сече-
ние III — для охлаждения соплового насадка. Расходы на завесу могут ре-
гулироваться сменными дросселями, устанавливаемыми в коллекторе
ввода горючего (см. рис. 6.41).
Вопросы для самопроверки
1. Назовите составные части камеры двигателя.
2. Какие имеются конструктивные схемы охлаждающих трактов?
3. Как можно изготовить охлаждающие тракты?
4. В чем состоят особенности пайки камеры?
5. Когда могут использоваться пояса завесы охлаждения?
6. Из каких соображений выбираются число поясов завесы и расходы через них?
7. Какие конструкции поясов завесы распространены и в чем состоят их особен-
ности?
8. Какие имеются конструктивные схемы входных коллекторов и схемы их распо-
ложения?
9. В чем состоят особенности конструкции камеры кислородно-водородных дви-
гателей?
Глава 7
КОНСТРУКЦИЯ БЛОКА СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
7.1. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
Смесительная, или форсуночная головка является основным звеном систе-
мы смесеобразования камеры двигателя. Ее работа в значительной степени
определяет полноту сгорания, устойчивость рабочего процесса и надежность
теплозащиты стенок камеры. Поэтому разработка конструкции смеситель-
ной головки, ее экспериментальная доводка — исключительно сложная и
ответственная задача.
Из технологических требований смесительную головку целесообразно
127
Жидкии.
акиспитепь
Жидкое горючее
из тракта
охлаждения
Рис, 7,1. Смесительная (форсуночная) голов-
ка камеры ЖРД РД-107:
1 - переднее (огневое) днище; 2 - сред-
нее днище; 3 — наружное днище; 4, 5 - одно-
компонентная и двухкомпонентная форсун-
ка; 6 - внутренние перегородки; 7 - пат-
рубок
проектировать и изготавливать в виде
отдельного узла камеры двигателя —
блока головки. Вследствие этого,
во-первых, технологические режимы
термической обработки головки,
как, например, пайки, могут отличать-
ся от термических режимов изготовления блока камеры сгорания и сопла.
Во-вторых , обеспечивается возможность проведения в ходе изготовления
технологических испытаний на гидроустановках герметичности полостей,
соответствия расходных характеристик, а также качества распыла и смеше-
ния техническим условиям до соединения головки с камерой сгорания.
Схема типичного блока головки показана на рис. 7.1. Эта головка кис-
лоро дно-углеводородного двигателя РД-107/108. Блок состоит из трех
днищ — переднего, или огневого, среднего и наружного. Днища образуют
две основные полости головки: внутреннюю, в которую поступает горю-
чее непосредственно из охлаждающего тракта, и наружную полость окис-
лителя. К корпусу головки присоединены днища (здесь только среднее и
наружное, но в других конструкциях все днища могут соединяться с корпу-
сом головки) ; внутренние перегородки или перемычки соединены со сред-
ним и наружным днищами; имеется патрубок, через который подводится
окислитель, и набор форсунок, соединенных с огневым и средним днища-
ми. Благодаря соединениям форсунок и перегородок с днищами конструк-
ция головки приобретает большую жесткость и прочность, способность
выдерживать большие давления в полостях и в камере сгорания.
Важными конструктивными элементами смесительной головки явля-
ются форсунки. В современных ЖРД применяются различные их виды —
струйные и центробежные, жидкостные и газовые, однокомпонентные и
двухкомпонентные. Еще более разнообразны конструкции форсунок; схемы
некоторых из них показаны на рис. 7.2 и 7.3.
При однокомпонентных форсунках для обеспечения начального пере-
мешивания компонентов форсунки располагаются в определенном поряд-
ке, при котором образуются так называемые смесительные элементы-ячей-
ки. Распространенными схемами расположения форсунок являются сото-
вая (рис. 7.4), которая соответствует головке ЖГГ двигателя РД-216, и
шахматная (рис. 7.5), соответствующая головке двигателя РД-119. Двух-
компонентные форсунки, поскольку они являются одновременно и смеси-
тельными элементами, могут располагаться равномерно по концентричес-
ким окружностям. На рис. 7.6 это расположение соответствует головке
двигателей РД-107/108.
128
Рис. 7.2. Варианты конструктивного выполнения жидкостных форсунок и их соеди-
нения с днищами:
1 - переднее днище; 2 - среднее дннще; 3 - двухкомпонентная струйно-струйная
форсунка; 4 - однокомпонентная центробежная форсунка с завихрителем; 5 -
однокомпонентная струйно-центробежная (комбинированная) форсунка; 6 - двух-
компонентная центробежная форсунка с тангенциальными отверстиями; 7 - распор-
ная втулка; dK3 - диаметр камеры закручивания
Для организации низкотемпературного пристеночного слоя форсунки,
расположенные на периферийной части головки, должны возле стенки созда-
вать избыток какого-либо компонента, как правило, горючего. Поэтому,
со стороны стенки в последнем ряду при однокомпонентных форсунках
устанавливаются форсунки горючего (см. рис. 7.4, 7.6). Кроме того, для
обеспечения однородности пристеночного слоя по всему периметру камеры
сгорания последние ряды форсунок часто располагаются по окружности.
На рис. 7.5 показана схема, при которой шахматное расположение форсу-
нок в ядре головки к периферии постепенно деформируется и переходит
к их расположению на последних рядах по окружности.
5 - 1758 129
Газ
Газ
Рис. 7.3. Варианты конструктивного выпол-
нения газожидкостных форсунок н их сое-
динения с днищами:
1 - переднее днище; 2 - среднее днище;
3 - струйно-струйная форсунка; 4 - струй-
но-центробежная форсунка с тангенциаль-
ными отверстиями; 5 - струйно-центро-
бежная форсунка со шнековым завихри-
телем; 6 - двухкаскадная (комбиниро-
ванная: первый каскад - газожидкостная
струйно-струйная; второй каскад - жид-
костная центробежная с тангенциальными
отверстиями)
При изготовлении форсунок определяются их расходные характе-
ристики, в зависимости от которых они затем разбиваются на группы. В
соответствии с этими группами форсунки устанавливаются на головке.
Этим самым обеспечивается соответствие характеристик смесеобразования
каждой изготовленной головки ее ’’эталонному” образцу, полученному в
результате экспериментальной отработки камеры.
Крепление форсунок к днищам головки наиболее часто производит-
Рис. 7.4. Сотовое расположение форсунок:
1 - струйно-центробежная форсунка; 2, 3 - центробежные форсунки (камера дви-
гателя РД-216)
Рис. 7.5. Шахматное расположение форсунок с переходом на окружность:
1 - форсунка окислителя; 2 - офорсунка горючего
130
Рис. 7.6. Расположение форсунок по концентри- j 2
ческим окружностям:
1 - двухкомпонентная форсунка; 2 — одноком-
понентная форсунка
ся с помощью пайки (см. рис. 7.3). При
тонких днищах (менее 3...3.5 мм) пайку
дополняют предварительной развальцовкой
(см. рис. 7.2). Могут применяться и резь-
бовые соединения.
После изготовления смесительной голов-
ки и проверки ее на соответствие техничес-
ким условиям, она присоединяется к блоку
камеры и затем производится окончательная
сборка камеры.
При проектировании смесительной головки важным решением, кото-
рое оказывает большое влияние на ее конструкцию, является распреде-
ление компонентов по полостям головки и осуществление их подвода
к ним. Наиболее естественным распределением компонентов является
направление охлаждающего компонента, например горючего, непосредст-
венно из охлаждающего тракта камеры во внутреннюю полость, а окис-
лителя во внешнюю полость. В этом случае конструкция головки получа-
ется наиболее простой (см. рис. 7.1).
Однако в ряде случаев, особенно при двухкомпонентных центробеж-
ных форсунках, либо из-за особенностей их гидравлических характеристик,
либо для обеспечения устойчивости рабочего процесса приходится горю-
чее из охлаждающего тракта направлять во внешнюю полость, а окисли-
тель — во внутреннюю. Это существенно усложняет конструкцию головки,
так как в корпусе головки приходится устраивать перекрещивающиеся
каналы. То же происходит и при необходимости вводить компонент во
внутреннюю полость головки помимо охлаждающего тракта. В этом слу-
чае вокруг головки приходится устраивать специальный коллектор с
соответствующими радиальными каналами в корпусе головки для прохо-
да компонента во внутреннюю полость.
Конструкция головки усложняется также и при решении устройства
пояса завесы охлаждения, встроенного в конструкцию головки, особенно
если для него необходимо предусмотреть специальный коллектор или по-
лость. Усложнение конструкции происходит и при устройстве в конструк-
ции головки блока зажигания несамовоспламеняющихся компонентов.
В некоторых случаях головка может иметь больше двух полостей. Напри-
мер, при глубоком регулировании тяги иногда используют центробежные
форсунки с двумя рядами тангенциальных каналов, каждый из которых
сообщается со своей независимой полостью. В этом случае головка име-
ет как минимум четыре полости, в которые компоненты поступают через
свои патрубки. То же самое происходит, если для глубокого регулирова-
ния форсунки на головке разбиваются на группы, каждая из которых пи-
тается из своих полостей. Могут быть и другие обстоятельства, при кото-
рых число полостей в головке бывает больше двух. *
131
7.2. ПРИМЕРЫ КОНСТРУКЦИЙ СМЕСИТЕЛЬНЫХ ГОЛОВОК
Один из вариантов схемы конструкции головки с двухкомпонент-
ными центробежными форсунками показана на рис. 7.7. Здесь корпус
головки 3 выполнен вместе с передним огневым днищем 8. Заметим, во
многих случаях огневое днище выполняется отдельно от корпуса голов-
ки. Причем при необходимости интенсификации охлаждения огневого
днища, что характерно для кислородных и работающих по схеме с дожи-
ганием двигателей, оно выполняется из теплопроводных материалов, на-
пример медных сплавов. В этом случае огневое днище соединяется со
стальным корпусом головки с помощью пайки.
В корпусе этой головки, как показано на рис. 7.7, сделаны перекре-
щивающиеся каналы для охладителя — горючего из охлаждающего трак-
та в полость Г — и подвода окислителя во внутреннюю полость. Причем
подвод окислителя к головке здесь производится через специальную на-
ружную полость Ок, выполняющую роль подводящего коллектора.
Во внутренней полости головки установлен дефлектор 9 для обеспе-
чения более интенсивного охлаждения огневого днища; горючее снача-
ла омывает огневое днище, а затем поступает к форсункам. После провер-
ки гидравлических характеристик блок головки соединяется с камерой
сгорания с помощью сварки и дополнительного кольца 2.
На рис. 7.8 показана упрощенная конструкция головки, в которой
однокомпонентные форсунки устанавливаются и закрепляются разваль-
Рис. 7.7. Головка с двухкомпонентнымн форсунками:
1 - корпус камеры; 2 - соединительное кольцо; 3 - корпус смесительной голов-
ки; 4 - наружные днища; 5 - фланец подвода окислителя; 6 - среднее днище; 7 -
форсунки; 8 - переднее днище; 9 - дефлектор
Рис. 7.8. Головка упрощенной конструкции с однокомпонентнымн форсунками:
1 - корпус камеры; 2 - соединительное кольцо; 3, 4 - наружное и среднее днища;
5 - форсунки; 6 - переднее днище
132
a S
Рис, 7.9. Силовые схемы головки:
1 - блок плоских днищ; 2 - наружное дни-
ще; 3 - перегородки
Рис. 7.10. Смесительная головка повышенной
жесткости:
1 - наружное днище; 2 - переднее днище;
3 - форсунка горючего; 4 - среднее днище;
5 - форсунка окислителя; 6 - форсунка
окислителя, являющаяся штифтом
цовкой без пайки в специальных выштамповках днищ, изготовленных
из листового материала. Между собой днища предварительно соединя-
ются точечной сваркой по выштамповкам. Причем диаметр отверстия для
установки форсунок меньше диаметра сварной зоны, что обеспечивает
герметичность между полостями.
Для увеличения жесткости и прочности конструкции головки, осо-
бенно при большом ее диаметре, часто в наружной полости устанавлива-
ются специальные перегородки-проставки различной формы. Например,
в виде цилиндрических колец 3 (рис. 7.9, а) и плоских пластин 3 (рис.
133
7.9, б). Днища могут соединяться с наружной оболочкой специальными
форсунками — штифтами 6 (рис. 7.10). Эти перегородки кроме повыше-
ния прочности могут обеспечивать организацию растекания компонента
по полости и тем самым создавать однородные условия для работы фор-
сунок.
На рис. 7.11 показан вариант конструкции головки, где для умень-
шения импульса последействия сокращен объем наружной полости голов-
ки. Это достигнуто его заполнением специальным вкладышем 1, выпол-
ненным из алюминиевого сплава и закрепленного на штифтах 2. Для бо-
лее четкого останова и еще большего снижения времени догорания топли-
ва при останове здесь непосредственно на вводе окислителя установлен
обратный клапан 3, отсекающий поступление компонента в полость голов-
ки из магистрали после закрытия отсечного клапана.
На рис. 7.12 показаны фрагменты смесительной головки кислород-
но-водородного двигателя SSME. На головке установлено 600 двухком-
понентных струйно-струйных форсунок, выполненных в виде двух соос-
но-коаксиально расположенных трубок. По внутренним трубкам, соеди-
ненным с внешней полостью головки Ок, поступает жидкий кислород.
По наружным трубкам, большинство которых соединено с полостью голов-
ки Г, поступает отработанный на турбинах ТНА восстановительный гене-
раторный газ. Через последний периферийный ряд форсунок горючего
I увеличено
Рис. 7.11. Смесительная головка с уменьшенным объемом наружной полости:
1 - заполнитель полости; 2 - штифт; 3 - обратный клапан
134
Рис. 7.12. Головка двигателя SSME:
1 - переднее днище; 2 — промежуточное днище; 3 - форсунки, образующие анти-
пульсационные перегородки; 4 - основные форсунки; 5 - канал для блока зажи-
гания; 6 - подвод окислителя; 7 - подвод газа от турбин; 8 - водород, охлаждаю-
щий газоводы; 9 - отвод охладителя из тракта камеры; 10 - наружное днище;
полости: Ок - окислителя; Г - газа с избытком водорода; Ж - водорода; 3 - по-
лость для установки блока электроискрового эажигация
(75 шт.), соединенных с полостью головки Ж, поступает ’’чистый” водород
из охлаждающего тракта гаэовода.
Форсунки на головке располагаются по 13 концентрическим окруж-
ностям. Часть форсунок выступает из огневого днища, образуя антипуль-
сационные перегородки в виде кольца с пятью расходящимися радиаль-
ными лучами. Кроме того, в передней части камеры устроена акустичес-
кая полость. Все вместе взятое обеспечивает устойчивую работу камеры на
всех режимах.
Интересной особенностью конструкции головки являются днища
1 и 2, выполненные из пористых материалов, которые получены из прессо-
ванной сетки с последующим ее спеканием. Через поры днищ ’’чистый”
водород со сравнительно низкой температурой (порядка 300 К) из полос-
ти Ж под давлением проникает с одной стороны в камеру сгорания, а с
другой стороны в полость Г с горячим-генераторным газом. Этим самым
обеспечивается достаточно надежное охлаждение обоих днищ. Форсунки
соединены с днищами сваркой трением.
В центре смесительной головки устроен канал, в который с внеш-
ней стороны устанавливается блок электроискрового зажигания, от кото-
рого в камеру сгорания направляется пусковой факел из форкамеры
блока.
На рис. 7.13 показан фрагмент конструкции головки кислородно-
водородного двигателя с дожиганием генераторного газа и охлаждением
135
Рис. 7.13. Смесительная головка кисло-
родно-водородного двигателя:
1 - среднее днище; 2 - газожидкост-
ная форсунка; 3 - переднее днище;
4 - дефлектор; Ок - охладитель
(жидкий кислород)
части камеры сгорания жидким
кислородом. Особенностью го-
ловки является использование
двухкомпонентньк струйно-цент-
робежных форсунок 2. Причем
’’открытая” центробежная фор-
сунка располагается на пилонах внутри канала струйной.
Отработанный на турбине ТНА восстановительный генераторный газ
поступает в камеру сгорания через струйный канал форсунок. Газооб-
разный кислород, более ’’холодный”, чем генераторынй газ, из тракта
охлаждения камеры сначала поступает в специальную полость головки
для охлаждения огневого днища 3, изготовленного из медного сплава,
Рис. 7.14. Форсуночная головка камеры ЖРД с дожиганием (двигатель РД-253):
1 - газожидкостная двухкомпонентная струйно-струйная форсунка; 2 - жидкост-
ная Однокомпонентная центробежная форсунка
136
а затем он поступает в основную полость окислителя Ок, из которой кис-
лород по каналам в пилонах направляется в центробежные форсунки.
На рис. 7.14 приведена схема конструкций головки и форсунок ка-
меры двигателя РД-253, работающего на компонентах четырехокись азо-
та и несимметричный диметилгидразин по схеме с дожиганием окислитель-
ного генераторного газа. Основные форсунки расположены на семи кон-
центрических окружностях равномерно (169 шт.). Для защиты огневого
днища между основными форсунками установлены малорасходные фор-
сунки горючего. Конструктивная схема головки сравнительно простая:
охлаждающий компонент — горючее — непосредственно из охлаждающего
тракта поступает во внутреннюю полость головки, а отработанный на тур-
бине ТНА окислительный генераторный газ по газоводу через установлен-
ную в нем решетку для выравнивания по сечению поля полного давления —
в торец головки.
7.3. АРМАТУРА, ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УЗЛЫ,
ДЕТАЛИ ГОЛОВКИ И КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Для нормальной работы двигателя камера должна иметь ряд допол-
нительных конструктивных узлов и деталей. На рис. 7.15 показана схема
узла камеры сгорания для присоединения блока пирозажигания. Как вид-
но, в корпусе головки 1 установлен переходник 3 со специальным резь-
бовым штуцером 4, в который вставляется пирозапальный блок. Коль-
цо 2 соединяет корпус головки с наружной оболочкой камеры 5. Шту-
цер 4 сваривается после пайки внутреннего днища головки 6 с ее кор-
пусом 1, дефлектором 7 и форсунками 8.
На рис. 7.16 приведена схема конструкции штуцера, устанавливае-
мого на поясе завесы охлаждения для ее продувки перед запуском и при
Рис. 7.15. Установка штуцера ПЗУ:
1 — корпус головки со средним днищем; 2 -
соединительное кольцо; 3 - переходник; 4 -
штуцер; 5 - корпус камеры; 6 - переднее
днище; 7 - дефлектор; 8 - форсунки
137
Рис. 7.16. Установка штуцера продувки пояса завесы
Рис. 7.17. Установка штуцера замера давления в камере:
1, 2, 3 - переднее, среднее и наружное днища (соответственно) смесительной головки
Рис. 7.18. Установка штуцера замера давления
В-В
(замер давления
компонента перед
Рис. 7.19. Кронштейны кнеплеиия камеры:
1 - корпус камеры сгорания; 2 - смесительная головка
На рис. 7.17 и 7.18 показаны различные варианты установки на сме-
сительной головке штуцеров для замера давления в камере сгорания.
В первом случае канал замера проходит сквозь головку. На рис. 7.17,
а огневое днище стальное, а на рис. 7.17, б — бронзовое. Во втором случае
(см. рис. 7.18, а) канал замера давления выводится на внешнюю сторону
корпуса головки. На рис. 7.18, б показан канал замера давления компонен-
138
та в полости головки сразу после выхода компонента из охлаждающего
тракта.
На рис. 7.19 показаны варианты схем конструкций узлов крепления
камеры к раме.
Вопросы для самопроверки
1. Из каких основных деталей и элементов состоит конструкция головки?
2. Назовите конструктивные схемы форсунок.
3. Как располагаются форсунки на смесительной головке?
4. Какие могут быть особенности распределения компонентов по полостям
головки?
5. Какие особенности имеют конуструкции головок?
6. Какие особенности имеет смесительная головка двигателя SSME?
Глава 8
ЖИДКОСТНЫЕ ГАЗОГЕНЕРАТОРЫ
И КАМЕРЫ ЖРД МАЛОЙ ТЯГИ
8.1. ГАЗОГЕНЕРАТОРЫ ЖРД
В двигателях применяют одно- и двухкомпонентные ЖГГ, которые
обычно работают на основных компонентах топлива.
Важнейшим требованием к ЖГГ является обеспечение равномерного
поля температур по сечению потока в выходном сечении и, следовательно,
на входе в турбину.
Двухкомпонентные ЖГГ. Наиболее широко применяют двухкомпо-
нентные ЖГГ. Они устроены во многом аналогично основным камерам
и состоят из смесительной головки и корпуса, который имеет регенератив-
ное охлаждение или выполняется неохлаждаемым.
Наибольшее влияние на конструкцию и параметры ЖГГ оказывает
тип схемы.
В двигателях без дожигания для работы двухкомпонентного ЖГГ
за главными топливными клапанами отбирается небольшая часть (обыч-
но 2...3 %) общего расхода основных компонентов топлива.
ЖГГ в двигателях с дожиганием являются одними из наиболее нагру-
женных элементов конструкции двигателя, хотя температура продуктов
сгорания в них существенно ниже, чем в камере, но давление заметно
больше.
ЖГГ, указанные в табл. 8.1, работают на основных компонентах топли-
ва и, за исключением газогенераторов двигателей SSME и РД-253, относят-
ся к двигателям без дожигания.
139
Параметры ЖГГ некоторых двигателей
Таблица 8.1
ЖРД Компоненты топлива Число форсу- нок Номинальные параметры генераторного газа
/Лг.г,КГ/с (%лгт) р, МПа т, к Kfnr.r
SSME (ТНА О2) (Ог) Ж и (Н2) ж 120 — 36,0 797 0,65
SSME (ТНА Н2) То же 264 — 35,9 972 0,84
Р Д-253 N2 О4 и НДМГ — (75%) ~ 24 870 С избытком окислителя
LE-5 (О2) жи (Н2) ж 12 0,466 2,55 890 0,9
НМ-7 То же — (1,8%) — 870 0,9
НМ-60 120 8,3 8 875 0,9
J-2 — 3,18 — — 0,9
F-1 (О2)жи RP-1 10 (2%) — — 0,42
RZ-2 (О2) жи керосин 4,53 (8%) 2,94 620... 650 (на входе в тур- бину) -
РД-216 Смесь окислов азота — (1,8%) — 1100 —
с азотной кислотой и
НДМГ
ЖГГ состоит из смесительной головки и камеры. Если ЖГГ работает
на несамовоспламеняющемся топливе, то в его состав входит также вос-
пламенитель, устанавливаемый обычно в центре смесительной головки,
или применяют третий (пусковой) компонент топлива, обеспечивающий
воспламенение.
В ЖГГ обычно применяют плоскую смесительную головку и цилинд-
рическую камеру.
ЖГГ двигателей с дожиганием. В современных двигателях с дожига-
нием применяют как восстановительные, так и окислительные ЖГГ.
В кислородно-водородных двигателях с дожиганием целесообразно
применять восстановительный ЖГГ, причем более эффективно использо-
вание двух ЖГГ - отдельно для ТНА жидкого кислорода и для ТНА жид-
кого водорода.
Восстановительный газ имеет меньшую химическую активность и боль-
шую работоспособность (из-за малой молекулярной массы и меньших
температурных ограничений, определяемых сохранением целости кон-
струкции). Однако следует считаться с повышенным (до 40 %) содержа-
нием газообразного водорода, что создает потенциальную опасность взры-
ва двигателя. Использование двух ЖГГ облегчает созидание высоких дав-
лений компонентов топлива, требующихся для двигателей с дожиганием.
Два ЖГГ применены в двигателе SSME. Наличие двух ЖГГ облегчает регу-
140
пирование двигателя: путем изменения расхода окислителя в ЖГГ ТНА
окислителя изменяется тяга двигателя, а в ЖГГ ТНА горючего — соотно-
шение компонентов топлива.
Оба ЖГГ имеют одинаковую конструкцию (рис. 8.1) : смесительную
головку 1 с соосными двухкомпонентными форсунками 2 и цилиндричес-
кую камеру 3 с охлаждающим трактом. В коллектор горючего обоих
ГГ подается подогретый газообразный водород из охлаждающего тракта
сопла основной камеры.
Равномерное соотношение компонентов топлива в обоих ЖГГ обес-
печивается применением большого числа двухкомпонентных соосных
форсунок. В каждой форсунке через центральное отверстие подается кис-
лород, а через периферийное кольцевое отверстие — водород. Каждую
форсунку проливают и при необходимости дорабатывают с таким расчетом,
Рис. 8.1. ЖГГ двигателя SSME:
1 - смесительная головка; 2 - соосная двухкомпонентная форсунка; 3 - цилинд-
рическая камера сгорания; 4 - трехполостная антипульсационная перегородка; 5 -
акустическая полость
141
чтобы обеспечить постоянное соотношение компонентов топлива. После
установки отобранных таким образом форсунок в головку газогенера-
тора в его поперечном сечении обеспечивается однородное смешение.
В связи с большим числом близкорасположенных форсунок окисли-
теля с малым расходом образование, испарение и сгорание капель горюче-
го происходит на небольшом расстоянии от огневого днища головки.
Близкое расположение форсунок обусловливает равномерное выделение
теплоты по сечению генератора при сгорании топлива, в результате чего
уменьшается потребность во вторичном турбулентном перемешивании с
целью равномерного распределения теплоты в продуктах сгорания.
Вследствие более высокой температуры продуктов сгорания ЖГГ ТНА
жидкого водорода имеет медный дефлектор. В связи с обнаружением
эрозии дефлектора при послеполетных осмотрах ЖГГ вблизи мест его
эрозии в дефлекторы введены дополнительные охлаждающие каналы для
улучшения охлаждения указанной зоны.
Устойчивость горения в газогенераторах двигателя SSME обеспечивает-
ся путем использования охлаждаемых водородом трехлопастных пере-
городок 4 и акустических полостей 5 на периферии смесительной головки.
Отклонения температуры в любой точке потока генераторного газа
на входе в турбину от номинального значения не должны превышать ± 42К.
Повышенная температура генераторного газа создает недопустимые напряже-
ния в лопатках турбины, а пониженная температура снижает КПД турбины.
Дублированные воспламенители обеспечивают высокотемпературный
поток продуктов сгорания для воспламенения топлива в каждом из ЖГГ.
Указанные воспламенители работают в течение 3 с при запуске двигателя.
В двигателях с дожиганием на высококипящих компонентах топли-
ва для привода ТНА применяют окислительный ЖГГ. Примером такого
газогенератора является ЖГГ двигателя РД-253. В ЖГГ поступает при-
мерно 75 % расхода компонентов топлива и вырабатывается газ с темпе-
ратурой 780 К и давлением примерно 24 МПа. ЖГГ имеет сферическую
форму (рис. 8.2) и охлаждается окислителем.
Использование окислительных ЖГГ, работающих на высококипя-
щих компонентах топлива, исключает возможность образования сажи
и ее осаждения по газовому тракту, но требует подбора конструкцион-
ных материалов, которые должны надежно (без возгорания) работать
при контакте с продуктами сгорания высокого давления, содержащими
избыток окислителя.
В ряде перспективных кислородно-углеводородных двигателей с до-
жиганием для PH целесообразно одновременно использовать восстанови-
тельный и окислительный ЖГГ. Использование двух ЖГГ в таких двига-
телях устраняет необходимость в сложных и массивных узлах гермети-
зации в ТНА высокого давления и в системе продувки, что снижает мас-
су двигателя.
Имеются потенциальные трудности создания как восстановительного,
так и окислительного ЖГГ на топливе (О2)ж + УВГ (углеводородное
горючее).
142
Рис. 8.2. ЖГГ двигателя РД-253 с установленными иа нем пироклапанами:
1, 3 - пироклапаны; 2 — смесительная головка горючего; 4 - смесительная голов-
ка окислителя; Ок — окислитель; Г - горючее
Применение восстановительного ЖГГ приводит к низкой полноте
сгорания и отложениям углерода в соплах турбины и других местах трак-
та турбинного газа, снижающим ее КПД. В окислительном ЖГГ требуют-
ся специальные меры по обеспечению стойкости конструкции к возго-
ранию в окислительной среде.
В качестве примера ниже рассмотрены результаты проведенных в
США испытаний модельных восстановительного и окислительного ЖГГ
с давлением в их камере сгорания 2,9...17,5 МПа и расходом компонентов
топлива для ЖГГ с избытком горючего 12,6—27 кг/с при диаметре камеры
сгорания 101,6 мм и для ЖГГ с избытком окислителя 32—38 кг/с.
Степень неравномерности температурного поля в выходном сечении
указанных ЖГГ зависела от типа смесительной головки и от наличия или
отсутствия турбулизирующего кольца. Последнее в ЖГГ с избытком горю-
чего представляло собой шайбу с внутренним диаметром 76 мм, располо-
женную на расстоянии 127 мм от огневого днища головки.
Испытаны два типа смесительных головок восстановительных ЖГГ;
с двухструйными форсунками горючего с соударением струй и с фор-
сунками окислителя с несталкивающимися струями (указанные фор-
сунки равномерно чередуются); отверстия форсунок выполнялись на
электроискровой установке;
с центробежными двухкомпонентными форсунками, причем горючее
и окислитель распыливались во внешнем и внутреннем конусах соответ-
ственно.
Без турбулизирующего кольца меньший (в 2...3 раза) разброс темпе-
ратуры по сечению обеспечивали головки с центробежными форсунками.
При наличии турбулизирующего кольца температура газа по сечению пото-
ка у обоих типов смесительных головок становилась равномерной. Раз-
брос температуры составлял всего ± 5,5 К. Такое значительное улучшение
143
смесеобразования было достигнуто несмотря на то, что перепад давлений
на турбулизирующем кольце составил всего 1...2 % давления в ЖГГ.
При испытании окислительных ЖГГ, в которых использовались стен-
ки из никеля без покрытия и с покрытием на основе двуокиси циркония,
особых трудностей не возникало, но тем не менее выбор конструкцион-
ных материалов для указанных газогенераторов требует особого вни-
мания; необходимы специальные исследования совместимости конструк-
ционных материалов с продуктами сгорания с избытком 'кислорода с
целью выбора материалов, стойких к воздействию указанных продук-
тов при высоких значениях их давления и скорости.
В 1981 г. Центром им. Льюиса получены положительные результаты
при исследовании возможностей работы ЖГГ с избытком кислорода для
топлив (О2)ж+(Н2)ж и (О2)ж + ДР-1.
ЖГГ ЖРД без дожигания. Такие ГГ работают в более благопри-
ятных условиях, чем ЖГГ двигателей с дожиганием. В составе двигате-
лей без дожигания ЖГГ обеспечивает привод как общего ТНА, так иодно-
временно ТНА окислителя и ТНА горючего (рис. 8.3). Последний вариант
применен в ЖРД J-2, НМ-60 и LE-5. Например, в ЖРД LE-5 генераторный
газ сначала поступает на турбину жидкого водорода (842 К), а затем на тур-
бину ТНА жидкого кислорода (693 К).
В распылительных головках ЖГГ двигателей без дожигания часто
применяют струйные (в том числе соосные двухкомпонентные) фор-
сунки.
Находят применение форсунки со сталкивающимися струями жид-
ких компонентов топлива (двигатель НМ-60), двухкомпонентные соос-
ные форсунки по типу форсунок ГГ двигателя SSME (ЖРД ЬЕ-5)и др.
Головка ЖГГ двигателя НМ-7 состоит из центральной трехструйной кисло-
родной форсунки, окруженной двенадцатью отверстиями, через которые
впрыскивается жидкий водород. Водород ударяется в кольцо и смеши-
а
ныс фланцы
144
вается с кислородом. Такая головка обеспечивает высокую однородность
температурного поля на входе в турбину.
Четыре основные трехструйные форсунки (сталкиваются две струи
горючего и одна струя окислителя) применялись в ЖГГ двигателя LR
81-ВА-13 (8247) ракетной ступени ’’Аджена”. В указанном ЖГГ для пле-
ночного охлаждения использовались восемь духструйных форсунок.
В головке ЖГГ двигателя F-1 пять форсунок окислителя и пять фор-
сунок горючего располагались по концентрическим окружностям; допол-
нительно через периферийные форсунки подавалось горючее для внут-
реннего охлаждения. Регенеративное охлаждение горючим в дополне-
ние к внутреннему охлаждению использовалось в ЖГГ двигателя F-1, поэ-
тому камера указанного ЖГГ (она имела полусферическую форму) имела
двойные стенки.
В ЖГГ двигателя РД-216 использовалась головка с сотовым располо-
жением шнековых форсунок (рис. 8.4). Стенки ЖГГ охлаждаются заве-
сой горючего.
На распределение соотношения компонентов топлива по поперечному
сечению ЖГГ оказывают влияние магистрали, подводящие компоненты к
ЖГГ, при этом могут появляться зоны с повышенной или пониженной
температурой газа. Поэтому проводят специальные проливки ЖГГ со штат-
ными подводящими магистралями и при необходимости вносят соответ-
ствующие изменения в конструкцию.
Обеспечение надежного и эффективного горения с большим избытком
одного из компонентов топлива является достаточно трудной задачей.
Для ее решения в некоторых ЖГГ избыточный компонент распределяют
между смесительной головкой и дополнительным поясом форсунок-
распьшителей, при этом в ЖГГ образуются две зоны горения: с высокой
и пониженной температурой; такие газогенераторы называют двухзонны-
ми в отличие от всех рассмотренных выше ЖГГ, которые являются од-
нозонными газогенераторами. При-
мером двухзонного ЖГГ является
газогенератор двигателя RZ-2.
Специфичным является ЖГГ
двигателей ”Викинг-5”и ’’Викинг-4”;
фактически он работает на трех ком-
понентах: N2O4, НДМГ и воде. Рас-
ход воды составляет примерно 1,5 %
расхода компонентов топлива в ЖГГ.
Вода используется для охлаждения
ЖГГ и разбавления его Продук-
Рис. 8.4. Смесительная головка ЖГГ дви-
гателя РД-216:
1 - струйно-центробежные форсунки;
2, 3 - центробежные форсунки
145
тов сгорания, образующихся при сжигании небольшой доли компонентов
топлива с Кт ® Кт стех. Для подачи воды в составе ТНА указанных дви-
гателей имеется специальный насос. Первый ЖГГ такого типа был разрабо-
тан в Газодинамической лаборатории еще в 1935...1936 гг.
В ЖГГ двигателей без дожигания используются как пиротехнические
(такой воспламенитель устанавливается в центре головки ЖГГ двигате-
ля НМ-60), так и электроискровые воспламенители. Например, в газо-
генераторах двигателей F-1 и J-2 вмонтированы по две запальные свечи.
Обычно выходное сечение ЖГГ перпендикулярно к их оси, но в ЖГГ
двигателя LE-5 отвод генераторного газа осуществляется из двух патруб-
ков под углом 90° к оси ЖГГ.
Восстановительные ЖГГ, имеющие регенеративное охлаждение, из-
готовляют из коррозионно-стойких сталей. Для ЖГГ без регенеративного
охлаждения необходимо использовать жаропрочные сплавы: например,
для ЖГГ двигателя LE-5 применен сплав ”Хастеллой” С-276.
Однокомпонентные ЖГГ. Конструкция, процессы и ряд параметров
(в особенности, температура продуктов разложения) в однокомпонент-
ных ЖГГ и камерах однокомпонентных двигателей во многом аналогичны,
но ЖГГ отличаются заметно большими значениями давления и расхода
продуктов разложения. Особенно это относилось бы к ЖГГ двигателей с
дожиганием, но в них однокомпонентные ЖГГ обычно не применяют. В
современных двигателях без дожигания однокомпонентные ЖГГ практи-
чески не применяют. Но в двигателях, созданных в 1940...1960 гг., широко
применяли однокомпонентные ЖГГ, в которых разлагалась перекись
водорода с концентрацией 80 % и более. Такие ЖГГ, вырабатывающие
смесь водяного пара и газообразного кислорода, называли парогазогенера-
торами (ПГГ). В них применяли каталитическое разложение, осуществля-
емое соприкосновением жидкого компонента с пакетом твердого катали-
затора, размещаемым непосредственно в газогенераторе.
Катализатором называют вещество, ускоряющее химическую реак-
цию (в рассматриваемом случае реакцию разложения компонента на газо-
образные продукты с выделением теплоты) и не претерпевающее при этом
химических изменений. Каталитическому разложению подвергаются огра-
ниченное число основных компонентов топлива (в основном перекись
водорода, гидразин и НДМГ).
Различают гранульные и сетчатые катализаторы.
Гранульные катализатры представляют собой зерна твердой основы-
носителя, который должен обладать возможно большей пористостью и стой-
костью к температурным ударам и эрозии. Для разложения перекиси во-
дорода в гранульных катализаторах использовали окислы и соли железа
и двуокись марганца.
ЖГГ с гранульным катализатором применены в двигателях РД-107,
РД-108 и РД-214. В ЖГГ двигателей РД-107 и РД-108 (рис. 8.5) 82 %-ная
перекись водорода подается специальным насосом в полость между дву-
мя пакетами катализатора. Проходя через них, перекись водорода разла-
146
Рис. 8.5. Газогенератор ЖРД РД-107 и РД-108:
1 - штуцер для ввода перекиси водорода; 2 - пакет катализатора; 3 - выходные
патрубки
гается на газообразную смесь с давлением 5,4 МПа и температурой 830
К (расход 8,8 кг/с); указанная смесь поступает на турбину по двум пат-
рубкам. Как корпус ЖГГ, так и оба патрубка имеют термоизоляцию для
сведения к минимуму потерь теплоты в окружающую среду. ПГГ РД-214
аналогичен указанному газогенератору.
Сетчатые катализаторы, отличающиеся большим ресурсом, выполня-
ют в виде компактного спрессованного блока из нескольких десятков
сеток, причем сетки из активного материала размещаются между сетка-
ми из коррозионно-стойкой стали. Активным материалом для разложения
перекиси водорода служат латунь, никель и серебро; последнее наносится
в виде слоя на коррозионностойкую сталь.
В качестве примеров ЖГГ, работающих на перекиси водорода с сет-
чатым катализатором, можно указать на ЖГГ двигателя ’’Гамма Мк 304”,
топливо — 85 %-ная Н2О2 и керосин (пакет этого газогенератора состо-
ял из 70 никелевых сеток, покрытых серебром), и на ЖГГ двигателя LR-99-
RM-1 экспериментального самолета Х-15, топливо - 90 %-ная Н2О2 и NH3
(пакет катализатора представлял собой 35 стальных сеток, покрытых
серебром и размещенных между 36-ю сетками из коррозионностойкой
стали; температура продуктов разложения примерно 875 К; ресурс 1ч).
Температура продуктов разложения перекиси водорода возрастает
с увеличением концентрации перекиси водорода и при 80...90 %-ной кон-
центрации составляет 720...1030 К.
Термическим называют разложение жидкого компонента, при котором
каждая новая порция жидкого компонента разлагается теплотой, выделив-
147
шейся при разложении предыдущих порций. В конструкции ЖГГ с тер-
мическим разложением используют соответствующий способ разогрева
первых порций жидкого компонента, обеспечивающих начало разложения
компонента, и тепловой аккумулятор, поддерживающий начавшееся раз-
ложение.
В ЖГГ двигателя РД-119, который рассмотрен ниже, указанный разо-
грев осуществляется при запуске газами, образующимися при сгорании
порохового заряда и используемыми для раскрутки ротора ТНА, а теп-
ловым аккумулятором являются куски сварочного угля, постоянно подог-
реваемые теплотой, выделяемой при разложении НДМГ.
В качестве примера однокомпонентного ЖГГ с термическим разложе-
нием рассмотрим ЖГГ двигателя РД-119 (рис. 8.6).
Генератор состоит из оболочки, вставного узла и дополнительного
воспламенителя с запальником.
Оболочка состоит из корпуса 1 и крышки 9, свинченных друг с дру-
гом по резьбе и сваренных по буртам. Корпус и крышка изготавливаются
из жаропрочного сплава.
К днищу корпуса 1 приварен переходник 19, соединяющий газогенера-
тор с сопловым коллектором турбины, и ниппель 2, через который в газо-
генератор подводится горючее (НДМГ).
Вставной узел состоит из распылителя, пороховой шашки и угольной
засыпки. Полый распылитель 7 квадратного сечения соединяется с нип-
пелем 2 через прокладку по резьбе; в распылитель впаяны центробежные
форсунки 16. Пороховая шашка представляет собой полый цилиндр;
она размещается в кольцевой полости между распылителем и угольной
засыпкой и поджимается пружинным держателем 10 к опорному кольцу
4. Угольная засыпка 8 представляет собой цилиндрические кусочки свароч-
ного угля, размещаемые между перфорированными стаканами — внут-
ренним 6 и наружным 5.
Полости пороховой шашки и угольной засыпки герметизируются
со стороны корпуса днищем 3. Полость угольной засыпки дополнительно
герметизируется со стороны крышки разрезными кольцами 14, установ-
ленными в кольцевые выточки в крышке 15. Для обеспечения гарантиро-
ванного зазора между вставным узлом и оболочкой к наружному стакану
приварены ребра и прутки.
Дополнительный воспламенитель 11 устанавливается со стороны крыш-
ки. Для воспламенения его порохового заряда служит запальник, состоя-
щий из воспламенителя 12 и двух пиропатронов 13.
Продукты сгорания пороховой шашки указанного ЖГГ выполняют
две функции: обеспечивают раскрутку ротора ТНА и разогрев засыпки
из сварочного угля, необходимый для начала процесса термического раз-
ложения горючего. При запуске двигателя РД-119 подается напряжение
на пиропатроны запальника, которые срабатывают, в результате чего под-
жигается воспламенитель и начинает гореть пороховая шашка. Газы, обра-
зующиеся при сгорании пороховой шашки, через отверстия во внутрен-
148
*
<£
6 - внутренний стакан; 7 - распылитель; 8 - угольная засыпка; 9 - крышка; 10 -
пружинный держатель; 11 - дополнительный воспламенитель; 12 - воспламенитель;
13 - пиропатрон; 14 - разрезное кольцо; 15 - крышка; 16 - центробежная фор-
сунка; 17 - гайка; 18 - мембрана; 19 - переходник
149
нем стакане попадают в полость угольной засыпки. Проходя через уголь,
газы нагревают его и через отверстия в наружном стакане по зазору между
ним и оболочкой поступают к мембране свободного прорыва 18, установ-
ленной в переходнике 19 и поджатой гайкой 17. Указанная мембрана гер-
метизирует внутреннюю полость газогенератора, обеспечивая изоляцию
порохового заряда от окружающей среды при хранении и создание перво-
начального подпора при воспламенении порохового заряда. При определен-
ном давлении газов мембрана разрывается и газы поступают в турбину.
Примерно за 0,2 с до конца горения шашки к распылителю подается нагре-
тое горючее из охлаждающего тракта камеры. Горючее через форсунки
распылителя впрыскивается в полость, образующуюся после сгорания по-
роховой шашки, и через отверстия во внутреннем стакане попадает на ра-
зогретый уголь. Под действием высокой температуры угля и пороховых
газов мелкораспыленное горючее разогревается до температуры, при
которой начинается его разложение с большим выделением теплоты и
образованием газа. Выделяемая теплота обеспечивает постоянный подо-
грев угля, необходимый для разложения последующих порций горючего.
Образующийся газ через отверстия в наружном стакане и зазор между
ним и оболочкой через переходник поступает в турбину.
В связи с большей эффективностью гидразина по сравнению с пере-
кисью водорода и НДМГ более перспективными являются гидразино-
вые однокомпонентные ЖГГ.
Примером эффективного гранульного катализатора для разложения
гидразина является катализатор ”Шелл-405”, представляющий собой зер-
на окиси алюминия размером 1...2,5 мм с сильно развитой поверхностью
(удельная поверхность примерно 160 см2/г). Указанные зерна покрыты
иридием — одним из наиболее активных инициаторов разложения гидра-
зина. Катализатор обладает многими свойствами, необходимыми для
успешного применения: высокой каталитической способностью, высо-
кой теплопроводностью, малым коэффициентом термического расширения,
высокой термостойкостью и хорошими механическими свойствами. Ка-
тализатор ”Й1елл-405” работает при температуре 475...575 К без подо-
грева.
Основными параметрами, необходимыми для расчета размера пакета
твердого катализатора, являются :
1) удельная поверхность катализатора — площадь активной поверх-
ности катализатора, приходящаяся на единицу его объема. Для ряда при-
меняемых катализаторов удельная поверхность составляет 8.„80 см2/см3;
2) удельная нагрузка катализатора — максимально допустимый рас-
ход жидкого компонента топлива, приходящийся на 1 кг катализатора.
Например, для твердого катализатора, состоящего из перманганата
кальция СаМпО4 и хромовокислого калия, при использовании 80 %-ной
перекиси водорода удельная нагрузка составляет 2,5.„2,6 (кг/с) /кг.
С увеличением удельной поверхности и удельной нагрузки катализа-
тора уменьшается потребный объем пакета катализатора, а следовательно,
объем и масса ЖГГ.
150
Большой интерес представляет конструкция ЖГГ турбонасосной
установки гидросистемы МТКК ’’Спейс шаттл”, хотя этот ЖГГ является
вспомогательным в основной ДУ и предназначен для сверхзвуковой двух-
ступенчатой турбины, приводящей насос гидравлической жидкости. Ука-
занный насос создает давление гидравлической жидкости в гидросистеме
основной ДУ.
Основными параметрами указанного газогенератора, работающего на
гидразине, являются: давление продуктов разложения 9,07 МПа; их тем-
пература на выходе из генератора 1200 К; расход продуктов разложения
0,12 кг/с.
ЖГГ состоит из форсунки, пакета катализатора, камеры разложения
и сопла. Гидразин подводится к форсунке через трубку с одним входным
отверстием. Форсунка с четырьмя распылительными элементами располо-
жена внутри пакета катализатора, представляющего собой полый цилиндр;
гидразин из указанных элементов разбрызгивается радиально. Корпус
камеры разложения и сопло имеют слой теплозащиты. Они соединяют-
ся друг с другом резьбовым соединением, что наряду со съемными упорами
пакета катализатора обеспечивает его простую замену при восстановитель-
ном ремонте.
Все основные элементы конструкции ЖГГ изготавливают из никелево-
го сплава ’’Хастеллой В”.
Для надежного запуска и обеспечения необходимых динамических ха-
рактеристик запуска ЖГГ в момент его включения должен иметь темпе-
ратуру не ниже 368 К. Терморегулирование газогенератора обеспечивает-
ся дублированными электроподогревателями (N = 57 Вт; V — 28 В),
термоизоляцией, лучистым экраном и другими средствами.
ЖГГ турбонасосных установок работают с момента старта МТКК
до его выхода на орбиту, а также иа участке схода с орбиты вплоть до по-
садки на взлетно-посадочную полосу пуско-посадочного комплекса. Турбо-
насосные установки имели ряд дефектов при полетах МТКК, но они не
отразились на успешном полете кораблей. На период до 1984 г. 31 ЖГГ
указанных установок запускался более 200 раз при суммарной наработке
свыше 50 ч в процессе полетов.
До самоподдерживающегося термического разложения гидразина необ-
ходима температура примерно 675 К.
Температуру продуктов разложения гидразина (смесь NH3, Н2 и
N2), а при полном разложении NH3 (смесь Н2 и N2 можно получить в
пределах от 875 до 1475 К изменением времени пребывания гидразина в
пакете катализатора и изменения длины ЖГГ (путем управления степенью
разложения гидразина).
Одна из проблем гидразиновых ЖГГ связана с обеспечением стойкости
материалов к продуктам разложения гидразина. Для использования камер
разложения в ряде случаев приходится использовать такие металлы, как
молибден и рений.
151
8.2. КАМЕРЫ ЖРД МАЛОЙ ТЯГИ
Различают камеры ЖРДМТ, работающие на одно- и двухкомпонентных
топливах.
Большей эффективностью и расширяющейся областью применения об-
ладают двухкомпонентные ЖРДМТ.
Камеры двухкомпонентных ЖРДМТ. Различают камеры с постоян-
ной и переменной площадью проходного сечения смесительной головки,
а также однофорсуночные и многофорсуночные камеры.
Камеры с изменяемой площадью проходного сечения называют дрос-
селируемыми; обычно такие камеры являются также однофорсуночными.
Камеры с постоянным проходным сечением смесительной головки
и несколькими форсунками просты по конструкции, но имеют несколько
повышенные значения времени выхода на режим и времени спада тяги
в связи с расположением пуско-отсечных клапанов на входе в головку
и наличием определенного объема между указанными клапанами и днищем
головки; этот о&ьем должен быть возможно меньшим.
В камерах ЖРДМТ применяют как центробежные, так и струйные фор-
сунки.
В камерах ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ ’’Симфония” и КА ’’Галилей”
использована смесительная головка с одной двухкомпонентной центро-
бежной форсункой, при этом в камере создается соосная вращающаяся
струя компонентов топлива, обеспечивающая конический распыл капель.
Форсунка обеспечивает также внутреннее охлаждение стенок каме’ры
путем создания избытка окислителя в пристеночном слое продуктов
сгорания.
В камере ЖРДМТ R-l Е-3 (вспомогательный двигатель ДУ реактивной
системы управления МТКК ’’Спейс шаттл”) использована одна двухком-
понентная форсунка со сталкивающимися струями окислителя и го-
рючего. Коллектор головки имеет небольшой объем, что обеспечивает:
1) быстрое заполнение и опорожнение коллектора; 2) сведение к мини-
муму изменения характеристик двигателя вследствие насыщения ком-
понентов топлива вытесняющим гелием и 3) устраняет большие забросы
давления в камере при воспламенении топлива в процессе запуска.
При неизменном давлении в топливных баках и, следовательно, на
входе в смесительную головку для изменения тяги камеры ЖРД приме-
няют головку с изменяемой площадью впрыска компонентов топлива.
Легче всего это обеспечить, если смесительная головка представляет собой
единственную двухкомпонентную форсунку, подвижный элемент которой
(например, втулка, перемещающаяся по оси головки) одновременно
изменяет проходные сечения впрыска для обоих компонентов топлива.
В этом случае в заданном диапазоне изменения тяги перепад давлений
на форсунках можно сохранять практически неизменным, что важно для
обеспечения качества распыла компонентов топлива и устойчивости рабо-
ты камеры. С уменьшением расхода компонентов топлива давление в ка-
152
мере и, следовательно, полнота сгорания топлива снижаются. Такую голов-
ку применяли в камере посадочного ЖРД лунной ступени КК ’’Аполлон”;
этот двигатель обеспечивал уменьшение тяги в 10 раз по сравнению с тя-
гой при работе на номинальном режиме.
В двигателях RS-2101C КА ”Викинг-75” и R-4D-11 использованы
струйные форсунки со сталкивающимися струями окислителя и горю-
чего. Форсунки размещаются на единственной окружности, имеющей
средний радиус между центром и стенкой камеры сгорания.
При работе ЖРДМТ температура головки камеры должна быть та-
кой, чтобы исключалась возможность вскипания компонентов топлива
в ее полости. Для этого между головкой и камерой сгорания часто уста-
навливают тонкостенную цилиндрическую перфорированную термоизо-
ляционную проставку. Уменьшение теплового потока в головку и одно-
временно увеличение полноты сгорания топлива обеспечивается при из-
готовлении смесительной головки из пластины, в которой вытравливают
многочисленные топливные каналы, обеспечивающие ее пористое охлаж-
дение, и которая обусловливает равномерность и точность поступления
компонентов топлива в камеру сгорания.
Головку некоторых камер ЖРДМТ изготавливали из алюминиевых
сплавов. Такой материал использовали, в частности, в головке камеры
вспомогательных двигателей МА-109 КК ’’Аполлон” тягой 450 Н. В голов-
ке камеры двигателя RS-2101 применяли алюминиевый сплав 2219-Т6.
Так как камеру сгорания этого двигателя изготавливали из бериллия,
то между головкой и камерой сгорания было поставлено V-образное уп-
лотнительное кольцо, покрытое слоем золота, и кольцо из витона.
Головку камеры двигателя R-40 изготавливают из стали и алюми-
ниевого сплава, головку камеры ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ ’’Симфония”
и КА ’’Галилей” — из коррозионно-стойкой стали, а в двигателях R-4D-11
и R-1E-3 — из титанового сплава.
В целях упрочнения при повышенных температурах применяли об-
мотку алюминиевого фланца, соединяющего головку с камерой сгорания,
стеклотканью с пропиткой фенольной смолой. Однако чаще всего голов-
ку соединяют с камерой сгорания сваркой (если стыкуемые стенки из-
готовлены из свариваемых материалов).
В камерах сгорания и соплах камер ЖРДМТ R-40A, R-4D-11, R-1E-3,
R-6C и R-6B использованы сварные швы. В камерах ЖРД тягой 10 и 400 Н
ИСЗ ’’Симфония” все соединения выполнены электронно-лучевой сваркой,
обеспечивающей высокую герметичность стыков.
Камеры двухкомпонентных ЖРД при непрерывном режиме работы
на топливе N2 О4 и ММГ при Fa = 40...150 и тяге Рп = 2,2...445 Н обеспе-
чивают удельный импульс /у п = 2735...2825 м/с (табл. 8.2) .Приимпульс-
ном режиме ЖРДМТ удельный импульс ниже, причем чем меньше время
импульса тяги, тем ниже удельный импульс. Время импульса тяги опреде-
ляется временем подачи напряжения на топливные клапаны (электро-
гидроклапаны) , устанавливаемые на головке камеры, которое называют
153
Характеристики некоторых двухкомпонентных ЖРДМТ
Таблица 8.2
Харак теристика ЖРДМТ ЖРДМТ
R-4D-11 R-1E-3 R-6C R-6B
Фирма-разработчик ’’Марквардт” — ’’Марквардт” —
Где применяется ИСЗ ”Иисат-1”, "Лисат” — ИСЗ ”Иисат-1” —
Назначение двигателя Апогейный Вспомога- тельный дви- гатель ДУ РСУМТКК ’’Спейс шаттл”
Топливо NaO4+Na Н, N3 О4 и ММГ, аэрозин-50 и Na Н4 - МаО4 и ммг
Номинальная тяга, Н 445 ПО 22 22
Диапазон изменения тяги, Н 270...900 65...155 10...35 1,3. ..4,5
К ном 1,65 ±0,05 1,65 ±0,05 1,65 ±0,05 1,65 ±0,05
Fa 150 40 100 100
/уЛ при непрерыв- ном режиме, м/с 2760 2760 2825 2735
Ту л при кратковре- менном цикле работы, м/с 1860 2350 1860 1860
Общее число циклов работы 5 • 104 5 • 10s 2,5*10® 2,5*10®
Суммарное время ра- боты, с 2 • 1Q4 12,5 • Ю4 1 • 1Q4 1 • ю4
Суммарный импульс тяги, кНс 8,9 • 10э 13,9 • 103 222 22,2
Минимальное время импульса тяги, мс Номинальное давление поступающих компонен- тов топлива, МПа 2,5 1,7 0,09 0,018
1,52 1,70 1,52 1,52
Допустимый диапазон давления поступающих компонентов, МПа 1,10—1,73 1.21...1JB2 1,10...1,73 1,1О...1,73
Номинальная темпе- ратура поступающих ком- понентов топлива, К 294 294 294 294
Допустимый диапазон температуры поступаю’ щих компонентов топ- лива, К 266 ...318 277...311 266 ...318 266...318
Максимальная темпе- ратура камеры сгора- ния, К 1563 1313- 1473 1473
Время набора 90 % номинальной тяги при запуске, мс 154 10 17 / 5 10
Продолжение табл. 8.2
Характеристика ЖРДМТ ЖРДМТ
R-4D-11 R-1E-3 R-6C R-6B
Время снижения до 10 12 6 10
10 % номинальной тяги при выключении, мс Максимальная тем- 450 450 450 450
пература крепежного фланца, К Диаметр крепежного 130 100 83,6
фланца, мм Диаметр выходного 279 66 53,3
сечения сопла, мм Длина двигателя, мм 560 230 244
Масса сухого двига- 3,2 1,6 052 0,5
теля, кг Срок эксплуатации, 10 10 10 10
годы
шириной электрического импульса. При rmin = 6...20 мс удельный импульс
ЖРДМТ обычно равен 1860...2350 м/с. Достаточно высокий удельный
импульс двигателя R-1E-3 (2350 м/с) при ширине электрического импульса
40 мс обусловлен небольшим объемом внутренней полости смесительной
головки.
Секундный расход компонентов топлива имеет чрезвычайно низкие
значения. Например, в ЖРД R-6B расходы окислителя и горючего состав-
ляют всего 0,5 и ОД г/с соответственно.
Конструкция камер ЖРДМТ зависит от метода охлаждения. Исполь-
зуют регенеративное, абляционное, внутреннее (пленочное), лучистое и
комбинированное охлаждение.
Наиболее эффективным является регенеративное охлаждение, но его
реализация в камерах ЖРДМТ весьма затруднительна: при малой тяге и
малых давлениях в камере соотношение поверхностной плотности тепло-
вого потока и поверхности камеры обусловливает высокую температуру
охладителя; к тому же из-за малого расхода охладителя его скорость в
охлаждающих каналах оказывается недостаточной для охлаждения стенок
камеры. В результате температура стенок камеры и охладителя может
возрастать до недопустимых значений, происходят разложение или пленоч-
ное кипение охладителя и другие недопустимые явления. В частности,
гидразин и горючие на его основе имеют ограничение по температуре во
всем объеме из-за возможного разложения.
Камеры с регенеративным охлаждением имеют ограниченную работо-
способность на переменной тяге, в частности на самовоспламеняющихся
топливах длительного хранения.
Камера ЖРДМТ КА ”Маринер-9” имела толстостенную камеру сгора-
155
ния из бериллия с высокой теплопроводностью с внешним проточным
охлаждением.
Абляционное охлаждение камер ЖРДМТ обеспечивает простоту их
конструкции и минимальный тепловой поток в окружающую среду, но
камеры с абляционным охлаждением имеют большую массу по сравнению
с камерами, имеющими лучистое охлаждение (из-за достаточно толстого
слоя абляционного материала). Масса камеры с абляционным охлаждением
возрастает по закону квадратного корня из времени ее работы. При боль-
шом времени работы масса таких камер может стать чрезмерной.
Абляционное охлаждение применяли в ряде ЖРД КК ’’Аполлон” (во
взлетном ЖРД лунной ступени, тормозных ЖРД, включающихся при подле-
те к Земле, и др.), применяют в камере сгорания и сопле основного ЖРД
(рис. 8.7) и восьми ЖРД ориентации ступени разделения головных частей
МБР М-Х, причем камеру изготавливают из монолитной бериллиевой заго-
товки; на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла наносят
слой абляционного материала, причем на сопле последний имеет низкую
плотность. Бериллий отличается прочностью и долговечностью, а также не
Рис. 8.7. Основной ЖРД ступени разведения МБР М-Х:
1 - смесительная головка; 2 - корпус камеры; 3 - кевларовый корпус сопла; 4 -
слой абляционного материала низкой плотности па внутренней поверхности сопла;
5 - гибкое соединение; 6 - карданный подвес; 7 - слой абляционного материала
на внутренней поверхности камеры сгорания; 8 - главные клапаны окислителя и
горючего
156
требует покрытия. В качестве абляционного материала используется, в
частности, материал на основе фенольной смолы и двуокиси кремния.
Лучистое охлаждение обеспечивает простоту конструкции и относи-
тельно малую массу камеры ЖРДМТ по сравнению с абляционным охлаж-
дением, особенно при большом времени работы двигателя. При лучистом
охлаждении создается большой тепловой поток в окружающую среду. Это
может вызвать повреждения соседних элементов конструкции ЛА, поэтому
желательно открытое размещение камеры, а не внутри отсека ЛА. Для
камер с лучистым охлаждением характерна высокая температура стенок
камеры, что обусловливает необходимость применения тугоплавких ме-
таллов (молибдена, вольфрама, тантала и ниобия) и сплавов на их основе.
Характеристики и срок службы камер с лучистым охлаждением опреде-
ляются выбранными жаропрочными и тугоплавкими металлами и покры-
тиями, предотвращающими окисление жаропрочных и тугоплавких метал-
лов при повышенных температурах. При этом покрытия должны обладать
достаточно высокой адгезией.
Ограничения температуры стенок достигают также путем подбора
соответствующей комбинации смесительной головки и конфигурации
камеры сгорания.
Камеру ЖРДМТ МА-109 КК ’’Аполлон” тягой 441 Н изготавливали
из ниобия с силицидным покрытием. На горловину сопла наносили покры-
тие из дисилицида молибдена. Для аналогичных камер применяли молиб-
деновый сплав, содержащий добавки Ti и Zr, или молибден с покрытием
из дисилицида молибдена Mo Si2.
Для изготовления сопловых насадков, использующих лучистое ох-
лаждение, также применяют тугоплавкие и жаропрочные металлы.
Сопло камеры ЖРДМТ КА ”Маринер-9” изготовляли из жаропрочной
стали с присадками кобальта, такое сопло во время работы нагревалось
докрасна (до температуры примерно 1375 К).
Кроме малой химической стойкости к продуктам сгорания тугоплав-
кие металлы являются дорогими материалами, а изготовление из них
камер отличается сложностью вследствие хрупкости указанных металлов.
Разработка стойких к окислению покрытий тугоплавких металлов с боль-
шим ресурсом представляет собой определенные трудности.
В некоторых случаях покрытие не только защищает поверхность
стенки от окисления, но и увеличивает ее излучательную способность,
что обусловливает дополнительное снижение температуры стенки. Такими
свойствами обладает, в частности, слой окиси алюминия, нанесенный на
поверхность стенки из никелевого сплава.
Для создания пленочного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла
на периферии головки камеры размещают форсунки, создающие присте-
ночный слой с избытком окислителя или горючего (последнее применяют
чаще). Например, в головке камеры ЖРД R-4D-11 наряду с восемью двух-
струйными форсунками со сталкивающимися струями окислителя и горю-
чего имеются 16 форсунок для обеспечения пленочного охлаждения.
157
Пленочное охлаждение окислителем использовалось, как указано
выше, для стенок цилиндрической части камеры сгорания ЖРД тягой
10 и 400 Н ИСЗ ’’Симфония” и используется для стенок камеры вспомо-
гательных ЖРД МБР ’’Минитмен III”, для чего тратится горючее (примерно
13 % общего расхода) . Стенки последней (а также ее смесительную голов-
ку) изготавливают из ниобиевого сплава SCb-291. Выбор этого сплава
обусловлен его инертностью по отношению к азотной кислоте, которая мо-
жет образовываться при длительном хранении четырехокиси азота.
Камеры с пленочным охлаждением выдерживают высокие значения
поверхностной плотности теплового потока и обладают минимальными зна-
чениями указанной плотности в окружающую среду. Для таких камер
характерны потери, вызванные снижением эффективности горения в при-
стеночном слое.
Пленочное охлаждение часто применяют в комбинации с лучистым,
при этом камеру изготавливают также из тугоплавких металлов. Например,
у камеры с пленочным охлаждением, выполненной из ниобия, допустимая
температура стенок составляет 2030 К.
Специфичное охлаждение применялось для камеры ЖРД RS-2101C КА
”Викинг-75”. Горючее распылялось на внутренней поверхности стенок
сужающейся части сопла, испарялось, отбирая тепловые потоки, распро-
страняющиеся по стенке из указанной части сопла к цилиндрической части
камеры. Это распространение обеспечивалось тем, что камеру сгорания
изготавливали из бериллия, обладающего очень высокой теплопровод-
ностью. В цилиндрической части камеры теплота поглощается испаряющей-
ся пленочной завесой, подаваемой в нее со стороны сужающейся части соп-
ла. Такое охлаждение называют внутренним регенеративным охлаждением.
Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в камере
вспомогательного двигателя ДУ реактивной системы управления МТКК
’’Спейс шаттл”, при этом у стенки камеры сгорания и сопла создается
слой продуктов сгорания с избытком горючего. Это осуществляется изме-
нением угла впрыска части горючего, идущего на пленочное охлаждение.
Более крутой угол улучшает охлаждение в зоне стыка распылительной
головки и камеры сгорания, что приводит к уменьшению температуры
головки при цикле работы двигателя. Слой термоизоляционного материала
с низкой теплопроводностью может работать при температуре стенок
камеры сгорания 1700 К. При максимальной температуре стенки в мини-
мальном сечении сопла 1285 К обеспечивается ресурс камеры 7,2‘Ю5 с.
Максимальное время непрерывной работу составляет 125 с.
Максимальная температура стенок камеры ЖРДМТ R-40A, R-4D-11,
R-1E-3, R-6C и R-6B относительно невысокая (в диапазоне 1313...1563 К).
Это позволяет обеспечить достаточные запасы прочности при изготовлении
стенок камеры сгорания и сопла из сплавов ниобия и титана.
В камере ЖРДМТ ДУ RSPE, обеспечивающей маневрирование головной
части МБР ’’Минитмен III”, головку, камеру сгорания и сопло изготавли-
вают также из ниобия (расчетная температура камеры 2030 К).
158
В ряде камер используют покрытие R-512A, наносимое методом на-
плавления. Оно рассчитано на максимальные температуры 1800...1920 К.
Покрытие R-512A представляет собой специальный стеклообразный шеро-
ховатый силицидный материал для защиты от окисления и обеспечения
продолжительного срока службы. Толщина наносимого покрытия — при-
мерно 75 ...125 мкм; указанную толщину и однородность покрытия необ-
ходимо после нанесения измерять с помощью специального датчика (в част-
ности, на вихревых точках).
Сочетание ниобиевого сплава С-103 и покрытия R-512A на внешней
и внутренней поверхностях камеры основного и вспомогательного двига-
теля ДУ реактивной системы управления МТКК ’’Спейс шаттл” (R-40A и
R-1E-3) обеспечивает большой запас по ресурсу и надежность для полета
МТКК, а также повышенную пластичность во всем диапазоне температур
во время полета.
Внешнюю поверхность камер
ЖРД R40A и R-1E-3 покрывают
термоизоляцией из материала
дайнафлекс плотностью 400 кг/м3,
помещенной внутри титанового
корпуса. Указанные ЖРД разме-
щены внутри фюзеляжа МТКК
”Спейс шаттл”, и термоизоляция
предохраняет внутренние элемен-
ты конструкции корабля от
чрезмерного нагрева из:за лучис-
тых тепловых потоков, так как
она поддерживает температуру
внешней поверхности камеры не
более 450 К при любых условиях
работы на земле и в пустоте.
Для обеспечения температуры
камеры вспомогательного ЖРД
лунного КА ’’Сервейер” между
циклами работы в диапазоне
-17...±37v на ббльшую часть
внешней поверхности камеры
наносили покрытие золотом.
На рис. 8В показан ЖРД апо-
гейной ДУ ИСЗ ’’Лисат”, камера
которого имеет лучистое охлаж-
дение.
Рис. 8.8. ЖРД апогейиой ДУ ИСЗ
’’Лисат”:
1 - блок клапанов горючего; 2 - ка-
мера сгорания; 3 — узел крепления
соплового насадка; 4 - сопловой
насадок; 5 — воспламенитель; 6 —
блок клапанов окислителя
159
Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в ЖРД
R-4D. Часть горючего в избыточном количестве поступает в пристеночный
слой, что также улучшает охлаждение в зоне раздела смесительной головки
и камеры сгорания. Минимальная температура стенок камеры сгорания
при непрерывном режиме работы составляет 1300 К.
Весьма эффективно комбинированное (регенеративное, внутреннее
и лучистое) охлаждение камер ЖРД ИСЗ ’’Симфония” тягой 10 и 400 Н.
Особенность охлаждения указанных камер состоит в том, что в камере
тягой 400 Н регенеративное охлаждение горючим применено для области
горловины сопла, а в камере тягой ЮН — для нижней части камеры
сгорания.
Лучистое охлаждение применено для изготовленных из нимоника
горловины и расширяющейся части сопла камер ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ
’’Симфония”.
Максимальное время непрерывной работы камеры тягой 10 Н при
стендовых огневых испытаниях превышало 3 • 103 с. Неизменное тепловое
состояние камеры ЖРД тягой 400 Н с указанным выше комбиниро-
ванным охлаждением также обеспечивалось при длительной работе (более
10,8 • 103 с). Почти не наблюдается явление теплового поглощения. При
толщине стенки камеры 1,5 мм ее теплоемкость невелика. Температура
горючего в тракте охлаждения камеры после выключения двигателя повы-
шалась лишь на 10 К.
Сопло камеры основного ЖРД ступени М-Х изготавливают из кевлара.
Некоторые ЖРДМТ могут работать на различных горючих. Например,
в двигателе R-4D-11, кроме ММГ, могут использоваться гидразин и
аэрозин-50.
ЖРДМТ (а следовательно, и камеры) могут работать как в импульс-
ном, так и в непрерывном режимах. Импульсный режим используется в
основном для маневров управления положением в пространстве и по крену.
Особенностью работы в импульсном режиме является относительно малое
значение импульса тяги, создаваемое при одном цикле работы, даже если
камера развивает относительно большую тягу; это позволяет избежать
длительных режимов работы камеры, предъявляющих более жесткие тре-
бования к ее охлаждению; кроме того, можно обеспечивать различные
значения импульса тяги при постоянной тяге путем изменения лишь вре-
мени цикла работы.
Однако импульсный режим работы накладывает ограничения на выбор
топлива (отработаны ЖРДМТ многократного включения лишь на само-
воспламеняющихся топливах) и, как уже отмечалось, обусловливает сни-
жение удельного импульса камеры.
ЖРД большой тяги при подаче компонентов топлива под давлением
наддува баков при неработающих насосах могут развивать тягу, соответ-
ствующую тяге ЖРДМТ. Например, при таком режиме работы ЖРД RL-10
обеспечивает тягу 854 Н и удельный импульс в пустоте примерно 4000 м/с.
Значения Кт для топлива N2O4 + ММГ для большинства ЖРДМТ
выбирают равными 1,60... 1,65 (с допуском ± 0,03...0,05) .
160
Для уменьшения размеров и массы камеры ЖРДМТ можно увеличить
давление р к, но высокие давления рк приводят к ужесточению требований
к охлаждению, особенно в области горловины сопла.
Для демпфирования ВЧ-колебаний при горении в камере сгорания ряда
ЖРДМТ (R-40A, R-4D-11, RS-2101C и др.) на периферии смесительной
головки размещаются акустические полости (акустические резонансные
демпферы).
С помощью акустических полостей достигается динамическая устой-
чивость горения, обеспечивающая почти полную нечувствительность ко
всем естественным и искусственно вводимым возмущениям, а также устой-
чивую работу камеры в широком диапазоне рабочих условий, включая
переходные процессы.
Ряд ЖРДМТ обладает очень большим ресурсом, например, наработка
ЖРДМТ R-4D на номинальном режиме может достигать 3,6 • 106 с. Ресурс
вспомогательных двигателей ДУ реактивной системы управления МТКК
’’Спейс шаттл” также намечено довести до 106 с путем использования
усовершенствования технологии камер и методов нанесения защитных
покрытий, а также усовершенствованных методов эксплуатационного
обслуживания.
Ресурс камеры зависит не только от используемых конструкционных
материалов и покрытий, но и от выбранных параметров. В частности, по
мере снижения температуры продуктов сгорания в камере ее ресурс воз-
растает.
Обычно плоскость выходного сечения сопла камер ЖРДМТ перпенди-
кулярна их продольной оси. Однако основные и вспомогательные двигате-
ли ДУ реактивной системы управления МТКК ’’Спейс шаттл” утоплены в
фюзеляже корабля, и их выходное сечение спрофилировано заподлицо
с поверхностью фюзеляжа. Из-за различного положения камер относительно
фюзеляжа получается 17 различных углов среза сопел для основных и че-
тыре для вспомогательных ЖРД.
Ось сопла камеры ЖРД обычно является продолжением оси камеры
сгорания, но сопло может быть расположено под углом (в некоторых
случаях под большим углом (до 100°)) к продолжению оси камеры сго-
рания; надобность в этом может возникнуть в первую очередь для ЖРД
системы курса. По условиям компоновки выходное сечение сопла может
иметь прямоугольную форму (например, с соотношением длин сторон,
равным двум).
Камеры однокомпонентных ЖРДМТ. Конструкция и параметры одно-
компонентных камер, как и однокомпонентных газогенераторов, зависят
от способа разложения топлива. Камеры с каталитическим разложением
в США разрабатывает фирма ’’Хайес”. В камерах с термическим разложе-
нием компонент топлива разлагается при контакте с нагретой поверх-
ностью, причем наиболее распространены электрические нагреватели.
Электронагреватель применен, в частности, в камере разложения ЖРД
тягой 0,3 Н фирмы TRW, используемых в ИСЗ связи ’’Интелсат V”.
6- 1758 161
Осуществимо-разложение гидразина путем постоянной подачи в камеру
относительно малого расхода четырехокиси азота, образующей с гидрази-
ном самовоспламеняющееся топливо; гидразин разлагается термически
под воздействием теплоты, выделяющейся при сгорании части гидразина
с четырехокисью азота.
Число форсунок в камерах однокомпонентных ЖРД может быть самым
разным — от одной форсунки (например, в ЖРДМТ ДУ ориентации исследо-
вательского ИСЗ КНР) до большого числа форсунок. Форсунки таких
камер имеют очень малый диаметр сопла. Поэтому при работе двигателя
наблюдались случаи сильного уменьшения проходного сечения сопла,
вплоть до полного его перекрытия.
Головка камеры может состоять из множества диффузорных капил-
лярных трубок. Такая конструкция головки, использованная в двигателе
REA20-4 фирмы ’’Гамильтон”, ограничивает на низком уровне скорость
впрыска и обеспечивает равномерное распределение гидразина в пакете
канализатора. Благодаря этому увеличивается площадь катализатора,
омываемая гидразином, улучшаются динамические характеристики, обес-
печивается более плавная работа двигателя и снижается износ пакета. По-
верхность головки защищается двойной сеткой, предохраняющей от попа-
дания частиц катализатора в головку и клапан, что возможно в результате
вибрации или сотрясений двигателя. С этой же целью в ЖРД ИСЗ связи
’’Интелсат IVА” (тяга 24,5 Н) форсунки закрыты тонкой сеткой. Для ка-
мер ЖРД очень малых тяг (0,1 ...0,4 Н) можно газифицировать гидразин
перед подачей его в камеру (нормальная температура кипения гидрази-
на 387 К).
Пакет катализатора необходимо надежно фиксировать в полости ка-
меры разложения для исключения уноса частичек катализатора (рис. 8.9),
причем используемые материалы элементов конструкции должны быть
Рис. 8.9. Конструктивная схема камеры гидразинового ЖРДМТ НЕ-55 тягой 22,3 Н
фирмы "Хайес”:
1 - расходная шайба; 2 - головка камеры; 3 - пакет крупнозернистого катализато-
ра; 4 - перфорированный экран; 5 - сопло; 6 - корпус камеры; 7 - пакет мелко-
зернистого катализатора; 8 — разделительная перфорированная проставка
162
стойкими по отношению к нитрации. В частности, пакет катализатора
ЖРД ИСЗ ’’Интелсат IV А” размещается в двойной сетке из платинового
сплава.
Пакет катализатора двигателя REA 20-4 разделен на две секции пер-
форированным экраном. В верхней секции используется мелкозернистый
катализатор ”Шелл-405”, что обеспечивает быстрое разложение гидразина
и устойчивый режим работы двигателя. Для снижения гидравлического
сопротивления пакета катализатора в нижней секции размещается крупно-
зернистый катализатор ’’Шелл-405”.
Катализатор обладает при пониженных температурах недостаточной
активностью. Кроме того, время выхода на режим получается завышенным,
так как сначала выделяющаяся теплота затрачивается на нагрев катализа-
тора и стенок камеры. В ряде двигателей, в том числе в ЖРД REA20-4,
используют электрообогреватель пакета для поддержания температуры,
исключающей разрушение пакета, связанное с холодным запуском двига-
теля. В указанном двигателе применены два нихромовых электронагре-
вательных элемента (N = 3,8 Вт; V = 28 В), помещенных в корпус, выпол-
ненный из инконеля 600. Разогрев пакета катализатора может произво-
диться в течение достаточно длительного времени — до 30 мин.
Для улучшения прочностных характеристик гранул катализатор под-
вергают специальной интенсивной обработке, обеспечивающей их большую
сферичность; используют, в частности, гранулы околосферической формы
диаметром 0,6 мм с коэффициентом сферичности примерно 0,75 (этот
коэффициент равен отношению площади поверхности сферы к площади
поверхности гранулы катализатора) . Достаточно плотное заполнение каме-
ры обеспечивается на электродинамическом вибраторе.
Решающее значение для расчета диаметра камеры разложения
имеет ее расходонапряженность, которую обычно выбирают равной
0,75.„3,5 г/(см2 • с).
Ниже приведены типичные значения параметров гидразиновой камеры
тягой 10 Н: расходонапряженность 3,5 г/(см2 • с); 7у п = 2256 м/с; рк =
= 1,5 МПа; = 0,95; v = 4,7 см3 /с; размер гранул 0,6 мм; коэффициент
их сферичности 0,75; DK = 13 мм; LK = 16/3 мм; d* = 2,23 мм; перепад
давлений на капиллярной распылительной головке 0,4 МПа; перепад давле-
ний на пакете катализатора 0,25 МПа.
Пакет катализатора камер ЖРДМТ КА подвергается воздействию
окружающего вакуума.
В камерах ЖРДМТ обычно применяют профилированные сопла. Про-
филированное сопло применено, в частности, в камере ЖРДМТ REA 20-4;
оно укороченное, с минимальной площадью поверхности. Форма сопла
оптимизирована с учетом обеспечения максимального импульса при мини-
мальных значениях длины и массы. Толщина стенки сопла по длине умень-
шается до минимального значения к выходному, что обеспечивает умень-
шение массы при достаточной прочности.
Для термоизоляции топливного клапана от тепловых потоков камеры
163
его фланец соединяется с камерой тонкой перфорированной проставкой и,
кроме того, гидразин подается от клапана к головке по тонким капил-
лярным трубкам. Дополнительно тепловые потоки от капиллярных трубо-
проводов и проставки воспринимаются фланцем крепления двигателя.
Достигнуты следующие максимальные значения гидразиновых камер:
тяга 560 Н и более; удельный импульс 2300 м/с; число циклов работы
5 • 10s; суммарное время работы 1,5 • 10s с; суммарный импульс тяги
5,5 МН • с. Время непрерывной работы некоторых гидразиновых двига-
телей (например, ЖРД REA 20-4) вообще не ограничено. В США разраба-
тываются гидразиновые ЖРД с числом циклов работы 106 при суммарном
импульсе тяги 0,89 МН • с, при этом основной проблемой является терми-
ческая усталость материалов.
Однокомпонентные ЖРДМТ в отличие от двухкомпонентных не имеют
ограничений по нижнему уровню тяги. Одно из наименьших значений
тяги — 0,212 Н — имеет камера ЖРД, используемого в КА, который пред-
назначен для полетов к внешним планетам Солнечной системы.
Еще меньшую тягу можно получить при использовании испаряющегося
пропана. Такая система, предназначенная для обеспечения высокой точ-
ности ориентации наряду с гидразиновой ДУ, используется в ИСЗ ”Экзо-
сат” Западноевропейского космического агентства, запущенном в 1983 г.,
причем тягу можно изменять в диапазоне 30...50 мН.
С целью повышения удельного импульса примерно на 30 % в некото-
рых ДУ ИСЗ применяют злектроподогрев продуктов разложения. Указан-
ное повышение объясняется тем, что в ЖРДМТ, работающих в импульсном
режиме, значительная часть теплоты, выделяемой при разложении гидрази-
на, затрачивается на нагрев катализатора и стенок камеры, а в ЖРД с терми-
ческим разложением гидразина и электроподогревом камеры разложения
вся теплота, выделяемая при разложении, идет практически только на
разгон продуктов разложения.
В четырех ЖРД тягой 0,3 Н фирмы TRW ИСЗ ’’Интелсат V” продукты
разложения поступают в дополнительную камеру, где они проходят через
вихревой электронагреватель, в результате этого температура продуктов
разложения перед поступлением в сопло повышается до 2200 К. Так как
указанный двигатель включается редко (примерно один раз в месяц), то
для него не требуется дополнительных солнечных батарей. Питание электро-
нагревателей (в том числе и электронагревателя пакета катализатора)
осуществляется от основных солнечных батарей, при этом ток силой 15 А
подается к электронагревателям через отдельную шину батареи. Средний
удельный импульс указанной камеры достигает 2900 м/с. Экономия массы
гидразина в результате электроподогрева продуктов разложения состав-
ляет примерно 20 кг.
Четыре аналогичных ЖРД фирмы ’’Рокит рисеч” по 0,36 Н применяют
ДУ ИСЗ GTE ”Г Стар”, GTE ’’Спейснет” и ASC. Указанные ЖРД также обес-
печивают суммарный импульс тяги до 311,5 кН • с. Двигатели в составе
ИСЗ работают только на режиме с постоянной тягой и используются для
164
поддержания ориентации ИСЗ север—юг. Такие ЖРД прошли проверку
на ИСЗ ’’Сатком” IR и IIR, на которых они наработали более 6,12 • 104 с.
Хотя на ИСЗ установлено четыре ЖРД с электроподогревом продуктов
разложения, для каждого маневра используются только два из них (два
других двигателя являются резервными).
Разрез ЖРД с электроподогревом продуктов разложения показан на
рис. 8.10. В составе двигателя можно выделить следующие узлы: топлив-
ный клапан с электроподогревателем; камера разложения с газоотводящей
трубкой; электроподогреватели пакета катализатора с тепловыми экра-
нами; блок электроподогревателя продуктов разложения; блок тепло-
обменника с лучистыми и тепловыми экранами и монтажный узел для
крепления указанных выше узлов и блоков.
Рис. 8.10. Гидразиновый ЖРДМТ с электроподогревом продуктов разложения:
1 - вход гидразина; 2 - струйный резистор; 3 - гидразиновый клапан; 4 - несущий
тепловой экран; 5 — электроподогреватель продуктов разложения; 6 - несущая
конструкция; 7 - барьерная трубка; 8 - монтажная конструкция; 9 - тепловой
экран; 10 — внешний корпус теплообменника; 11 - внутренний корпус теплообмен-
ника; 12 — лучистый экран; 13 - диски лучистого экрана; 14 - сопло; 15 - электро-
нагревательный элемент; 16 - тепловой экран газогенератора; 17 - паяный патру-
бок; 18 - газоотводящая трубка; 19 - камера разложения газогенератора; 20 -
электроподогреватель пакета катализатора; 21 - форсуночная головка; 22 - тепло-
вой шунт; 23 - деталь крепления клапана; 24 - электроподогреватель клапана; 25 -
термоизоляционная проставка
165
Пакет катализаторов указанных двигателей аналогичен пакету стан-
дартного гидразинового ЖРД тягой 0,89 Н (12 таких двигателей входят
в ДУ этих же ИСЗ), разработанного для программы ’’Вояджер” и исполь-
зуемого в настоящее время на всех ИСЗ фирмы RCA.
Камера разложения имеет конический золоченый тепловой экран.
Сопло заменено газоотводящей трубкой, подсоединенной к тепло-
обменнику.
Он состоит из двух концентрических цилиндрических секций с осевы-
ми элементами, направляющими поток к коническому соплу. В централь-
ной части теплообменника размещен электроподогреватель продуктов
разложения. Он снабжен лучистыми экранами для предотвращения тепло-
вых потоков в осевом направлении. Лучистые тепловые потоки от электро-
нагревателя достигают внутренней секции теплообменника. Продукты раз-
ложения, омывающие эту секцию, поглощают теплоту с соответствующим
повышением их температуры. Теплообменник имеет ряд экранов, предот-
вращающих утечки теплоты в окружающую среду.
Указанные камеры в случае выхода из строя электродвигателя продук-
тов разложения работают в режиме разложения гидразина в присутствии
катализатора.
Ресурс работы однокомпонентных ЖРДМТ очень большой, он снижает-
ся лишь при использовании электронагревателей, которые имеют ограни-
ченный ресурс.
Гидразиновые ЖРДМТ широко применяют в ДУ ориентации КА и ИСЗ.
Такие двигатели обычно работают в режиме коротких по времени (до
7...10 мс) импульсов и поэтому процессы в камере и других узлах таких
двигателей являются нестационарными.
В качестве материалов камер однокомпонентных ЖРДМТ обьино
выбирают жаропрочные сплавы, так как при этом материалы должны
выдерживать высокую температуру и сложное воздействие газообразных
продуктов (в частности, нитридов) разложения гидразина в течение дли-
тельного времени; например, камеру ЖРД ИСЗ ’’Интелсат IV А” изготав-
ливают из кобальтового сплава 1-605.
Применяют также сплав ”Хастеллой-В”, коррозионно-стойкую сталь
и другие материалы. Камеру ЖРДМТ КА, предназначенного для полета
к внешним планетам Солнечной системы, намечено изготовить из алюми-
ния, анодированного для уменьшения отражения солнечного излучения.
Запас прочности при проектировании камер ЖРДМТ выбирают равным
полтора, а разрушающее давление — вдвое больше максимального рабочего
давления.
Изготовление камер ЖРДМТ отличается относительной сложностью
из-за малого диаметра минимального сечения сопла (0,8 мм и менее);
в частности, достаточно сложно обеспечить с высокой точностью плавный
переход от сужающейся части сопла к расширяющейся.
166
Вопросы для самопроверки
1. Чем отличаются восстановительные ЖГГ двигателей от окислительных?
2. Какие проблемы решаются при разработке восстановительных и окислитель-
ных ЖГГ двигателей?
З. Чем отличаются по конструкции и распределению температуры по длине двух-
зонные и однозонные ЖГГ двигателей?
4. Назовите типы катализаторов, применяемых для разложения жидких компо-
нентов топлива.
5. Какие особенности характерны для конструкции головки камеры одноком-
понентных ЖРДМТ?
6. Чем каталитическое разложение отличается от термического?
7. Какие трудности применения регенеративного охлаждения характерны для
камер ЖРДМТ?
8. Назовите достоинства и ограничения применения абляционного и лучистого
охлаждения камер ЖРДМТ.
9. Перечислите особенности конструкции, характерные для камер ЖРДМТ с
пленочным охлаждением?
10. Какие виды комбинированного охлаждения применяют в камерах ЖРДМТ?
11. Назовите виды головок, применяемых в камерах ЖРДМТ.
12. Какие характерные особенности можно привести для пакетов катализатора
камер ЖРДМТ?
13. С какой целью применяется термоизоляция топливного клапана от головки
камеры ЖРДМТ и как она обеспечивается?
14. Чем ограничивается ресурс однокомпонентных ЖРДМТ?
15. С какой целью применяется электроподогрев продуктов разложения ЖРДМТ
и как он обеспечивается?
Глава 9
ПРОЧНОСТЬ КАМЕРЫ И ГАЗОГЕНЕРАТОРА
9.1. РЕЖИМЫ РАБОТЫ И НАГРУЗКИ
Камера и газогенератор ЖРД представляют собой паяно-сварные кон-
струкции, элементы которых подвержены воздействию механических
и тепловых нагрузок, причем их конкретное сочетание, интенсивность и
характер изменения во времени зависят от режима работы.
При анализе прочности конструкции основными рассматриваются
следующие режимы: гидроиспытания, рабочий режим, режим запуска и
режим останова.
В зависимости от изменения нагрузок, приложенных к камере и газо-
генератору, во времени их можно разделить на статические, квазистати-
ческие и динамические.
Статические нагрузки практически не зависят от времени и соответ-
ствуют установившимся (стационарным) режимам работы двигателя,
таким как рабочий режим и гидроиспытания.
167
Квазистатические нагрузки изменяются по времени, однако существен-
ным для проведения конструкции является не скорость изменения таких
нагрузок, а их интенсивность, поэтому в каждый отдельный промежуток
времени их можно рассматривать как статические нагрузки.
Для динамических нагрузок существенным является не только их
интенсивность, на и скорость изменения по времени. К их числу относятся
быстропеременные нагрузки (например, гидравлический или тепловой
удар) и периодические нагрузки (например, колебания давления газов в
камере сгорания около его среднего значения). Динамические нагрузки
имеют место как на режимах запуска и останова, так и на установившемся
режиме двигателя.
В связи с тем, что по силовым схемам и конструктивно-технологичес-
кому выполнению современные камеры и газогенераторы отличаются мало,
для их прочностных расчетов используются одни и те же методики. Поэ-
тому в дальнейшем будем рассматривать вопросы прочности применитель-
но к камере, имея при этом в виду, что сказанное можно в значительной
мере отнести и к газогенератору.
Рассмотрим особенности нагружения камеры на различных режимах
ее работы.
Режим гидроиспытаний камеры осуществляется с целью технологичес-
кого контроля качества изготовления (пайки и сварки) как секций
камеры, так и камеры в целом. При гидроиспытаниях секции камеры
(рис. 9.1, а) ее рабочая полость опрессовывается давлением жидкостирг 0,
которое превышает максимальное давление жидкости на рабочем режиме
Рг.о = (Рк +дРф +дРм.р)*э>
где рк — максимальное давление в камере сгорания на рабочем режиме;
ДРф — перепад давлений на форсунках; Дрм — гидравлические потери
давления в межрубашечном тракте на рабочем режиме; кэ — коэффициент,
Рис. 9.L Схемы нагружения камеры прн гидроопрессонке:
а - гидроопрессовка секции; б - гидроопрессовка камеры
168
учитывающий неэквивалентность нагружения оболочек на режиме гидро-
опрессовки по сравнению с рабочим режимом (fc3 = 1,3...1,5).
При гидроиспытаниях камеры в целом (см. рис. 9.1, б) жидкостные
и газовая полости камеры опрессовываются давлением жидкости на спе-
циальном стапеле. Герметизация полостей камеры осуществляется спе-
циальным грибком по некоторому сечению с радиусом гср. Это сечение
выбирается таким образом, чтобы сила Рг 0, действующая на узлы крепле-
ния камеры, удовлетворяла равенствам:
^г.о Рг.о я^ср ’
р
откуда г = (-------) 0,5.
Р "Рк
Режим гидроиспытаний характеризуется отсутствием нагрева деталей
корпуса и головки камеры, а также постоянством давления опрессовки
как по длине тракта, так и по времени испытаний, т.е. камера подвергает-
ся воздействию статических механических нагрузок.
Для рабочего режима характерно сочетание механических нагрузок
(давление газов, давление рабочих жидкостей, тяга) с высоким уровнем
температурного воздействия на элементы конструкции камеры. При анали-
зе прочности корпуса камеры выбираются параметры, соответствующие
форсированному рабочему режиму, т.е. учитывается форсирование как
по давлению газов в камере сгорания рк, так и по температуре газов Гг.
Характер изменения по длине корпуса камеры статических нагрузок, таких
как давление газов рг, давление охлаждающей жидкости в межрубашечном
пространстве рж, температура газов tr и средняя температура внутренней
оболочки tпоказан на рис. 92.
Со стороны рабочего пространства на оболочку действует давление
газов, которое значительно меняется по длине камеры. Наибольшее давле-
ние имеет место в камере сгорания, где его значение может достигать
нескольких десятков мегапаскалей. Далее по длине камеры давление па-
дает, составляя в критическом сечении примерно половину давления в ка-
мере сгорания, а на выходе из сопла — от 0,1 до 0,001 МПа.
Давление охлаждающей жидкости рж в межрубашечном пространстве
во всех сечениях камеры больше давления газов. Особенно большой пере-
пад давлений Држ = рж - рг имеет место в сечении сопла, где расположен
подводящий коллектор, а его минимальное значение — в зоне сопряжения
корпуса камеры с головкой. На рабочем режиме элементы камеры подвер-
жены также интенсивному температурному воздействию со стороны газов.
Особенно велика температура газов в конце камеры сгорания, где она
составляет 3000...3500 °C, и к срезу сопла ее значение уменьшается до
169
Рис. 9.2. Распределение нагрузок по длине камеры на рабочем режиме:
I — полость первого компонента; II — полость второго компонента
1300...1800 °C. Температура внутренней оболочки корпуса, соприкасаю-
щейся с газами, вследствие внутреннего охлаждения и теплопередачи в
охлаждающую жидкость оказывается значительно меньшей, чем темпера-
тура газов, тем не менее она настолько велика, особенно в районе крити-
ческого сечения камеры, что резко снижает механические свойства мате-
риала оболочки.
Режим запуска характеризуется нарастанием по времени давления
газов рг в камере и давлениярж в тракте охлаждения, характер изменения
которых зависит от схемы запуска, а также так называемым тепловым
ударом, при котором в короткий промежуток времени происходит рез-
кое повышение температуры элементов конструкции, омываемых горячим
газом.
Режим останова характеризуется отсутствием давления газов в камере
и наличием давления жидкости в охлаждающем тракте при сохранении
высокой температуры ’’огневых” элементов камеры.
В ряде случаев, в зависимости от схемы двигателя и условий запуска
и останова, эти режимы могут оказываться более ответственными в проч-
ностном отношении по сравнению с рабочим форсированным режимом.
Так, например, режим запуска может сопровождаться большой кратковре-
менной перегрузкой камеры по давлению газов, а режим останова — гид-
равлическим ударом в охлаждающем тракте при наличии высокой темпе-
ратуры внутренней оболочки.
170
9.2. ОБЩАЯ СХЕМА И ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ РАСЧЕТА
КАМЕРЫ НА ПРОЧНОСТЬ
В настоящее время в практике двигателестроения применяются глав-
ным образом конструкции камер со связанными оболочками и плоскими
внутренними и средними днищами. Наиболее нагруженными элементами
конструкции таких камер являются:
а) в конструкции корпуса:
связанные оболочки камеры сгорания;
элементы внутренней оболочки между двумя соседними связями;
связи оболочек;
узлы крепления камеры;
подводящие трубопроводы и коллекторы;
б) в конструкции смесительной головки:
форсуночный блок;
наружное днище или газовод.
При расчете камеры на прочность наиболее трудным является расчет
элементов, подверженных высокому температурному воздействию, к числу
которых, в первую очередь, относятся связанные оболочки камеры. Оценка
их прочности по напряжениям непригодна, особенно в предположении
об упругой работе материала конструкции. Простейшие расчеты показы-
вают, что вследствие одного только температурного воздействия на внут-
реннюю оболочку в ней возникают напряжения, заметно превышающие
предел упругости. Поэтому приходится рассчитывать оболочки в области
пластических деформаций. Другой особенностью расчета элементов, на
которые действуют одновременно силовые и температурные факторы, яв-
ляется то, что на основе анализа лишь напряженного состояния нельзя
дать объективную оценку их прочности. Для конструктора важнее, чтобы
в течение времени работы камеры оболочки сохранили свои размеры в
заданных пределах, при которых не нарушается режим ее работы. Таким
образом, приобретает значение оценка общей несущей способности конст-
рукции, оценка ее пригодности по величине перемещений и расчет по допус-
каемым перемещениям при учете пластических деформаций оболочек.
С другой стороны, при анализе прочности элементов внутренней оболочки
и связей объективная оценка прочности может быть получена при учете
лишь местных силовых напряжений (вследствие перепада давлений Др м р),
в то время как температурное воздействие учитывается лишь как фактор,
снижающий прочность конструкционного материала.
При расчете смесительной головки наиболее трудным является расчет
форсуночного блока, который представляет собой паяно-сварную кон-
струкцию, состоящую из среднего и внутреннего днищ, соединенных фор-
сунками и периферийным силовым кольцом. Следует иметь в виду, что
к форсуночному блоку наряду с требованием прочности предъявляется
требование высокой изгибной жесткости, так как пониженная жесткость
блока может привести к возникновению его колебаний в процессе работы
171
камеры, а также к нарушению герметичности форсуночных полостей. Поэ-
тому решающее значение приобретает расчет жесткости форсуночного
блока. Вместе с тем в основу расчета прочности других нагруженных эле-
ментов корпуса и форсуночной головки вполне может быть положен
обычный метод оценки прочности по напряженному состоянию.
Расчеты на прочность камеры, как правило, являются поверочными.
Это означает, что задана рассчитываемая конструкция (геометрические
размеры, распределение силовых и температурных нагрузок, применяемые
материалы), необходимо дать оценку ее прочности и в тех случаях, когда
заранее заданные условия прочности не соблюдаются, произвести рацио-
нальное изменение параметров конструкции.
Общий план практического расчета камеры на прочность включает
в себя следующее:
1) анализ прочности корпуса камеры, состоящий из расчетов общей
несущей способности оболочек, прочности связей, местной прочности
внутренней оболочки;
2) анализ прочности смесительной головки, состоящий из расчетов
жесткости форсуночного блока, общей несущей способности форсуночного
блока, прочности наружного днища или газовода;
3) расчет на прочность таких нагруженных элементов камеры, как
коллекторы, подводящие трубопроводы, узлы крепления камеры.
Прочность указанных элементов анализируется на различных режимах
работы камеры.
9.3.ОБЩАЯ НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬ ОБОЛОЧЕК КАМЕРЫ
Методика расчета общей несущей способности камеры со связанными
оболочками разработана В.И. Феодосьевым.
Несущая способность конструкции при вязком состоянии материала
представляет собой ее способность сопротивляться приложенным нагруз-
кам с сохранением ее размеров и формы в допустимых пределах. При этом
предельная несущая способность рассматривается как такая стадия нагру-
жения конструкции, после которой существенное изменение размеров
происходит без значительного увеличения нагрузки, т.е. наступает быстро
развивающееся формоизменение. Расчет общей несущей способности свя-
зан с рассмотрением деформации и формоизменения конструкции в целом.
В отличие от этого возможно рассмотрение локальных деформаций и
формоизменения конструкции, чему соответствует расчет местной несу-
щей способности.
Общая несущая способность камеры оценивается значением предель-
ного давления газов в камере сгорания рг пред. Для нахождения предель-
ного давления газов строится расчетный график зависимости давления
газов в камере сгораниярг от полной относительной деформации оболочек
камеры в окружном направлении еуп, которая определяется как ='
172
= &R/R, rp,eR — радиус оболочек в расчетном сечении; ДА — приращение
радиуса под действием нагрузок.
Предельным давлением газов считается такое значение давления, ма-
лому приращению которого на расчетной кривой соответствует большое
приращение полной относительной деформации оболочек еу п (или прира-
щение радиуса ДА), обусловленное развитием пластических деформаций
в обеих оболочках камеры.
Расчетная схема формируется путем принятия гипотез и допущений,
касающихся свойств материала оболочек и их геометрии, а также особен-
ностей прилагаемых нагрузок.
Для данного расчета характерны следующие гипотезы и допущения
(расчетную схему см. на рис. 9.3):
материал оболочек упругопластический работает одинаково на растя-
жение и сжатие;
оболочки цилиндрические тонкие (h ' < A, h " < А);
связи считаются абсолютно жесткими в радиальном направлении, их
работой в продольном направлении пренебрегаем;
влияние краевого эффекта на напряженное состояние оболочек не
учитывается (бесконечно длинная оболочка);
давление газов рГ в расчетном сечении считается равнораспределенным
по периметру оболочки;
температурное поле в оболочках осесимметрично, температуры опре-
деляются как средние значения между температурами на внутренних и на-
ружных поверхностях оболочек, соответствующие номинальному рабочему
режиму двигателя.
В соответствии с расчетной схемой каждая из оболочек находится в
двухосном напряженном состоянии, причем ох и оу — главные напряжения
соответственно в осевом и окружном направлениях (рис. 9.4).
Рис. 9.3- Расчетная схема камеры сгорания
со связанными оболочками
Рис. 9.4. Компоненты напряженного состоя-
нии оболочек
|;ЕШННМИНН|Н1
Рг
173
a
Рис. 9.5. Нагрузка н внутренние усилии и оболочках:
fl-в меридиональной плоскости; б - в осевом направлении
Для нахождения расчетной зависимости рг = f(eyn) и построения
соответствующей кривой необходимо решить следующие уравнения:
а) уравнения равновесия элемента оболочек в поперечном и продоль-
ном направлениях, выраженные в напряженных (рис. 9.5, а, б):
Oyh' + o”h" =pTR', (9.1)
o'xh'+ a'xh" = kpTR, (9.2)
где к — коэффициент осевого усилия в оболочках, представляющий собой
отношение осевого усилия в оболочках к окружному усилию. Значение к
определяется в зависимости от расположения узла крепления камеры от-
носительно расчетного сечения. Если узел крепления расположен в области
критического сечения камеры, то к = 0,5. В случае расположения узла
крепления в области головки в расчетном сечении дополнительно действует
тяга Р, поэтому
Р
к = 0,5----------;
2тгЯ2рг
б) уравнения, связывающие полные, силовые и температурные де-
формации:
ехп = ех+а7'’
ехп = ех +a"f";
еуп = еу+а'('’
еуп = еу+а ' ;
ехп — ехп — ехп ’
с" — р
уп уп уп’
174
в) физические уравнения теории упругопластических деформаций:
3 ei
Y ~^Г + °’5 ер’ (9-4)
а^Т 4/~ (еу+0’5<);
С^0’5^’
3 ei
где е2- — интенсивность деформированного состояния оболочки, причем
2 ] 2 2 '
е, = + еу + ех еу ;
<jj — интенсивность напряженного состояния оболочки, причем зависимость
Uj = /(ez) описывается диаграммой растяжения соответствующего мате-
риала. Если диаграмма растяжения образца известна, то, зная значение ег-,
можно определить значение аг- (рис. 9.6).
Указанная выше система уравнений не является замкнутой, поэтому
ее прямое решение невозможно. В качестве способа решения задачи при
ее ручной реализации ВЛ. Феодосьевым предложена методика, в основе
которой лежит метод проб и ошибок.
Рис. 9.6. Характерный вид диаграмм а - е
при растяжении образца нз металлического
материала:
1 - материал внутренней обопочкн; 2 - ма-
териал наружной оболочки
Рис. 9.7. Типичный график зависимости рт = f (еуп)
175
В соответствии с методом проб и ошибок для определения каждой
точки расчетной диаграммы необходимо задаваться некоторым значением
полных относительных деформаций еу п и подбирать для них такие значе-
ния деформаций ехп, при которых соответствующие напряжения ох и оу
удовлетворяют уравнениям равновесия (9.1) и (9.2). Расчет проводится в
следующей последовательности:
1) задается значение еуп (как координаты вдоль оси абсцисс расчет-
ной кривой) ;
2) для заданного значения е^,п задается значение еА.п (на первом шаге
приближений ех п = 0,5 ...0,7 еу п );
3) вычисляются значения е', е'*, е’, е", используя систему уравне-
ний (9.3); У У
4) вычисляются интенсивности деформированного состояния оболочек
е), e'j'n определяются интенсивности напряженного состояния о'-, о'-' для чего
используются диаграммы растяжения материалов оболочек при соответ-
ствующих температурах t' и t";
5) вычисляются напряжения о' о" а' о" с использованием физи-
ческих уравнений (9.4);
6) проверяется выполнимость уравнений равновесия (9.1) и (9.2)
для полученных значений напряжений.
С этой целью значения напряжений подставляются в уравнение, полу-
ченное из (9.1) и (9.2) :
axh'+oxh" = k(o'yh' + oyh"'). (9.5)
Если обе части уравнения (9.5) тождественно равны (с некоторой
наперед заданной точностью), то определяется значение рг из уравнения
равновесия (9.1), которое преобразуется к виду
Таким образом, определяется первая точка расчетной кривой рг =
= f (еу п) и опять следует перейти к п. 1.
Если условие (9.5) не выполняется, то необходимо вернуться к п. 2,
оставив предыдущее значение еуп и тд,. до тех пор, пока тождество не
будет удовлетворяться.
В конечном итоге вычисляется серия значений рг, соответствующих
заранее заданным значениям еуп, что позволяет построить соответствую-
щий график.
На рис. 9.7 изображен типичный расчетный график зависимости рг =
= f(eyn). Отметим на нем точки А, В, С, D, расположенные в зонах, где
кривая имеет наибольшую кривизну. Точками А, В, С, D кривая делится
на четыре участка. Для участков I и III характерно малое изменение дефор-
мации оболочек еуп при возрастании давления рг; для участков II и IV,
176
напротив, характерно большое изменение деформации при возрастании
давления рт. Рассмотрим причины такого поведения оболочек. Для участ-
ка I характерно малое значение давления рг, поэтому оболочки нагружены
в основном усилиями от разности температурных расширений. Внутрен-
няя оболочка, как более нагретая, при этом сжата, а наружная растянута,
но напряжения в ней не превышают предела текучести Поэтому кон-
струкция имеет высокую сопротивляемость приложенным нагрузкам,
следствием чего является большой угол наклона кривой к оси абсцисс на
данном участке.
На участке II давление рг выше, чем на участке I. Под суммарным
действием давления рг и температурного усилия напряжения в нагружен-
ной оболочке становятся выше предела текучести. В то же время во внут-
ренней оболочке температурные напряжения сжатия по-прежнему превы-
шают силовые растягивающие напряжения. Поэтому внутренняя оболочка
не подкрепляет наружную, а создает дополнительные усилия на нее. В этой
связи для участка II характерна пониженная сопротивляемость конструк-
ции приложенным нагрузкам, отсюда и малый угол наклона кривой к оси
абсцисс.
Для участка III характерно то, что в связи с ростом давления рг сило-
вые растягивающие напряжения во внутренней оболочке становятся выше
температурного напряжения. Поэтому внутренняя оболочка начинает ра-
ботать как элемент, воспринимающий часть усилия от давления рг; сопро-
тивляемость конструкции приложенным нагрузкам опять возрастает.
На данном участке напряжение во внутренней оболочке не превышает
предела текучести а' что является еще одним фактором, обеспечиваю-
щим высокую сопротивляемость конструкции приложенным нагрузкам.
На участке IV в связи с дальнейшим ростом давления напряжения
во внутренней оболочке становятся выше предела текучести. Напряжение
в наружной оболочке превышают предел текучести уже начиная с
участка II. Поэтому сопротивляемость конструкции начинает резко падать,
т.е. достигается предельная несущая способность.
В конечном итоге расчет сводится к определению коэффициента запаса
по общей несущей способности, который представляет собой отношение
Рг.пред
п = -------—
Рг .раб
(9.7)
где рг пред - предельное давление газов; рг раб - рабочее максимальное
давление газов.
Предельную точку удобнее всего выбирать по значению угла наклона
касательной к кривой рг = /(е^п). Если этот угол мал, то деформации
нарастают быстро, что следует рассматривать как недопустимое явление.
Принято в качестве предельной определять такую точку, в которой тангенс
угла наклона касательной tga2 равен 1/2 его наибольшего значения
(tgaj) на участке III (см. рис. 9.7, точкаD).
177
Допустимое значение коэффициента запаса по общей несущей способ-
ности п = 1,2...1,5. В случае невыполнения условия прочности необходимо
изменить толщину наружной оболочки или использовать другой материал
для ее изготовления. Ручной расчет по описанной методике довольно трудо-
емок, однако использование ЭВМ позволяет резко сократить трудоемкость
вычислений и повысить их точность.
9.4. МЕСТНАЯ ПРОЧНОСТЬ КОРПУСА КАМЕРЫ
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТНЫХ СХЕМ
Рассмотрим нагрузки, приложенные к внутренней и наружной оболоч-
кам камеры на участке между двумя соседними связями. На режиме
гидроопрессовки (рис. 9.8, а, б) оболочки подвержены действию дав-
ления гидропрессовки рж, в то время как давление газов рг внутри
камеры отсутствует, а оболочки и связи остаются холодными. Таким об-
разом, для данного режима характерны высокий перепад давлений на обо-
лочках и существенное нагружение связей растягивающими усилиями.
На рабочем режиме на оболочки действуют (рис. 9.8, в) давление охлаждае-
мой жидкости рж в межрубашечном пространстве и давление со стороны
газов рг при одновременном температурном воздействии, в результате
которого средняя температура внутренней оболочки t' может достигать
500...600 °C, а средняя температура наружной оболочки t" составит
150...200°С.
На поведение оболочек под нагрузкой на участке между двумя сосед-
ними связями существенное влияние оказывает расстояние между ними,
что необходимо учитывать при составлении расчетной схемы. С этой точки
зрения различают подкрепленные и связанные оболочки,
причем последние разделяются на оболочки с редкими и часты ми
с в я з я м и. В подкрепленных оболочках расстояние между подкрепляю-
щими кольцами настолько велико, что оболочки в промежутках между
ними находятся в основном в безмоментном состоянии. В цилиндричес-
кой оболочке (рис. 9.9) зона краевого эффекта распространяется на рас-
стояние не более 2yjRh. Таким образом, подкрепленными следует считать
оболочки, для которых выполняется условие I > Rh , где I — расстоя-
ние между соседними подкреплениями. С уменьшением расстояния между
подкреплениями большие изгибные деформации оболочки полностью
охватывают весь пролет. Как показывают расчеты, такое поведение свя-
занных оболочек является преобладающим при условии, что расстояние
между двумя соседними связями лежит в пределах 4h < I < 4\jRh . Соот-
ветствующие связи в оболочках принято считать редкими. Примерами
конструктивного исполнения редких связей являются проволоки круг-
лого или прямоугольного сечения (лапшины), припаянные к оболочкам,
и точечная сварка через выштамповки в наружной оболочке.
178
Рис. 9.8. Расчетные схемы связанных оболочек:
а, б - на режиме гидропрессовки; в - на рабочем
режиме
Рис. 9.9. Распределение напряжений в подкрепленной
цилиндрической оболочке
При дальнейшем уменьшении расстояния
между связями (/ < 4/г) изгибная жесткость
подкрепленного участка оболочки становится
очень большой и преобладающими местными
напряжениями в оболочках следует считать
напряжения среза. Применяемые в камерах
современных двигателей фрезерованные реб-
ра и гофровые проставки обеспечивают частые
связи между оболочками, что требует исполь-
зования в практике проектирования соответствующих методов расчета.
МЕСТНАЯ ПРОЧНОСТЬ КОРПУСА ПРИ ЧАСТЫХ СВЯЗЯХ
В оболочках с частыми связями ширина оболочки значительно меньше
ее длины, поэтому расчетная схема принимается в виде балки единичной
длины, жестко защемленной по краям и нагруженной равномерно распре-
деленным давлением (см.рис. 9.8).
Существенной особенностью оболочек с частыми связями является
пренебрежимо малая величина изгибной деформации участка оболочки
между соседними связями под действием перепада давлений. Нарушение
местной прочности корпуса в этом случае может происходить в результате
отрыва связей в местах их спая с оболочками, разрыва связей или среза
оболочки в местах ее соединения со связями. Поэтому при расчете местной
прочности следует дать оценку прочности по каждому из перечисленных
факторов разрушения.
179
Прочность спая. На рабочем режиме под действием перепада давлений
рж и рг связи растягиваются, и в местах спая возникают напряжения
отрыва оотр. Напряжение оотр может быть определено из равенства внеш-
него и внутреннего погонных усилий в месте спая:
°отрс Рж Рг
(9.8)
где с — ширина спая; t - шаг между связями.
Из (9.8) получаем
Условие прочности места спая на отрыв записывается следующим
образом:
t
а
и — в-СП -> и
лотр ^nN’
аотр
где а* сп ~ предел прочности спая при рабочей температуре; nN - норма-
тивный коэффициент запаса прочности.
В случае режима гидроопрессовки необходимо в формуле (9.9) поло-
жить давление рг = 0,а давление рж определять как давление гидро-
опрессовки.
Прочность связей. Под действием давления в межрубашечном прост-
ранстве в связях реализуется двухосное напряженное состояние с компо-
нентами Ор и осж, пРичем — напряжение растяжения связи, а осж —
напряжение сжатия, нормальное к боковой поверхности связи. Так же, как
и при расчете спая, напряжение ор определяется из равенства внешнего и
внутреннего усилий в связи. Для ребер
Рж;- Prf
(9.Ю)
где s — толщина ребра;
для гофрированных проставок
_ Рж^ ~ Prf
r ZSCOS0
где s — толщина гофра; в — угол наклона гофра (см.рис. 9.8,6).
Напряжение осж = ~~РЖ-
Условие прочности связей записывается следующим образом:
180
где — предел прочности материала связи при рабочей температуре;
О; — интенсивность напряженного состояния в связи, равная
ог = <о2р + а^ж-арасж .
Данную расчетную методику можно использовать при расчете связей
на режиме гидроопрессовки, полагая рг = 0и принимая рж как давление
гидроопрессовки.
Местная прочность оболочки. На поведение неподкрепленного участка
оболочки под действием перепада давлений существенное значение оказы-
вает соотношение между длиной неподкрепленного участка и толщиной
оболочки l/h'. Если l/h' мало (l/h' < 4,0), то местную прочность внутрен-
ней оболочки будет определять напряжение среза в месте сочленения обо-
лочки и связи. Погонная перерезывающая сила в сечении! —I (см.рис. 9.8,в)
бср (рж рт)1-
Тогда напряжение среза
<2СР 1
гср=—ти гср=0>5^ж-Рг)т7-
1 h r h
(9.П)
Запас местной прочности в оболочке в этом случае
где кт — коэффициент, учитывающий ослабление материала при его работе
на срез (кт = 0,8) ; о'ъ — предел прочности материала внутренней оболоч-
ки с учетом нагрева.
Для режима гидроопрессовки следует принимать рг = 0 и считать
рассчитываемую оболочку ненагретой.
МЕСТНАЯ ПРОЧНОСТЬ КАМЕР ТРУБЧАТОЙ КОНСТРУКЦИИ
Камера трубчатой конструкции представляет собой набор профилиро-
ванных трубок с сечением, близким к прямоугольному, спаянных между
собой по боковым стенкам. Толщина таких трубок значительно меньше,
чем толщина оболочек камер с ребрами или гофрированными проставками.
Расчет местной прочности таких конструкций сводится к расчету
неподкрепленных участков трубок.
Стенка трубки подвержена перепаду давлений Др = РЖ~ Рг (Рис- 9.10)
и при высокой пластичности материала прогибается и принимает форму,
близкую к цилиндрической. Как и в конструкциях со связанными оболоч-
ками, расчетная схема принимается в виде балки единичной длины, жестко
181
Рис. 9.10. Схема нагружения элементов
трубчатой конструкция
Рис. 9.11. Расчетная схема элемента
трубки
защемленной по краям и нагруженной равнораспределенной нагрузкой Др
(рис. 9.11). Несущая способность такой балки исчерпывается при нагрузке
дРиэг = 4%^(7-)2-
(9-12)
Запас несущей способности на изгиб
_ ДРиЗГ
изг Др
9.5. ПРОЧНОСТНЫЕ РАСЧЕТЫ СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
ОБЩАЯ ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Будем рассматривать смесительную головку с плоским внутренним
и средним днищами, которая получила наибольшее распространение в ЖРД.
Такая головка представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую
из форсуночного блока и наружного днища или газовода. Форсуночный
блок можно рассматривать как двухслойную круглую пластину, слои
которой — среднее и внутреннее днища — связаны воедино при помощи
форсунок и периферийного кольца жесткости. На режиме запуска и уста-
новившемся рабочем режиме наряду с давлением жидкости в полостях
горючего и окислителя форсуночный блок испытывает противодавление
со стороны газов. Кроме того, его внутреннее и среднее днища подвержены
неравномерному нагреву. С другой стороны, для режима гидроопрессовки
характерно отсутствие нагрева днищ и противодавления со стороны газов.
Столь различные условия работы форсуночного блока на режимах гидро-
опрессовки, запуска и рабочем режиме определили и особенности соответ-
ствующих расчетных схем.
На режиме гидроопрессовки напряжения в элементах форсуночного
блока не должны превышать предел текучести материала, так как этот
режим является технологическим. Поэтому вполне приемлемым является
определение условия прочности по пределу прочности, когда основной
182
задачей расчета является определение напряженно-деформированного сос-
тояния среднего и внутреннего днищ в области упругих деформаций.
На рабочем режиме и режиме запуска наличие высокой температуры
может привести к появлению пластических деформаций в элементах форсу-
ночного блока, в первую очередь во внутреннем днище. Поэтому при опре-
делении условия прочности блока по пределу прочности целесообразно
учитывать упругопластические деформации. Наряду с этим используется
оценка запаса прочности по силовому фактору:
&Р пред
кр = ------------,
дРраб max
где Дрпред — минимальное значение перепада давлений на форсуночном
блоке, приводящее к его разрушению; Дррабтах ~ максимальный пере-
пад давлений на рассматриваемом режиме работы. Значение ДрПред до-
вольно просто определяется на основе метода предельного равновесия.
Наряду с оценкой прочности актуальной является оценка предельных
деформаций паяных соединений форсунок и днищ из условия герметич-
ности.
Наружное днище головки выполняют в виде оболочки таким образом,
чтобы в нем реализовалось беэмоментное напряженное состояние на доста-
точном удалении от места сопряжения днища с силовым кольцом. Расчет
такого днища весьма прост.
НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОЕ СОСТОЯНИЕ
ФОРСУНОЧНОГО БЛОКА
Рассмотрим форсуночный блок под нагрузкой (рис. 9.12). В общем
случае эта нагрузка представляет собой сочетание давлений компонентов
топлива в полостях перед форсункамиj ирж11 и давления газов в ка-
мере сгорания р г при условии нагрева среднего и внутреннего днищ до
температур соответственно t2 и tt. Подобное сочетание нагрузок харак-
терно для рабочего режима и режима запуска. Режим гидроопрессовки
можно рассматривать, когда давление рг = 0 и днища имеют нормальную
температуру.
I
z)
Рис. 9.12. Расчетная схема форсуночного блока
183
Составим расчетную схему, введя гипотезы и допущения, касающиеся
свойств материала, геометрии, конструкции и особенностей нагружения.
1. Материал обоих днищ линейно-упругий. Данное допущение справед-
ливо для режима гидроопрессовки. Как отмечалось выше, на рабочем ре-
жиме и при запуске напряжения в днищах могут превышать предел упру-
гости. Однако и в этих случаях ’’упругое” решение задачи правомочно,
так как позволяет определить напряжения в так называемом ’’нулевом”
приближении, которое необходимо при расчете упругопластического напря-
женного состояния днищ методом переменных параметров упругости.
Особенности данного метода излагаются в учебнике [12] .
2. Форсунки абсолютно жесткие.
3. Каждое из днищ рассматриваем как тонкую круглую пластинку
постоянной толщины, что справедливо при условиях hJR < \,h2/R < 1.
Точно так же полагаем, что H/R < 1. Данное допущение позволяет исполь-
зовать при анализе техническую теорию пластин.
4. Существенными факторами нагружения считаем давления рж1 в
полости I и давление рг в полости III, разность которых приводит к изгиб-
ным деформациям форсуночного блока в целом.
5. Давлением ржц в полости II пренебрегаем, так как оно вызывает
лишь местные изгибные деформации в среднем и внутреннем днищах,
т.е. деформации участков днищ между соседними форсунками. В совре-
менных конструкциях головок размеры участков днищ между соседними
форсунками того же порядка, что и толщины днищ, поэтому изгибная
жесткость таких участков днищ весьма велика.
6. Температуру каждого из днищ - tx и t2 - определяем по толщине
и считаем постоянными вдоль радиуса и по окружности днищ.
7. Полагаем, что форсуночный блок защемлен по контуру. В пользу
данного допущения говорит то, что оба днища, как правило, приваривают-
ся к жесткому периферийному кольцу.
Благодаря введенным допущениям мы перешли от рассмотрения реаль-
ной конструкции форсуночного блока к расчетной схеме, когда к двух-
слойной круглой пластинке с равнораспределенными параметрами вдоль
радиуса, по окружности и в пределах толщины каждого из днищ приложено
нормальное равнораспределенное давление интенсивностью q = ржу - рг.
В рамках поставленной задачи анализ напряженно-деформированного
состояния форсуночного блока можно проводить на основе технической
теории тонких пластинок. В днищах реализуется двухосное напряженное
состояние с компонентами ог и од, где ог — компонента, направленная
вдоль радиуса пластинки (радиальное напряжение); ов — компонента,
нормальная к радиальной плоскости пластинки (окружное напряжение).
Каждое из напряжений можно рассматривать как сумму напряжения изгиба
от давления q и температурного напряжения от разности температур
днищ, т.е.
ог = о^о‘-,
°е=°* +ote-
184
При расчете в области упругих деформаций силовые и температурные
напряжения можно определять отдельно, используя принцип наложения
напряжений.
Напряженно-деформированное состояние блока при изгибе под дейст-
вием q описывается следующими уравнениями теории тонких пластинок.
1. Дифференциальное уравнение изгиба пластинки
d Id dw qr
~~ I— — (*• ~-)] = —
dr r dr dr 2D
(9.13)
где w — прогиб пластинки; D — цилиндрическая жесткость пластинки,
. H-z0
D= — ------ f Ez2dz.
I-*2 -Z0
2. Геометрические уравнения
(9.14)
где ев — окружная относительная деформация; ег — радиальная относи-
тельная деформация.
3. Физические уравнения
Е
Окв = -----— (е0+дег); (9.15)
1-м
Е
а* = ------— (ег+де0). (9.16)
1-м
Расчетная схема форсуночного блока обладает рядом особенностей
по сравнению с однородной пластинкой, а именно;
из -за неодинаковости толщин днищ и различия свойств их материалов
основная поверхность блока не совпадает со срединной;
днища ослаблены отверстиями форсунок, из-за чего изгибная жесткость
блока понижена.
Ослабление днищ форсунками можно учесть, вводя так называемые
коэффициенты перфорации. Наиболее просто это сделать, вводя понятие
приведенных модулей упругости материалов днищ
^l=^lfl’> Е2—Е2^2,
где fi, fz - коэффициенты перфорации среднего и внутреннего днищ,
причем
185
Foi. F02 — суммарная площадь отверстий соответственно в среднем и ог-
невом днище; Flt F2 — площади соответственного среднего и огневого
днищ.
Координату основной поверхности z0, отсчитываемую от наружной
поверхности среднего днища (см. рис. 9.12), можно определить из условия
H-zt
f Ezdz = 0
~го
или
-z0 + /г, _ Н-г,
f Etzdz + J E2zdz = 0.
-z0 H-z0-ht
Интегрируя и разрешая относительно z 0, получаем
Зная z о и приведенные модули упругости, можно определить цилиндри-
ческую жесткость
-Zo + hi _ H-z0
D= —-— ( J E2z2dz + J E2z2dz).
1 - -z, H-zB-h2
После интегрирования и подстановки пределов получаем
П= -----[z3o-(Z0-/Z1)3] +E2[(H-ZO)3-
- (Я-го-йз)3]} • (9-18)
Уравнений (9.13) ...(9.16) с учетом соотношений (9.17), (9.18) доста-
точно для определения прогибов и напряженно-деформированного состоя-
ния форсуночного блока.
Общее решение уравнения (9.13)
аг4 г2
w= —----- +С2— +С21пг+С3. (9.19)
640 4
Здесь Сь С2, С3 — постоянные интегрирования, определяемые из гранич-
ных условий.
Для форсуночного блока, защемленного по контуру, используем сле-
дующие граничные условия:
186
a) г = 0: 3-w =0; б) г = R : =0, w = 0.
dr dr
На рис. 9.13 изображен характер изменения прогиба w по оси г. Под-
ставляя граничные условия в (9.19), получаем три алгебраических уравне-
ния, откуда
Таким образом, получаем формулу для прогиба форсуночного блока,
защемленного по контуру
w= (7?2-r2)2- (9-2°)
Используя теперь уравнения (9.14) ...(9.16), получаем формулы для
окружных и радиальных напряжений в днищах форсуночного блока (для
среднего днища Е = Е t, для внутреннего - Е = Е2):
„ Е qz „ „
о“ =-----------[(Я2-г2)+ц(Я2-Зг2)] ; (9.21)
° 1-м2 16D
Е QZ
----- —- [(Л2-Зг2) + ц(Я2-г2)]. (9.22)
1 — ц lol)
На рис. 9.14 даны в безразмерном виде эпюры напряжений, возникаю-
щих в среднем и внутреннем днищах (здесь о 0 - радиальное или окружное
напряжение в центре, т.е. при г = 0).
Рис. 9.13. Формы прогибов форсуночного блока:
а - с защемлением по контуру; б - с шарнирным закреплением по контуру
Рис. 9.14. Распределение напряжений
вдоль радиуса форсуночного блока, за-
щемленного по контуру
187
Максимальные по абсолютному значению радиальные напряжения в
днище возникают на периферии (г = R), а максимальные окружные напря-
жения — в центре (г = 0).
На значение прогибов форсуночного блока и картину распределения
напряжений в нем существенное влияние оказывает условие закрепления
блока на периферии. Приведенный выше анализ дан в предположении о
защемленном по контуру блоке, что близко к действительности при нали-
чии жесткого силового кольца на периферии. Представляет также интерес
другой крайний случай — шарнирное закрепление блока по контуру. Усло-
вие, близкое к шарнирному закреплению, создается в случае соединения
форсуночного блока по периферии стойкой оболочкой.
Граничные условия при шарнирном закреплении блока следующие:
г = 0: dw = 0; г = R; w = 0; М- = 0,
Ъг
где Мг — погонный изгибающий момент, действующий в окружных се-
чениях.
На рис. 9.13, б показан характер изменения прогиба w вдоль оси г.
При условии шарнирного закрепления
о 5 + и
7777 & г )(-;—Л2-г2). (9.23)
04ZJ 1 + д
Сравнивая со случаем защемления по контуру, нетрудно увидеть,
что максимальное значение прогиба (при д = 0,3) возрастает примерно
в 4 раза.
На рис. 9.15 приводится распределение напряжений при шарнирном
закреплении блока. Максимальное напряжение получается в центре блока.
Оно оказывается значительно больше максимального напряжения при за-
щемлении по контуру. Как видим, шарнирное опирание приводит к умень-
шению жесткости и менее выгодному распределению напряжений в форсу-
ночном блоке по сравнению с защемлением по контуру.
Формулы для температурных напряжений в среднем и внутреннем
днищах дадим без вывода (при шарнирном опирании) :
= %'; = (3 - 2i)A zB, (9.24)
где i — индекс днища (z = 1 — среднее днище, a i = 2 — внутреннее), А и В —
б
Рис. 9.15. Распределение напряжений вдоль
радиуса форсуночного блока, шарнирно закреп-
ленного по контуру
188
комплексы, включающие геометрические параметры форсуночного блока
и свойства материалов,
a, 1, - а2 t2 E2hlE2 h2
Л =------------- --------------;
1-м Е 2 h , + E2h2
E2h2a2t2(H -z„- ~h2) - E 2h1a1 t2 (z 0 - y- h. )
B =----------------------i--------------------i--------------.
(zj -zoh2+ — h2)+E2h2 [(Я-zJ2- (Я-г0)й2 + -уй2]
Здесь «!, a2 — коэффициенты линейного расширения передние температу-
ры материалов соответственно среднего и внутреннего днищ.
Условие прочности форсуночного блока записывается следующим
образом:
СТВ1 СТВ2
«1= ------- >"ту; ”2= ---------
aZ1 °i2
где ов1, ов2 — пределы прочности соответственно среднего и огневого
днищ; а ,, а 12 — интенсивность напряженного состояния материалов
соответственно среднего и внутреннего днищ, вычисляемая по формуле
oz = v\2 +о2в ~агов .
Проверку условий прочности форсуночного блока необходимо прово-
дить для максимальных значений интенсивности напряжений среднего
и внутреннего днищ.
ПРОЧНОСТЬ НАРУЖНОГО ДНИЩА
Наружное днище смесительной головки подвержено действию давления
жидкости, а в случае двигателя с дожиганием генераторного газа — давле-
ния газа. Таким образом, его можно рассматривать как днище сосуда, на-
ходящегося под внутренним давлением.
При проектировании наружного днища необходимо обеспечить его
высокую прочность и жесткость при ограниченной массе и габаритных
размерах. В этой связи рациональной является оболочковая конструкция
наружного днища, в которой на достаточном удалении от заделки реали-
зуется безмоментное напряженное состояние. В практике проектирования
камер и газогенераторов ЖРД применяется ограниченное число форм
наружных днищ — как правило, это эллиптические, полусферические и
торосферические днища (рис. 9.16), Для расчета таких днищ обычно ис-
пользуют полуэмпирические формулы, выработанные на основании опыта
эксплуатации и производства. Ниже приводятся расчетные формулы,
189
Рис. 9.16. Расчетные схемы наружных днищ:
а - эллиптическое; б - полусферическое; в - торосферическое
позволяющие определить толщину стенки в днищах основных конструктив-
ных форм. Данные формулы дают приемлемую для инженерных расчетов
точность при условии, что между толщиной стенки днища/г и его характер-
ным радиусом R выполняется соотношение h/R < 0,2.
Эллиптическое днище (рис. 9.16, а). Днище можно рассматривать как
безмоментную оболочку при условии, что выполняется соотношение
bjR > 0,4. В этом случае толщина стенки
, 2pR R
/г —--------------------------
ств ь
4 *ОТВ ~ Р
(9.25)
где п — коэффициент запаса прочности; ов — предел прочности материала
днища; fcOTB — коэффициент, учитывающий ослабление днища отверстием
fcoiB = 1 -Го/R-
Полусферическое днище (рис. 9.16,6). Толщина стенки
h = -------. (9.26)
2 ^отв ~ 9’2?
Торосферическое днище (рис. 9.16, в). Толщина стенки
рЯ
й =------------------ fcT, (9.27)
ств
2 ~ ^отв ~ 0,2р
здесь кт — коэффициент, учитывающий ослабление оболочки в месте
сопряжения,
кт
(3 +
Значения п и fcOTB в формулах (9.26) и (9.27) имеют тот же смысл,
что и в (9.25).
190
Вопросы для самопроверки
1. Какие основные режимы работы камеры рассматриваются при ее расчете на
прочность и какие нагрузки соответствуют каждому из этих режимов?
2. Перечислите основные допущения при расчете связанных оболочек камеры на
общую несущую способность.
3. Каковы особенности расчетных схем подкрепленных оболочек, а также связан-
ных оболочек с редкими и частыми связями при их расчете на местную прочность?
4. Как условия закрепления форсуночного блока влияют на распределение в нем
окружных и радиальных напряжений?
Глава 10
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ
10.1. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К НАСОСНЫМ АГРЕГАТАМ
В ЖРД широко применяется система подачи топлива с ТНА, который
включает в себя насосы (один и более), подающие компоненты топлива
с заданными параметрами (объемный Й или массовый т расходы и давле-
ние рвых), и привод насосов — газовую турбину.
Не останавливаясь на требованиях к параметрам турбины и насосов,
рассматриваемых в учебниках по теории агрегатов питания ЖРД, укажем,
что возрастание параметров двигателя и ТНА, повышение их КПД увеличи-
вает удельный импульс тяги двигателя, снижают удельную массу как ТНА,
так и ДУ в целом. Улучшение параметров и конструкций ТНА проводится
путем глубокой исследовательской, конструкторской, технологической
проработки с учетом применения новых высококачественных материалов.
Предъявляемые к ТНА требования формулируются исходя из задач,
решаемых ДУ, в которую он входит как составная часть, и компонуется
в единый блок. Таким образом, общие требования к ДУ в полной мере от-
носятся и к ТНА с конкретизацией общих и специальных требований.
Кроме того, к ТНА предъявляется ряд обязательных требований:
обеспечение работоспособности и основных параметров при заданном
ресурсе с необходимыми возможными паузами установленной продолжи-
тельности и многократным запуском;
обеспечение на всех режимах работы двигателя подачи компонентов
топлива требуемого расхода и давления при высокой степени надежности
с приемлемым КПД всего агрегата и минимальной стоимости изготовления;
обеспечение минимальных размеров и массы всей ДУ за счет наимень-
ших габаритных размеров и массы самого ТНА.
Требования минимума осевых или радиальных размеров могут предъяв-
ляться отдельно. Габаритные размеры ТНА иногда не оговариваются, на-
пример в случае проектирования двигателя, расположенного в баке с од-
ним из компонентов топлива (двигатель, утопленный в баке) и тл. Тре-
191
бования по степени герметичности ТНА различны и предъявляются к от-
дельным его узлам и полостям, если допускаемая протечка не отражается
на работоспособности двигателя и служит только показателем его эконо-
мичности. Для ТНА двигателя, расположенного в баке с компонентом, вы-
полнение этого условия обязательно, так как малейшая негерметичность
приведет к аварии. Технологичность и себестоимость ТНА обычно оцени-
вается в совокупности с ДУ или всего ЛА. Отдельные требования к насо-
сам и их приводу зависят от параметров ДУ, физико-химических свойств
компонентов топлива и его состоянием в подводящих к насосам ма-
гистралях.
Насосы должны обладать:
надежностью при работе с агрессивными жидкостями, какими являют-
ся топлива ЖРД;
рабочей характеристикой, обеспечивающей стабильность значения тяги
двигателя на всех режимах его работы;
высокой антикавитационной устойчивостью, обусловливающей работу
двигателя в условиях максимального уменьшения массы всего ЛА вслед-
ствие низкого давления в баках при заданной угловой скорости рото-
ра ТНА;
стойкостью к ударным и вибрационным нагрузкам.
Конструктивное совершенство и минимизация массы ТНА связаны с
параметрами газовой турбины, применяемой в качестве основного привода
насосов. С ростом угловой скорости ротора ТНА повышается его эконо-
мичность. Часто турбина компонуется с насосами на общем валу без слож-
ных дополнительных агрегатов и узлов. В качестве рабочего тела турбины
широко используются основные компоненты топлива ЖРД.
10.2. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ
ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
Компоновкой ТНА в составе двигателя обеспечиваются наилучшие
гидрогазодинамические характеристики магистралей: от баков к насосам,
в ЖГГ, камеру сгорания, подвода рабочего тела к турбине и т.п. Газовод
после турбины двигателя без дожигания оканчивается соплом или системой
сопл, дающих дополнительный импульс тяги.
На конструкцию ТНА в существенной степени влияет его компоновка,
тип применяемых насосов и привода. Выбор наилучшей компоновки ТНА
наряду с обеспечением высоких тактико-технических характеристик сни-
жает сроки его доводки.
За основу классификации компоновочных схем ТНА принимают
кинематическую связь привода с насосами, которая осуществляется по
однороторной (безредукторной) и многороторной схемам (редукторной)
(рис. 10.1). Наибольшее распространение получила однороторная схема,
в которой насосы окислителя и горючего расположены на одной оси с га-
192
Рис. 10.1. Компоновочные схемы однороторного (а, б, в) и многороторных (г) ТНА:
НО - насос окислителя; НГ - насос горючего; Т - турбина
зовой турбиной, что предопределяет простую конструкцию агрегата с вы-
сокой степенью надежности. В однороторном ТНА газовая турбина распо-
лагается консольно по отношению к насосам (см. рис. 10.1, а) или между
ними (см. рис. 10.1, б, в). Угловая скорость ротора такого ТНА ограничи-
вается антикавитационными свойствами насосов (обычно окислителя).
Насос же горючего и турбина работают с пониженной (неоптимальной)
угловой скоростью.
Число валов, объединяемых в ротор ТНА, может быть несколько, и
при однороторной схеме они соединяются муфтами или рессорами.
В многороторных ТНА крутящий момент от турбины к насосам передает-
ся через зубчатую передачу, объединяемую в редуктор (редукторный ТНА,
см. рис. 10.1, г). Каждая из схем имеет различные варианты конструктив-
ного исполнения подводящих устройств насосов (радиальный или осевой),
их относительного положения, число опор, систему смазки, уплотне-
ния и т.п.
Взаимная ориентация насосов и турбины, а также их расположение
(рис. 10.2) зависят от многих факторов, основными из которых являются
физико-химические свойства подаваемых насосами компонентов топлива,
рабочего тела турбины и их параметров. При этом насос горючего и окис-
лителя располагаются около турбины (см. рис. 10.2, а, б, в, г, д) или один
из них относится подальше (см. рис. 10.2, е, ж, з) .
Таким образом, все многообразие компоновочных схем ТНА класси-
фицируется по следующим признакам или их сочетаниям.
1. Кинематическая связь насосов и турбины: однороторный или много-
роторный ТНА.
2. Тип ротора: одновальный ТНА (с одним валом) и многовальный
(с двумя и более валами).
3. Расположение турбины относительно насосов: консольно или между
ними (в центре).
7- 1758
193
4. По числу опор вала: двухопорная или трехопорная схема, которая
допускается в тех редких случаях, когда в схеме с двухопорным валом
увеличенное расстояние между опорами приводит к недопустимо большому
снижению изгибной жесткости вала (см. рис. 10.2, к, л). При такой схеме
ТНА система вал — опоры является статически неопределимой. Это затруд-
няет сборку ТНА из-за сложности точной посадки вала в корпусе по трем
поверхностям и, следовательно, не обеспечивает надежного распределения
нагрузок по всем трем опорам. На практике это приводит к необходимости
введения упругой связи в радиальном направлении между корпусом и
одной из опор (введение упругой опоры) или установкой одной из опор
в корпусе с увеличенным радиальным зазором. Такая опора обеспечивает
в пределах радиального зазора только ограничение прогиба вала ТНА.
Конструктивно безредукторный однороторный ТНА наиболее прост.
Он выполняется двух-, трех- и четырехопорным (см. рис. 10.2, и). При
двух- и трехопорном роторе реализуется одновальная схема ТНА.
' В одновальных ТНА с центральным положением турбины возможен
вариант осевого подвода компонентов в оба насоса, что улучшает их анти-
кавитационные свойства, технологичность сборки и разборки агрегата.
В этом случае полости высокого давления насосов обращены к турбине,
что ухудшает условия работы опор и системы уплотнений, особенно со
стороны насоса, с недостатком компонента которого подается рабочее тело
на привод турбины. Наблюдается различная степень износа ходовой части
насосов, что приводит к несоосности, перекосам и поломкам агрегата.
Улучшить условия работы уплотнений между полостями турбины и насо-
сов и разгрузить ротор от осевых сил можно радиальным подводом компо-
нента топлива в насос со стороны турбины (см. рис. 10.2, в, г, 0), хотя
такие подводящие устройства ухудшают антикавитационные характеристи-
ки насоса и увеличивают длину агрегата. Компромиссом, например, будет
Рис. 10.2. Компоновочные схемы однороториых ТНА:
А - центральное положение турбины; Б, В - консольное; (А, Б - двухопорный;
В - мпогоопорный); Т - турбина основная; ТП - турбина пусковая
194
схема (см. рис. 10.2, б), в которой обеспечивается осевой подвод у одного
насоса (чаще окислителя), хотя и усложняются условия работы опор
ротора. При этом сокращается длина вала ТНА, улучшаются условия под-
вода компонентов в один насос и компоновка его предвключенной ступени.
Центральное положение турбины всегда обеспечивает надежное разде-
ление полостей насоса друг от друга, симметрично распределяется крутя-
щий момент от диска турбины, и легко реализуется осевой подвод в оба
насоса. Однако условия работы такого ТНА крайне сложны из-за больших
градиентов температуры, вызывающих деформации статора и ротора, и
обязательно требуется термокомпенсация.
Увеличение угловой скорости ротора ТНА и давлений на выходе насо-
сов, применение криогенных компонентов топлива (жидкие кислород,
водород и др.), выполнение двигателей с дожиганием приводят к необходи-
мости располагать турбину ТНА на консоли (см. рис. 10.2, е, ж, з, и, к, л).
Консольная компоновка ТНА уменьшает массу конструкции под-
вода и отвода рабочего тела турбины. Такая схема целесообразна, если один
из насосов выполняется с двухсторонним входом. Для осевого входа в
один из насосов (что обеспечивает его высокие антикавитационные свой-
ства) приемлемы схемы ТНА, представленные на рис. 10.2, е, з. Их отличие
заключается в способах разгрузки ротора ТНА от осевой силы.
В двигателях с дожиганием и при использовании в ТНА реактивной
центростремительной турбины ее консольное расположение становится
единственно возможным вариантом. В ТНА двигателей с дожиганием
основная турбина (Т) — реактивная осевая (см. рис. 10.2, к) или центро-
стремительная (см. рис. 10.2, л) — располагается на консоли, а пусковая
(ТП) — активная — между насосами. Это упрощает конструкцию газовода
рабочего тела высокого давления после предкамерной турбины и компо-
новку двигателя. Рядом с основной турбиной помещается насос компонен-
та топлива, на избытке которого она работает. Например, рядом с турби-
ной, работающей на газе с избытком окислителя, располагается насос
окислителя. В противном случае у самовоспламеняющихся компонентов
при незначительных протечках в полости турбины образуется локальное
повышение температуры с последующим аварийным исходом. Надежное
разделение полостей насосов гарантируется уплотнениями по валу у пус-
ковой турбины.
Наиболее простая компоновка у агрегатов раздельной подачи. К ним
прежде всего относятся бустерные насосные агрегаты с газовой или гидрав-
лической турбиной. Последняя широко применяется в ДУ с криогенными
компонентами топлива. Конструктивно такие агрегаты просты, так как
рабочим телом турбины служит компонент, подаваемый самим бустерным
насосом. Схемы с раздельными ТНА применяются в двигателях с дожига-
нием по схеме ’Таз — газ”, когда рабочее тело в камеру двигателя посту-
пает газообразным. При этом одна из турбин работает на газе с избытком
горючего, другая — с избытком окислителя. Наличие отдельного привода
обеспечивает каждому насосу высокие энергетические параметры и наилуч-
195
щие антикавитационные свойства. Применение раздельных ТНА улучшает
массовые характеристики и упрощает конструкцию ДУ большой тяги
(сотни килоньютонов и более) путем осевого подвода в насосы, простой
системы уплотнений между турбиной и насосом. В ряде случаев такие одно-
роторные ТНА выполняются в едином блоке с ЖГГ. В целях повышения
компактности агрегата, объединяющего ЖГГ и ТНА, применяется компо-
новка с петлевым течением газа от ЖГГ к турбине ТНА и далее в камеру
двигателя. В раздельных ТНА с объединением их в единый корпус турбина
может быть биротативной со своими опорами.
Из всех однороторных ТНА наиболее простой конструкцией и,
как следствие, более высокой надежностью обладают одновальные
(см. рис. 10.2, е, з) с активной газовой турбиной на консоли. Такая ком-
поновка упрощает уплотнения насоса горючего, что важно при самовоспла-
меняющихся компонентах, а осевой подвод в насосе окислителя способ-
ствует его высоким антикавитационным характеристикам. Однако из-за
равенства угловых скоростей турбины и насосов условия их работы
неоптимальны, и это является недостатком схем. Значение угловой ско-
рости ротора такого ТНА принимают исходя из максимально допустимой
для насоса окислителя:
х-> а и 0,75
СкрДйкр
umax .пч
298 К0’5
(10.1)
где Скр — кавитационный коэффициент быстроходности насоса, характе-
ризующий его конструктивное совершенство; V — расход, м3/с; Д/гкр —
напор на входе, Дж/кг, соответствующий критическому давлению ркр,
_ ркр рп
Дйкр р
с 2
+ —
2
(10.2)
где рп — давление насыщенных паров компонента; свх — скорость компо-
нента на входе в насос.
Для насоса горючего расчетное значение сотах всегда^больше, чем
насоса окислителя. На рис. 10.3 приведена зависимость со = ссг/соок
Рис. 10.3. Зависимость отношения наи-
больших угловых скоростей насосов го-
рючего cjr и окислителя шок при раз-
личной плотности компонентов топлив
196
отношения наиболее возможных угловых скоростей ротора насоса горю-
чего сог и окислителя соок из-за разницы плотностей компонентов при
условии равенства величин Д/гкр и Скр у обоих насосов. Например, в ТНА
кислородно-водородных двигателей соок и со,. отличаются почти в шесть
раз. В одновальных ТНА двигателей без дожигания такая разница в угло-
вых скоростях недопустима, так как ввиду низкой угловой скорости,
присущей насосу окислителя, газовая турбина будет работать с низким
КПД из-за малого значения м/сад. В таком случае при высоких энергети-
ческих параметрах насосов и турбины наименьшие габаритные размеры и
масса будут у многороторного ТНА с передачей крутящего момента между
валами через зубчатую передачу (редукторная схема) (см. рис. 10.1, г).
Для оценки массы ТНА можно применять зависимость, связывающую
массу ТНА с гидродинамическими параметрами системы питания. Для
безредукторной схемы формула имеет вид
К
™ТНА = ^ок ^ок^’'2 +РЛХ/2 )’ (Ю.З)
гдерок, рг — плотность окислителя и горючего; Йок, Йг — объемные
расходы насосов; Нок, HY — напоры насосов; со — скорость вращения
ротора; КТНА - конструктивный коэффициент, зависящий от схемы ТНА,
КТна = (0,3...0,35) ИГ3 с3, рад/м3.
Для насосов с двухсторонним входом значения следует прини-
мать на 10...15 % большими.
Задачу выбора компоновочной схемы ТНА можно сформулировать
как целевую функцию определения для конкретных исходных данных
такой совокупности значений признаков схемы, при которой наилучшим
образом реализуются требования к конструкции ТНА и всей ДУ.
К основным факторам, определяющим выбор той или иной компоно-
вочной схемы, относятся уровень температуры компонентов, подаваемых
насосами, и рабочего тела турбины, а именно: высококипящая жидкость
или низкокипящая (криогенная), склонность ее к термическому разло-
жению, а также к возгоранию или взрыву при контакте компонентов
между собой или с газом турбины.
Факторы этой группы влияют на выбор взаимного расположения и
взаимной ориентации насосов и турбины. Например, насос с криогенной
рабочей жидкостью нецелесообразно располагать рядом с турбиной, так
как тепловой поток от турбины передается через корпусные детали и вал
в рабочую жидкость и подогревает ее, что может привести к кавитации
на входе в насос и срыву его работы. В тех случаях, когда установка такого
насоса рядом с турбиной все же необходима, следует ориентировать насос
относительно турбины так, чтобы вход в него был удален от турбины.
Вместе с тем такой вариант компоновки требует надежной теплоизоляции
корпусов турбины и насоса, а в ряде случаев интенсивного охлаждения ра-
бочей жидкостью промежуточных корпусных деталей и вала. Из таких же
197
соображений нежелательна установка рядом с турбиной насоса с компо-
нентом, склонным к термическому разложению. Часто компоненты ракет-
ных топлив — горючее и окислитель — при соприкосновении самовоспла-
меняются, и даже контакт их паров в какой-либо полости ТНА приводит
к взрыву. Для предотвращения этого необходимо в конструкции предус-
матривать сложную систему уплотнений, исключающих контакт компо-
нентов. Такой же несовместимостью часто обладает генераторный газ,
являющийся рабочим телом турбины, и рабочая жидкость одного из насо-
сов (например, восстановительный генераторный газ и окислитель).
Таким образом, необходимо герметизировать полости ТНА и не допус-
кать контакта несовместимой пары ’Таз — жидкость” в полостях насосов,
подшипников и уплотнений. В ряде случаев их контакт в газовой полости
турбины допускается. При этом рекомендуется выхлопную полость турби-
ны располагать со стороны насоса окислителя (рис. 10.4, а), что обеспечи-
Рис. 10.4. Схемы ТНА:
1 - насос горючего; 2 - турбина; 3, 4 - внутренние уплотнения насоса и турбины;
5 — насос окислителя; 6 - гидродинамическое концевое уплотнение; 7 - промежуточ-
ное уплотнение
198
вает сброс протечек из насоса окислителя потоком генераторного газа за
пределы ТНА. Однако это может привести к локальному дожиганию генера-
торного газа, вследствие чего его температура повысится. В противном
случае попадание окислителя в газовую полость на входе в рабочую сту-
пень турбины и его дожигание там может привести к разрушению рабочих
лопаток из-за недопустимого повышения температуры генераторного газа.
По кратности запуска ТНА различают однократного и многократного
(два или более раз) включения. В отличие от ТНА однократного (разового)
включения, режим многократного запуска обусловлен тем, что в паузах
между включениями компоненты топлива могут находиться в полостях
насосов, что накладывает дополнительные требования к надежному разде-
лению полостей насосов при невращающемся роторе ТНА.
По использованию рабочего тела турбины выделяют ТНА с автономной
или предкамерной турбиной, каждая из которых имеет характерные кон-
структивные особенности, что предопределяет выбор компоновочной
схемы ТНА. Так, автономная турбина малорасходная (тт = 2...5 %ms),
поэтому проблема подвода и отвода газа от нее решается достаточно просто
и практически не оказывает влияния на выбор компоновочной схемы.
Кроме того, автономные турбины выполняются, как правило, активными
с относительно малым давлением газа на выходе — (2...5) • 105 Па, что
упрощает систему уплотнений самой газовой полостью турбины. И наобо-
рот, для предкамерной турбины характерны большие расходы рабочего
тела (тт = 30...70 % и более) и высокие значения давлений на входе
и выходе турбины. Как правило, давление газа на выходе предкамерной
турбины всегда больше давления рк в камере двигателя на 10...30 %, а
давление на входе в турбину составляет (1,5...2) рк. У такой турбины для
подвода и отвода больших расходов газа с высоким давлением газоводы
получаются толстостенными со сложной конфигурацией. Кроме того,
конструкция уплотнительного узла, обеспечивающего надежную гермети-
зацию полостей с высоким давлением газа турбины и жидкостной насоса,
получается сложной.
На выбор компоновочной схемы ТНА оказывают влияние конструк-
ция и компоновка самого насоса. В ТНА ЖРД обычно применяется шнеко-
центробежный насос, в котором перед основной центробежной ступенью
для повышения антикавитационных качеств всего насоса установлено осе-
вое колесо (шнек). При высоком давлении в подводящей магистрали
целесообразно применять насос только с центробежным рабочим колесом.
По числу входов в рабочее колесо применяются насосы как с
односторонним входом (см. рис. 10.4), так и с двухсторонним
(см.рис. 10.2,и). Подвод в насос может быть: осевой (рис. 105,а); коль-
цевой (см. рис. 10.5, б), радиальный (коленообразный) (см. рис. 10.5,в);
и полуспиральный подвод (см.рис. 10.5,г).
По числу ступеней давления насосы разделяют на одноступенчатые
и многоступенчатые (две и более ступеней).
Наличие встроенного преднасоса, переход на многоступенчатый насос
199
а б
Рис. 10.5. Типы подводов;
а — осевой; б — кольцевой; в - радиальный (коленообразный); г — полуспираль-
ный
или насос с двухсторонним входом увеличивают осевые габаритные размеры
ТНА, что может повлиять на изменение компоновочной схемы по числу
опор вала или числу валов в роторе ТНА. Заданный тип подвода в насос
может предопределить взаимное расположение насосов и турбины. Оче-
видно, например, что насос с осевым входом может занимать лишь крайнее
положение в ТНА.
Охлаждение и смазка подшипников, как правило, обеспечивается ком-
понентом, подаваемым насосом (рис. 10.6, а). В случае консистентной
смазки подшипника (рис. 10.6, £) специальную, так называемую’’пластич-
ную” смазку закладывают в полость подшипника при сборке. Для удер-
жания смазки полость подшипника изолируется контактными уплотнения-
ми, например манжетными. Таким образом, подшипник вместе с уплот-
нениями становится хорошим разделителем полостей насоса или насоса и
турбины, что предоставляет большие возможности при выборе взаимного
расположения и взаимной ориентации насосов и турбины.Следует, однако,
иметь в виду, что работа подшипника сопровождается выделением большо-
го количества тепла, в результате чего возникает проблема его интенсивно-
го охлаждения. Поэтому применение консистентной смазки в подшипниках
ТНА ограничено.
В настоящее время для охлаждения и смазки быстроходных подшипни-
ков ТНА чаще всего используется компонент, подаваемый насосом. На
200
Рис. 10.6. Схемы смазки и охлаждения подшипников:
а - компонентом топлива; б - консистентной смазкой; 1 - уплотнение; 2 - под-
шипник; 3 - центробежное колесо; 4 — шнек
рис. 10.6, а изображены две основные принципиальные схемы организации
проточного охлаждения подшипника. По первой схеме рабочая жидкость
перетекает через внутреннее уплотнение насоса из полости высокого давле-
ния в разгрузочную полость А и далее частично в полость подшипника,
откуда затем направляется на вход в насос по специальному трубопроводу.
По второй схеме рабочая жидкость подводится к полости Б подшипника
из зоны высокого давления насоса с дальнейшим направлением ее во вход-
ную полость насоса. Эту схему целесообразно применять в случае располо-
жения подшипника около предкамерной турбины, работающей на газе,
который совместим с компонентом, подаваемым насосом.
Способ раскрутки ротора определяет время выхода ТНА на режим
и оказывает влияние на выбор компоновочной схемы. Различают раскрутку
без применения и с применением пусковой турбины (см. рис. 10.2, к, л).
За короткое время работы (0,5...2 с) пусковая турбина раскручивает ротор
ТНА до угловой скорости, обеспечивающей выход ТНА, а следовательно,
и ДУ на расчетный режим работы. Применение пусковой турбины значи-
тельно увеличивает длину вала и расстояние между подшипниками, что
требует увеличения числа опор ротора или перехода от одновального ротора
к двухвапьному.
Следует отметить, что многие из имеющих место в практике факторов,
влияющих на выбор компоновочной схемы ТНА, являются противоречи-
выми. Поэтому недопустимо при выборе схемы учитывать лишь какой-
либо один из них. Хороших результатов следует ожидать при комплексном
учете влияющих факторов на компоновочную схему ТНА, принимая, что
основными критериями должны быть простота конструкции, технологич-
ность, надежность работы, наименьшая масса как самого ТНА, так и
ДУ в целом.
201
10.3. УСТРОЙСТВО ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КАЧЕСТВА КОНСТРУКЦИИ
Увеличение удельных параметров ЖРД связано с повышением давления
в камере двигателя. С учетом перепада давлений в ЖГГ и в тракте газовой
турбины получается, что насосы ТНА должны быть высоконапорными.
При создании ТНА с высокими окружными скоростями и КПД, с малыми
размерами и массой в качестве основных используются центробежные
насосы с приводом от газовой турбины.
В ЖРД применяются и другие типы насосов — осевые (шнеки), струй-
ные (эжекторы), дисковые, вихревые и т.п. Онн выполняют вспомогатель-
ные функции, как подкачивающие устройства, хотя в бустерных насосных
агрегатах могут служить основными.
Газовые турбины для привода насосов — малогабаритные с осевым
или радиальным направлением рабочего тела, в качестве которого исполь-
зуются продукты сгорания основных компонентов топлива в ЖГГ. Воз-
можно использование специальных, однокомпонентных топлив, отбора
газа из камеры сгорания, нагрев отдельно рабочего тела турбины в тракте
охлаждения камеры двигателя и др. Для привода насосов в двигателях без
дожигания применяются активные турбины, в двигателях с дожиганием -
одноступенчатые реактивные. Повышение угловой скорости ротора насос-
ного агрегата ограничивается в основном антикавитационными характе-
ристиками насосов, реже работоспособностью уплотнительной системы
и опор ротора.
Размещение на общем валу с газовой турбиной насоса или нескольких
насосов для подачи высокоагрессивных и токсичных рабочих тел, которые
при соединении могут вступить в химическую реакцию со взрывом, приво-
дит к необходимости тщательного анализа при выборе компоновочной
схемы. Следует учитывать, что физико-химические свойства рабочих тел,
подаваемых насосами, изменяются в широких пределах. Экстремальные
условия работы агрегата будут при расположении газовой турбины, рабочее
тело которой имеет температуру более тысячи градусов, рядом с насосом
криогенного компонента. При больших перепадах температур и давлений
между соседними полостями ТНА сложно создать конструкцию надежного
уплотнения на валу. В таких условиях от системы уплотнения зависит
не только экономичность, но и работоспособность ТНА в целом.
Схемы ТНА при различной компоновке турбины и двух шнекоцентро-
бежных насосов, приведены на рис. 10.4. Перекрещенными прямоугольни-
ками отмечены места возможного расположения уплотнительных устройств
между полостями с деталями, имеющими относительное перемещение.
В конструкции ТНА с центральным положением турбины (см. рис. 10.4,а)
обеспечивается симметричное нагружение опор ротора, более рационально
распределяется крутящий момент и надежно герметизируются жидкостные
полости насосов, что важно, когда компоненты топлива способны вступать
в химическую реакцию. Оба насоса при такой компоновке имеют осевой
202
подвод и, следовательно, повышенные антикавитационные характеристики.
Однако в этом случае усложняется система уплотнений со стороны насоса,
компонент которого вступает в химическую реакцию с рабочим телом
турбины. Эти недостатки при необходимости решаются конструктивно,
и такая схема ТНА применяется в двигателях без дожигания с малым зна-
чением тяги.
При консольном расположении турбины (см. рис. 10.4, б) исключает-
ся влияние температурных деформаций на работу подшипников ротора и
тепловых потоков в один из насосов, особенно, когда подается криогенный
компонент. Турбина при консольном расположении получается компакт-
ной и легкой. Такая схема единственно приемлема в ТНА двигателей с
дожиганием и при высоком уровне тяги двигателя без дожигания. В конст-
рукции ТНА удобно компонуются высокорасходные насосы, имеющие
двухсторонний подвод.
Однороторный ТНА ЖРД РД-119 (рис. 10.7) состоит из двухступен-
чатой газовой турбины активного типа и центробежных насосов окислите-
ля (жидкий кислород) и горючего (НДМГ) . Конструктивно ТНА выполнен
из двух основных составных частей: турбины с насосом горючего и насоса
окислителя с отдельными валами, каждый из которых установлен на
двух шарикоподшипниках. Валы соединяются рессорой с эвольвентными
шлицами, обеспечивающей передачу крутящего момента с вала турбины и
насоса горючего на вал насоса окислителя.
Корпуса турбины, насоса горючего и насоса окислителя соединены
между собой шпильками через радиальные шпонки 5 и 13, позволяющие
сохранить соосность соединяемых составных частей ТНА при температур-
ных деформациях, возникающих в результате большой разницы темпера-
тур рабочих тел турбины и насосов.
Центробежные крыльчатки насосов разгружены от осевых усилий бла-
годаря расположению по обе стороны уплотняющих буртов на разных уров-
нях, а также наличию отверстий в дисках. Неуравновешенная часть осевой
силы в каждом из насосов воспринимается одним из подшипников, закреп-
ленном в осевом направлении по внутреннему и наружному кольцам.
Двухступенчатая турбина со ступенями скорости расположена кон-
сольно на общем валу со шнекоцентробежным насосом горючего, подаю-
щим НДМГ. Крутящий момент от дисков 2 и 4 турбины передается на
вал насоса горючего с расположенным на нем центробежным колесом 8.
Крутящий момент от вала 10 насоса горючего передается через шлицевые
соединения рессоры 12 на вал 17 насоса окислителя, расположенного
на двух подшипниках 19 и 20, работающих в среде жидкого кислорода.
Корпус 7 насоса горючего, объединяющий подводящее устройство и диффу-
зор с улиткой, соединяется с крышкой 6 шпильками. Для разделения по-
лостей насоса и газовой турбины по валу расположены уплотнительные
кольца и манжеты. Подшипники 11 и 21 насоса горючего работают в среде
консистентной смазки.
Примером конструкции раздельных ТНА могут быть насосные агре-
203
2
Рис. 10.7. Турбонасосный агрегат ЖРД РД-119:
1 - фланец выхлопного коллектора; 2, 4 - диск турбины второй и первой ступеней; 3 - статор турбины; 5,13- шпонки; 6, 14 -
крышки насосов; 7, 16 - корпуса насосов; 8, 15 - центробежные колеса; 9, 18 - шнеки; 10( 17 - валы; 11, 19, 20, 21 - под-
шипники; 12-рессора
Рис. 10.8. ТНА подачи жидкого водорода маршевого ЖРД:
1 - крышка насоса; 2 - подшипники; 3 - стяжной болт ротора; 4 - центробежные колеса; 5 - корпус насоса; 6 - диски тур-
й бины
гаты маршевого ЖРД SSME многоразового транспортного космического
корабля.
ТНА подачи жидкого водорода (рис. 10.8) имеет осевую газовую
турбину с двумя дисками 6,трехступенчатый насос с центробежными коле-
сами 4, расположенными в корпусе 5 с крышкой 1. Опорами ротора яв-
ляются сдвоенные радиальные шариковые подшипники 2, охлаждаемые
водородом. Для восприятия высоких осевых нагрузок при работе на номи-
нальном режиме используется самоустанавливающийся балансировочный
поршень, в качестве которого служит торцевая поверхность колеса третьей
ступени насоса. Весь ротор ТНА стягивается болтом 3.
В качестве привода для насоса с малой частотой вращения и особенно
бустеров применяются гидротурбины, что связано с рядом их достоинств,
к основным из которых относятся: малые масса и габаритные размеры,
взрыво- и пожаробезопасность, простота конструкции уплотнительных
узлов. Рабочее тело гидротурбины подается от специального насоса или
используется часть компонента, отбираемого от высоконапорного насоса
основного ТНА. Часто гидравлическая турбина получается малорасходной с
низкой быстроходностью, что обусловлено высоким перепадом давлений
(5,0...8,0 МПа) рабочего тела, приводящего к парциальности рабочей сту-
пени и низкому КПД.
В ЖРД малой тяги в качестве привода насосов возможно применение
электродвигателя, питаемого от аккумуляторных батарей, включенных в
общую бортовую электрическую систему транспортного космического
аппарата. Схема ЭНА с двумя центробежными насосами подачи горючего 1
и окислителя 2 двигателя малой тяги с многократным включением малой
продолжительности и с длительными перерывами между запусками, пред-
назначенного для межорбитального транспортного корабля, приведена на
рис. 10.9. ЭНА обеспечивает тягу ЖРД 4,45 кН при давлении на выходе из
насосов 13 МПа и расходах монометилгидразина тт = 0,325 кг/с, азотного
тетраксида ток = 0,68 кг/с. Привод насосов - электродвигатель - распо-
ложен между ними и обеспечивает надежное разделение самовоспламеняю-
щихся рабочих жидкостей. Двигатель выполнен с сухим статором и охлаж-
дается одним из компонентов топлива, подаваемого насосом в тракт охлаж-
дения корпуса 4. Смазка и охлаждение подшипников 5 в каждом насосе
осуществляется компонентом. Надежное отделение полости электродвига-
теля от перекачиваемой жидкости обеспечивается импеллерами 6 и кон-
тактными уплотнениями 7.
К основным характеристикам качества конструкции ТНА относят:
степень отработки конструкции;
технологичность и себестоимость;
осевые и радиальные габаритные размеры и масса;
условия работы опор на заданный ресурс;
степень герметизации и условия работы уплотнений;
антикавитационные характеристики насосов;
гидро- и газодинамические характеристики трактов ТНА.
206
Рис. 10.9. Схема ЭНА ЖРД малой тяги межорбитальиого транспортного корабля:
1 - насос горючего; 2 - насос окислителя; 3 - ротор; 4 — корпус тракта охлаждения
электродвигателя; 5 - подшипники; 6 - импеллеры; 7 - уплотнения; 8 - корпус;
9 - статор электродвигателя
Если какая-либо из перечисленных характеристик качества является
главной, то ее берут за основу при выборе конструктивной схемы ТНА
и его компоновки.
Наилучшие гидравлические характеристики присущи ТНА, которые
имеют наименьшие значения суммарных гидравлических потерь по проточ-
ной части тракта газовой турбины и насосов от входа до выхода из ТНА,
позволяющие получить наибольшие значения его КПД.
Лучшими антикавитационными характеристиками обладают ТНА,
в которых все насосы обеспечивают работу ДУ с минимально возмож-
ным значением давления наддува топливных баков. Наилучшую герметич-
ность имеют ТНА с наименьшим числом стыков и узлов уплотнений, прос-
тых по конструкции и имеющих высокую стабильность характеристик
по герметичности как при хранении, так и во время работы. Например,
герметизации корпусов насосов сваркой следует отдать предпочтение,
чем уплотнению стыка прокладкой и тл. Наилучшая работоспособность
опор принимается в ТНА, где минимальны значения осевых и радиальных
нагрузок на роторе. При оценке габаритных размеров (осевых, радиаль-
ных) и массы ТНА оптимальной считается схема, обеспечивающая наимень-
шие значения анализируемой величины.
Стоимостные работы оцениваются исходя из величины удельных затрат,
приходящихся на ТНА в составе ДУ, с учетом технологичности конструк-
ции и характера производства (единичного, мелкосерийного, серийного).
Возможна ситуация, когда необходимо учитывать одновременно нес-
колько характеристик качества, так как они имеют первостепенное значе-
207
ние и являются важными. Иногда следует вводить новые характеристики
или, наоборот, не учитывать какую-либо, если она не играет существенной
роли. Например, при учете всех названных характеристик качества конст-
рукции для ТНА двигателя, работающего по схеме с дожиганием, может
быть целесообразна конструкция ТНА, выполненного по многороторной
схеме с редуктором. Однако в составе ДУ могут быть различные условия
работы ТНА: если учесть, что двигатель будет располагаться в баке с ком-
понентом (утопленный ЖРД), для которого как осевые, так и радиальные
габаритные размеры не играют существенной роли, то более приемлема
конструкция ТНА, выполненного с консольным положением турбины по
однороторной схеме.
10.4. КОНСТРУКЦИЯ ШНЕКОЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА
И ЕГО ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
В ТНА ЖРД широко применяются различные лопаточные насосы,
отличающиеся направлением потока жидкости в рабочем колесе. В центро-
бежных насосах поток жидкости перемещается в радиальном направлении,
в осевых — по оси вращения вала, в диагональных — смешанное направле-
ние (рис. 10.10).
Основными элементами проточной части шнекоцентробежного насоса
(рис. 10.11) являются: рабочее колесо 1, корпус насоса, который включает
Рис. 10.10. Схемы рабочих колес лопаточных насосов:
а - центробежное; б - диагональное; в - осевое
А—А
б 5 б 7
Рис. 10.11. Конструктивная схема шнекоцентробежного насоса:
1 — центробежное колесо; 2 — спиральный канал; 3 — направляющий конус, 4 — осе-
вой преднасос (шпек); 5 — подвод насоса; 6 - струйный насос (эжектор) ; 7 — отвод
208
подвод 5, служащий для направления-потока жидкости на вход в колесо
с заданными параметрами и спиральный канал 2, обеспечивающий сбор
и стабилизацию параметров потока жидкости до входа в отвод 7.
Подаваемый насосом компонент приобретает кинетическую и потен-
циальную энергию. Значения этой энергии, отнесенной к массе перекачивае-
мой жидкости, называют напором насоса Н. Напор насоса представляет
разность удельной энергии жидкости на выходе и входе в насос:
^вых Рдх + с вых с вх
р 2
(Ю.4)
В случае сжимаемой жидкости, например жидкого водорода, когда
плотность р изменяется по тракту насоса, напор
Рвых dp
Н= J ------
Рвх р
с — с
вых вх
2
(10.5)
В расчетах расход через насос принимается объемный V или массовый
т= pV.
(Ю.6)
Полезная мощность насоса
N = pVH.
(Ю-7)
Мощность, потребляемая насосом, запишется с учетом КПД насоса;
Чем больше КПД насоса рн, тем меньше потребляемая мощность.
Обычно ??н = 0,5 ...0,8. КПД насоса учитывает потери энергии в насосе из-за:
перетекания жидкости из полости высокого (выход из колеса) в по-
лость низкого давления на входе в насос;
трения жидкости при течении о стенки каналов колеса насоса и внут-
реннее трение жидкости вследствие ее вязкости;
трения в уплотнениях, подшипниках и боковых (нерабочих) поверх-
ностях колеса насоса о жидкость.
Уровень совершенства антикавитационных свойств насоса характе-
ризуется значением кавитационного коэффициента быстроходности:
, ,17 °,5
Ско = 298 —---------, (10.9)
Кр дЛ °-75
кр
где ш — угловая скорость ротора насоса в зависимости от его антикавита-
209
ционных качеств, и может изменяться от 1000 до 10 000 1/с. Все параметри-
ческие показатели и характеристики насоса определяются с учетом угловой
скорости.
Увеличение параметра Скр приводит к росту допустимой частоты
вращения ротора ТНА, что уменьшает не только массу насоса, но и вбей ДУ,
так как позволяет снизить давление наддува топливных баков и существен-
но уменьшить их массу.
Вредные проявления кавитации заключаются в срыве режима работы
насоса и резком падении напора, а также в разрушающем действии на про-
точную часть насоса в виде кавитационной эрозии. Механизм эрозии заклю-
чается в разрушении поверхности материала под воздействием гидроударов
при захлопывании кавитационных каверн (пузырей). Поскольку такое
разрушение относится к усталостному типу, требующему определенного
времени, то для малоресурсных насосов ЖРД, время работы которых
исчисляется минутами, его можно не принимать во внимание. Для насоса
важны антикавитаиионные свойства не по эрозионному воздействию на его
проточную часть, а из-за срыва всех параметров, стабильность которых дик-
туется задачами, выполняемыми ДУ в целом. Отличительная особенность
проточной части несосов ЖРД состоит в обеспечении высоких антикавита-
ционных и удельных энергетических показателей ТНА с некоторым ущер-
бом для КПД и ресурса его работы.
Степень гидравлического совершенства проточной части центробежных
насосов современных ТНА соответствует значению СКр = 2000...2500.
Дальнейшее повышение антикавитационных свойств насосного агрегата
достигается применением подкачивающих устройств. Это различные вспо-
могательные и бустерные насосы — струйные (эжекторы), осевые (шне-
ки) и тл. Такие насосы и устройства выполняют как автономно в виде
подкачивающих насосов, так и заодно с центробежным насосом в виде
предвключенной ступени, составляя шнекоцентробежный насос. На
рис. 10.11 представлена схема шнекоцентробежного насоса с эжектором,
включающего центробежное колесо 1, вход в который расширен за счет
увеличения ширины лопатки и диаметра начала лопаток. Направляющий
конус 3 обеспечивает направление утечек жидкости по основному потоку
и отсекает распространение вихревой обратной зоны. Шнек 4 имеет собст-
венные высокие антикавитационные качества и повышает давление на
входе в центробежное колесо для обеспечения его работы без кавитацион-
ного срыва. Струйный насос 6 создает дополнительное повышение давления
на входе в шнек, используя энергию утечек жидкости из полостей гидравли-
ческого тракта насоса. Совершенство насосного агрегата по его антикави-
тащюнным качествам привело к существенному конструктивному измене-
нию проточной части самого насоса, комбинации различных по принципу
действия насосов в единый блок и к введению дополнительных магистра-
лей и гидравлических трактов, обеспечивающих работоспособность кон-
струкции. Кавитационный коэффициент быстроходности современных
шнекоцентробежных насосов имеет значение Скр = 4500...5000.
210
Все элементы конструкции насоса гидравлически связаны с проточной
частью, что обеспечивает работоспособность уплотнений, опор ротора,
заданные антикавитационные свойства насоса при высоких энергетических
показателях ТНА. Кроме того, на конструкцию насосов наиболее сущест-
венно влияют свойства перекачиваемой среды, способ уравновешивания
осевой и радиальной сил, параметры уплотнительной системы и др.
На рис. 10.12 представлена конструкция кислородного шнекоцентро-
бежного насоса. Корпус 3 насоса отлит из алюминиевого сплава и включает
конический диффузор, улитку и подводящий патрубок. Стык корпуса
и крышки 1 уплотняется алюминиевым кольцом 4, расположенным в гнез-
де клиновидной формы. Крышка имеет кронштейн для крепления к кор-
пусу насоса горючего.
Центробежное колесо с шестью цилиндрическими лопатками и шнек
отлиты из алюминиевого сплава. Колесо и шнек соединяются с валом 16
шлицами, обеспечивающими передачу крутящего момента. Радиальные
шариковые подшипники 7 и 17 служат опорами вала. Подшипники рабо-
тают в среде компонента. Окислитель к подшипнику 7 подводится из по-
лости высокого давления через жиклер 5 отверстия в крышке 1 и отводит-
ся на вход в насос.
Рис. 10.12. Шиекоцентробежный насос:
1 - крышка; 2 - шпильки; 3 - корпус; 4 - уплотнительное кольцо; 5 - жиклер;
6, 13 - опорные кольца; 7, 17 - подшипники; 8, 11 - обоймы плавающих колец;
9, 12 - плавающие кольца; 10 - центробежное колесо; 14 - втулка; 15 - двухза-
ходный шнек; 16 - вал; 18,19, 21 - кольца; 20, 22 - манжеты
211
Полость высокого давления в насосе отделена от полости всасывания
уплотнениями, установленными на буртах крыльчатки и состоящими из
плавающих 9, 12 и опорных 6, 13 колец и обойм 8,11. Плавающие кольца
изготовлены из бронзы, опорные — из стали, обоймы — из высокопроч-
ного алюминиевого сплава. Бронзовая втулка 14,установленная в корпусе,
исключает возможность возгорания при случайном касании шнека в про-
цессе работы ТНА в окислительной среде.
Герметизация полостей насоса по валу осуществляется разрезными
чугунными кольцами 18, 19, 21 и двумя фторопластовыми манжетами 20
и 22. Разрезные чугунные кольца состоят из трех сегментов, стянутых
пружиной. Чугунные кольца не обеспечивают полную герметичность, но
благодаря хорошей прирабатываемости рабочих поверхностей утечка
жидкости через них незначительна, а наличие дренажа между манжетой 20
и кольцом 21 обеспечивает герметичность узла в целом. Фторопластовые
манжеты выполняют функции стояночного уплотнения при залитом компо-
нентном насосе. Жидкость, прошедшая щелевое уплотнение со стороны
ведомого (покрывного) диска центробежного колеса насоса, по конусу
опорного колЬца 13 поступает в область над шнеком и далее на вход в на-
сос. Со стороны ведущего диска утечки жидкости на вход в насос посту-
пают через отверстия в колесе.
Конструкция и расположение устройства ввода утечек относительно
входа в центробежное колесо существенно изменяют антикавитационные
характеристики насоса. Например, схемы ввода утечек жидкости со сторо-
ны покрывного диска (рис. 10.13) обладают большим разнообразием.
Различное направление ввода утечек жидкости отражается на значении
потерь давления при смешении и оказывает существенное влияние на ка-
витационные параметры насоса. Так, если изменять ввод утечек жидкости
от перпендикулярного к направлению основного потока (рис. 10.13, а),
то потери энергии при смешении уменьшатся и достигнут минимума при
совпадении их значений скоростей и направлений течения. При встречном
направлении утечек жидкости основному потоку (рис. 10.13, б) потери
на смешение наибольшие и зависят от соотношения их расходов. Лучший
вариант конструкции, обеспечивающий высокие антикавитационные
характеристики насоса, соответствует устройству ввода с козырьком
(рис. 10.13, в) и направлению утечек жидкости по пути движения основ-
ного потока.
Рис. 10.13. Схемы ввода утечек со стороны покрывного диска колеса насоса. Ввод
утечек:
а, б - перед шнеком; в - после шнека
।
I
212
Центробежные колеса насосов выполняются закрытого, полуоткры-
того и открытого типов (рис. 10.14). В закрытых колесах межлопаточные
каналы замкнуты со всех сторон; у полуоткрытых колес из-за отсутствия
покрывного диска межлопаточный канал замкнут с трех сторон; у откры-
тых — межлопаточные каналы разомкнуты и открыты с торцев. Применяе-
мый тип колеса определяется в основном режимными параметрами насоса.
В ТНА с большой частотой вращения при значении удельной подачи К/со >
> 5 • 10~7 м3 выполняются закрытые колеса, а при меньшем значении
целесообразно применять полуоткрытые либо открытые. Выбор типа коле-
са зависит также от особенностей его изготовления. Например, открытое
колесо просто в изготовлении, но требуется более высокая точность при
сборке насоса, чем у колес закрытого типа. Выполняются они обычно из
высокопрочной стали, чем обеспечивается работоспособность лопаток, не
подкрепленных по торцам. В насосах с открытым или полуоткрытым коле-
сом по торцевой поверхности, где отсутствуют диски, осевые зазоры вы-
полняют 0,2...0,6 мм в целях стабильного поддержания заданной величи-
ны КПД, в то время как осевые зазоры между корпусом и дисками закры-
того центробежного колеса можно выполнять большей величины без су-
щественного влияния на энергетические характеристики насоса.
Закрытые колеса выполняются литыми (см. рис. 10.12) или сборными
(рис. 10.14, а). Литые колеса часто имеют лопатки двоякой кривизны и из-
готавливаются из алюминиевых и стальных сплавов. Они, как правило,
массивны, так как диск колеса и лопатки имеют толщину не менее 4...5 мм,
что определяется технологией изготовления и их прочностью.
Сборные закрытые колеса (см. рис. 10.14, а) обычно состоят из основ-
ного (ведущего) диска 3 с лопатками 2, выполняемых фрезерованием
Рис. 10.14. Колеса центробежных насосов
с односторонним входом:
а - закрытое; б - полуоткрытое; в -
открытое; 1 - покрывной диск; 2 -
лопатка; 3 - основной диск; 4 - бурт
колеса (ступица)
Рис. 10.15. Схема шнекоцентробежного
колеса с двухсторонним входом:
1 - шнеки; 2 - центробежное колесо
(реже штамповкой), и отдельно покрывного диска 1. В таких колесах
диски и лопатки выполняют минимальной толщины и составляют 2...3 мм.
Крепление покрывного диска по всем торцевым поверхностям лопаток,
обращенных в его сторону, производится пайкой в вакууме твердыми
припоями, чем достигается высокая прочность соединения. Существующие
ранее способы крепления к лопаткам при помощи клепки или зачеканки
в настоящее время практически не применяются и могут быть использо-
ваны только в условиях единичного или опытного производства.
В высокорасходных насосах двигателей больших тяг широко приме-
няется двухсторонний вход (рис. 10.15), и тогда центробежное колесо
выполняется симметричным, состоящим как бы из двух колес с одно-
сторонним входом.
В качестве предвключенной ступени шнекоцентробежных насосов
широко используются осевые насосы (шнеки) (рис. 10.16) различных
конструктивных форм: с двумя-тремя лопатками (заходами) в виде
винтовой линии, которая может быть с постоянной величиной шагах
(рис. 10.16, а) или переменной (рис. 10.16, £) с углом подъема винтовой
линии 3...7°. Напомним, что напор шнека постоянного шага обеспечивается
углом атаки, и поток жидкости в решетке шнека изменяет направление
на его величину. Шнек переменного шага создает больший напор, который
обеспечивается углом атаки и дополнительной изогнутостью профиля.
Осевое расстояние между лопатками шнека и центробежного колеса
с целью повышения антикавитационных свойств шнекоцентробежного
насоса и сокращения его осевых габаритных размеров выполняют мини-
мально возможным, что приводит к конструкции ступенчатого шнека
214
(рис. 10.16, в). По существу получается как бы два шнека, выполненные
заодно целое: первый диаметром/>ш1 — на входе, за пределами центробеж-
ного колеса, второй диаметром Рш2 - внутри центробежного колеса на
длине, перекрывающей половину ширины его лопатки.
На рис. 10.16, г приведен шнек конусной формы входной части с
углом и с диаметром втулки на входе <7ВТ1, меньшем, чем на выходе
с?вт2. Шнек такой конструкции обладает высокой всасывающей способ-
ностью и широко применяется в качестве основного рабочего колеса бус-
терного насоса и предвключенной ступени шнекоцентробежного. По воз-
можности шнеки с валом изготавливают заодно целое, что сокращает
число контактирующих с валом по точной посадке деталей, уменьшает
габаритные размеры и повышает антикавитационные свойства насоса.
Шероховатость поверхностей межлопаточных каналов центробежного
колеса и шнека Ra = 2,5 ... 1,25 мкм.что достигается чистовым фрезе-
рованием с последующей, в случае необходимости, зачисткой и полирова-
нием. После механической обработки колеса, выполненные, например,
из алюминиевых сплавов, подвергаются анодному оксидированию (аноди-
рованию) для предохранения от коррозии и механических повреждений.
Анодированная поверхность становится менее шероховатой, что уменьшает
потери на трение.
Для передачи крутящего момента от вала к колесу широко применяет-
ся шлицевое соединение с прямобочными или эвольвентными шлицами.
Иногда возможно использование шпонок, а в маломощных ТНА — резь-
бовое соединение с направлением нарезки обратным вращению. При этом
для центрирования колеса на валу предусматривается поясок, обеспечи-
вающий плотную посадку. Валы ТНА выполняются из коррозионностой-
ких сталей, работоспособных в заданной среде. Например, участок вала в
области ротора турбины испытывает воздействие высокой температуры,
а другие участки могут быть в зоне криогенной жидкости (водород, кис-
лород, азот и тл.), где происходят структурные изменения в металле
(рост зерен). Все зто необходимо учитывать при выборе материала вала и
его технологии получения от заготовки до готовой продукции. Для умень-
шения массы ТНА валы выполняют пустотелыми.
Конструкция корпуса насоса зависит qt материала и способа изготовле-
ния. Сам корпус включает в себя подводящие каналы насоса и сборники
жидкости: спиральный, иногда лопаточный диффузоры и отводящий кони-
ческий патрубок, обеспечивающие преобразования кинетической энергии
в потенциальную. Сложные формы названных каналов получаются литьем
из алюминиевых, реже стальных сплавов. Отводящие элементы корпуса
насоса находятся под воздействием высокого давления жидкости, и их
стенки выполняют большей толщины, чем у подводящих каналов. Крышку
насоса стыкуют с корпусом по цилиндрической поверхности разъема и
крепят с помощью шпилек с гайками, уплотняя стык, круглой проклад-
кой (см. рис. 10.12, поз. 4). При больших давлениях и расходах компонен-
та возникают значительные усилия в месте стыка крышки с корпусом, что
215
приводит к большому числу шпилек, а следовательно, увеличивается тол-
щина стенок в месте их постановки.
Корпуса насосов с высоким давлением целесообразно выполнять сталь-
ными или из титановых сплавов. Широко применяются сборно-сварные
корпуса, прочность и жесткость стенок которых достигается постановкой
ребер жесткости. Соединение крышки с корпусом при помощи сварки
существенно снижает толщину стенок в месте стыка, выполняемого с
отбортовкой, которая позволяет свести к минимуму температурные дефор-
мации корпуса при сварке. Недостаток сварных корпусов — деформации
при сварке, разогрев, сложность ремонта при доработке или переработке
агрегата. Форма корпуса насоса зависит в основном от выбранной схе-
мы компоновки ТНА и наиболее проста при осевом подводе жидкости
(см. рис. 10.11). В радиальное подводящее устройство ставится спрямляю-
щая перегородка до перехода патрубка подвода в кольцевую камеру перед
рабочим колесом насоса.
10.5. КОНСТРУКЦИИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
И ИХ ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
В качестве привода насосов в ТНА применяются преимущественно
газовые турбины, обладающие малыми габаритными размерами и массой
при высоком значении располагаемой удельной мощности. По направлению
движения рабочего тела газовые турбины разделяются на осевые и радиаль-
ные,- последние применяются только центростремительные.
Широкое применение в ТНА ЖРД без дожигания и с дожиганием полу-
чили осевые трубины, которые в первом случае высокоперепадные и вы-
полняются активными, одно- и двухступенчатыми, во втором случае —
обычно низкоперепадные и одноступенчатые. Предкамерные турбины, как
осевая, так и радиальная центростремительная, как правило, реактивные.
В сопловом аппарате турбины потенциальная энергия рабочего тела
преобразуется в кинетическую. Газовый поток поступает на рабочую ре-
шетку турбины со скоростью с 1 и совершает работу, вращая ротор ТНА
с угловой скоростью со. Максимальный КПД турбины соответствует соот-
ношению
“ср COS“1
(ТА)опт- (10.10)
где Z — число ступеней турбины; мср - окружная скорость на среднем
диаметре диска турбины, равная со/)ср/2;а1 — угол между фронтом решет-
ки соплового аппарата и направлением вектора скорости; ct — абсолютная
скорость газового потока на входе в решетку турбины,
к -1
ЯГооП- ( —) к
Р 00
(10.11)
216
где ip — коэффициент скорости для сопл соплового аппарата,^ — 0,9...0,95;
к — показатель адиабаты; R ГОо — работоспособность газа.
Обычно турбины ТНА работают в области малых значений параметров
и[сх, а следовательно, при высокой нагруженности ступени, что опреде-
ляет ее низкий КПД. Скорость ротора ТНА ограничивается условием бес-
кавитационной работы насосов, и для увеличения окружной скорости на
лопатках турбины можно повысить ее диаметр, но из соображений проч-
ности мтах < 400 м/с, что соответствует угловой скорости со ротора до
10 000 1/с, особенно если турбина малоразмерная и устанавливается на от-
дельном валу с насосом горючего.
В активных турбинах ТНА угол ах = 15...20° и сх = 900...1500 м/с.
Для повышения КПД целесообразно увеличить ее угловую скорость со
либо применить двухступенчатую турбину. Последнее приводит к услож-
нению конструкций, увеличению габаритных размеров и массы ТНА.
Полезная (располагаемая) мощность турбины складывается из суммы
мощностей, потребных для привода всех насосов: основных — шнеко-
центробежных (горючего и окислителя) , бустерных, а при необходимости
и вспомогательных (подача третьего компонента, рабочего тела наддува
баков и тл.) . Для схемы, приведенной на рис. 10.1, в,
^т = ^Н=^Н0+ЛГНГ1+ЛГНГ2- (Ю-12)
Значение располагаемой (адиабатной) работы турбины
к -1
к Р 2 ь-
£ад = I—Г I1 - ) к ] (Ю.13)
к - 1 Роо
И мощность
NT= (10.14)
где т — расход газа, кг/с; т?т — КПД турбины.
КПД турбины определяется потерями при течении газа по соплам,
при обтекании лопаток диска турбины, потерями энергии с выходной
скоростью, а также потерями на трение диска о газ, вентиляционными
и механическими на трение в уплотнениях и подшипниках.
Потери в соплах и на лопатках турбины зависят от степени совершенст-
ва ее проточной части, а потери с выходной скоростью представляют неис-
пользованную в турбине кинетическую энергию газа, которая соответствует
его скорости на выходе из турбины. Применение двухступенчатой турбины
обеспечивает снижение потерь с выходной скоростью и повышение КПД
турбины.
В уравнении (10.13) р2/рОо - перепад давлений рабочего тела на турбине
в виде отношения давлений в газогенераторе р00 и на выходе из турбины р2.
Величина (Роо/Рг) называется степенью понижения давления, которая для
турбин ЖРД без дожигания составляет 20 ... 50. При этом расход газа
217
относительно мал,.и в соплах СА турбин таких ТНА срабатывается сверх-
критический перепад давлений газа. Значение р2 зависит от схемы двига-
теля, способа регулирования перепада давлений на турбине в полете и
возможности использования газа после выхода из турбины для получения
дополнительной тяги от выхлопа. В автономных турбинах давление р2
следует выбирать больше максимального давления окружающей среды на
10...30%.
Турбина ТНА двигателя с дожиганием имеет р2 >рк и степень пони-
жения давления составляет 1,2...1,8. При дозвуковых скоростях течения
газового потока турбина получается высокорасходной. В этом случае
один из компонентов топлива полностью проходит тракт турбины с некото-
рой частью расхода другого компонента.
Работоспособность газа RT00 при заданных компонентах топлива опре-
деляется его температурой перед сопловым аппаратом. В зависимости от
материала лопаток и диска газовой турбины, их стойкости в среде рабо-
чего тела, режимов и ресурса работы двигателя температура принимается
в пределах 700...800 К для окислительного газа и 1000...1200 К для вос-
становительного газа.
Высокоперепадные турбины имеют парциальный подвод газа по пло-
щади венца соплового аппарата, что связано с увеличенной высотой лопа-
ток турбины при относительно малых расходах рабочего тела, а низкое
значение параметра ucp/ci обусловливает применение в ТНА активных
турбин, одно- или двухступенчатых со ступенями скорости.
Активная газовая турбина (рис. 10.17) состоит из ротора, статора,
направляющего аппарата, выхлопного коллектора и узла уплотнения.
Ротор турбины имеет два диска 11с лопатками первой ступени 4 и второй
ступени 2, соединяемых с дисками сваркой. Диски между собой и фланцем
вала 10 крепятся винтами 9 и штифтами 12. Штифты запрессованы в отвер-
стия фланца вала и дисков турбины и служат для передачи крутящего
момента.
Статор турбины является теплонапряженным узлом и выполняется
сваркой. Статор состоит из соплового аппарата 5, приваренного к коллек-
тору 6, стенки статора 7 в виде тонкостенной диафрагмы, корпуса уплот-
нения, узлов крепления к соседнему насосу, ребер жесткости и выхлоп-
ного коллектора 1. К сопловому аппарату 5 приварен фланец для крепле-
ния направляющего аппарата 3, состоящего из сегментного кольца и прива-
ренных к нему лопаток 4, которые по внутреннему диаметру имеют бан-
даж. Все лопатки турбины, в том числе и направляющего аппарата, изго-
тавливаются из жаропрочной стали.
Такие элементы корпуса турбины, как стенка статора 7 и выхлопной
коллектор 1, обычно изготавливаются штамповкой из тонкого листового
материала. Для повышения их жесткости и обеспечения возможности из-
менять линейные размеры под воздействием высокой температуры без
разрушения им придают специальную форму. Например, на плоской стенке
статора 7 выполняются ”зиги”, а выхлопной коллектор 1 делают эллипти-
218
Рис. 10.17. Конструкции двухступенчатой осевой активной турбины:
1 - выхлопной коллектор; 2 - лопатки второй ступени; 3 - направляющий аппарат;
4 -лопатки первой ступени; 5 - сопловой аппарат; 6 - коллектор; 7 - стенка ста-
тора; 8 - кольцо уплотнения; 9 - вннт; 10 - вал; 11 - диски турбины; 12 - штифт
Рис. 10.18. Конструкция реактивной осевой турбниы:
1 - газовод; 2 - корпус; 3 - лопатки рабочей решетки; 4 - бандаж; 5 - сопловая
решетка; 6 - диск турбины; 7 - вал; 8 - гайка
ческой формы. Сопловой аппарат с коллектором подвода являются тепло-
напряженными узлами и их выполняют из жаропрочных нержавеющих ста-
лей. Выбор материала соплового аппарата зависит от параметров и свойств
газа (восстановительный или окислительный), а также его температуры.
При вращении ротора в диске турбины возникают высокие напря-
жения, в основном от действия центробежных сил. Особенно велики центро-
бежные силы на периферии утолщенного обода у диска двухступенчатой
турбины. Прочность одинарного диска двухступенчатой турбины часто
недостаточна и поэтому применяется конструкция двухдисковой турбины.
Конструктивно в корпусе 2 реактивной осевой турбины (рис. 10.18)
крепится сопловая решетка 5. Газовый поток после лопаток 3 диска 6
направляется в газовод 1 и далее на дожигание в камеру двигателя. Гре-
бешки лабиринтного уплотнения на бандаже 4 рабочего колеса уменьшают
перетекание газа по радиальному зазору, что повышает КПД турбины.
Реактивная центростремительная турбина (рис. 10.19) состоит из
корпуса, выхлопного патрубка, рабочего колеса и узла уплотнения. Сталь-
ной корпус 2 турбины выполняется, как правило, литьем заодно с коллек-
тором подвода газа высокого давления и сопловым аппаратом. На пат-
рубке корпуса имеется переходник для крепления ГГ. В патрубок ввари-
вается конус-решетка или другое устройство, выравнивающее поток газа
219
Рис. 10.19. Конструкция реактивной
центростремительной турбины:
1 - выхлопной патрубок; 2 — корпус
турбины; 3 - корпус уплотнения;
4 - кольцо уплотнительное; 5 -
гайка; 6 — вал; 7 - импеллер; 8 —
перегородка; 9 — рабочее колесо;
10 — кольцо; 11 - шайба; 12 — гайка
перед сопловым аппаратом.
Стальной выхлопной патрубок 1
стыкуется. с корпусом турбины
после окончательной сборки ТИА.
С другой стороны патрубок 1
приваривается через переходник
к газоводу камеры сгорания.
Рабочее колесо 9 турбины закрытого типа изготавливают методом
точного литья по выплавляемым моделям с последующей механической
обработкой посадочных мест. Крутящий момент от колеса 9 к валу 6
передается через эвольвентные шлицы. Установка колеса на валу осущест-
вляется по двум цилиндрическим поверхностям, одну из которых обра-
зует запрессованное в колесо кольцо 10. Гайка 12 затягивается момент-
ным ключом, стягивая весь собираемый пакет ротора, и фиксирует коле-
со 9 от осевого перемещения относительно вала 6. Со стороны выхлопного
патрубка 1 расположен уплотнительный узел, состоящий из корпуса 3
и закрепленного гайкой 5 кольца 4, который после окончательной сборки
крепится в корпусе 2 с помощью сварки. С другой стороны газовую по-
лость герметизирует узел гидродинамического уплотнения, включающий
перегородку 8 и импеллер 7, расположенный на валу 6 турбины. В полость
между перегородкой 8 и импеллером 7 подается компонент с давлением,
большим давления газа на 0,5 ...1 МПа, что обеспечивает герметизацию
турбины и предотвращает барботаж газа в проточную часть насоса.
Для соединения диска турбины с валом (рис. 10.20) и передачи кру-
тящего момента широко применяются штифты, шлицевое соединение,
призонные болты, сварки. Штифты для передачи большого значения кру-
тящего момента желательно располагать на фланце подальше от центра
вращения вала (рис. 10.20, в). Часто вал выполняют с диском из одного
материала. Однако с целью экономии дорогостоящих жаропрочных сталей
целесообразно вал делать из другого, более дешевого материала и прива-
ривать его к диску турбины (рис. 10.20,д, е).
Лопатки рабочего колеса осевой турбины могут выполняться отдельно
механической обработкой с последующим шлифованием профиля по ко-
пиру и пакетной обработкой их замковой или привариваемой части
(см. рис. 10.17) либо литьем пакетов (секторов) лопаток с последующей
приваркой к диску или литьем вместе с диском (см. рис. 10.18).
220
е
Рис. 10.20. Типы соединений диска турби-
ны с налом:
а - штифтовое; б - притонными болта-
ми; в — фланцевое; г - шлицевое; д, е -
сваркой; 1 - диск; 2 - штифт; 3 - вал;
4 - болт; 5 - гайка; 6 - шайба стопорная;
7 - винт
Лопатка (рис. 10.21, а) состоит из ножки, профильной части пера
и бандажа. Лопатки рабочего колеса активной турбины имеют малую
высоту и вследствие незначительного изменения параметров газа по высо-
те их выполняют постоянного профиля. При большом расходе газа в реак-
тивных турбинах перо лопатки ’’закручено” из-за существенного измене-
ния параметров газа по радиусу. Однако и в этом случае стремятся изго-
товить лопатки более простой формы (без закрутки). Наиболее простое
В
Рис. 10.21. Некоторые типы соединений лопаток с диском турбины:
а - сваркой; б - Т-образным замком; в - замком типа ’’елочка”; г - литьем;
1 - ножка; 2 - перо; 3 - бандаж; 4 - гребешки уплотнения; 5 - замок
221
соединение лопаток с диском обеспечивает сварка. Сварочный шов накла-
дывают в несколько проходов, попеременно с обеих сторон, с полировкой
и последующим рентген-контролем. При соединении лопаток с диском свар-
кой трением набор лопаток прижимается к ободу вращающегося диска, и
при резком останове создается высокое удельное давление в месте соеди-
нения. Часто диск турбины с лопатками изготавливают отливкой по вып-
лавляемым моделям. При электроэрозионном способе межлопаточные
каналы выполняют радиальным подведением электродов с последующей
пайкой бандажа, а при осевом движении электродов бандаж от заготовки
сохраняется для получения окончательных его размеров после изготов-
ления лопаток.
Замковое соединение лопаток с диском обеспечивает передачу окруж-
ного усилия на диск и фиксирует лопатку при действии на нее осевых,
центробежных сил и изгибающих моментов. Наиболее простое соединение
получается с Т-образным замком (рис. 10.21,6). Однако соединение зам-
ком типа ’’елочка” (рис. 10.21, в) позволяет увеличить поверхность, вос-
принимающую нагрузку, что необходимо для достижения требуемой проч-
ности соединения. Для установки пакета лопаток в ободе диска выпол-
няется вырез трапециевидной формы. По окончании установки и полного
набора лопаток вырез закрывается замком, который фиксируется в осевом
направлении штифтами. Замок типа ’’елочка” конструктивно и технологи-
чески сложен, но обладает высокими прочностными характеристиками и
применяется в ТНА двигателей больших тяг.
10.6. БУСТЕРНЫЕ НАСОСНЫЕ АГРЕГАТЫ
Давление в баках, необходимое для бессрывной работы шнекоцентро-
бежного насоса часто недопустимо велико, что приводит к заметному уве-
личению толщины стенок и массы баков. Поэтому установка после бака
отдельного подкачивающего бустерного насосного агрегата (БНА), обес-
печивающего ритмичную работу основного насоса ТНА, позволяет суще-
ственно снизить величину наддува баков и, следовательно, их массу.
Конструкция современного ТНА немыслима без последовательного
использования различных насосов, скомпонованных по многоступенчатой
схеме, например, шнекоцентробежного насоса (см. рис. 10.11), в котором
роль бустеров осуществляют струйный насос (эжектор) и лопаточный
осевой (шнек). Такие бустерные насосы принято называть преднасосами,
и конструктивно их компонуют в ТНА.
Подкачивающие бустерные насосные агрегаты располагают в непос-
редственной близости от бака с компонентом (рис. 10.22), тем самым
исключая гидравлические потери при подаче компонента от бака до входа
в насос БНА. Гидравлическая турбина БНАЗ приводится в действие
жидкостью высокого давления, отбираемой от насоса ТНА5. После сра-
батывания на турбине жидкость возвращается в напорную магистраль
222
бустерного насоса 2. Угловая скорость ротора БНА, обеспечивающая бес-
срывную работу его насосов, определяется по минимально необходимому
давлению в баке ЛА. При этом скорость вращения вала основного ТНА
может быть выбрана максимально возможной, и уравнение для опреде-
ления кавитационного коэффициента быстроходности системы подачи
примет вид
Скр.с.п = 298
г/ 0,5
^THA V
л в 0,75
Дй кр БНА
где V — объемный расход насоса, м3 /с; ш —
угловая скорость ротора ТНА, 1/с.
Рис. 10.22. БНА в системе питания ДУ:
1 - бак; 2 - насос БНА; 3 - гидравлическая турбина
БНА; 4 - газовая турбина ТНА; 5 - насос ТНА
Рис. 10.23. Схемы ТНА с разной передачей крутящего
момента иа вал бустера:
а — через редуктор; б — гидравлической муфтой; в -
отдельной ступенью газовой турбины; г - радиальной
гидравлической турбиной; д — осевой гидравлической
турбиной; 1 - насос БНА; 2 - центробежный насос
БНА; 3 - привод ТНА; 4 - привод БНА; 5 - шнек ТНА;
6 - гидравлическая муфта; 7 - направляющий аппарат
(10.15)
223
Перспективно применение конструкций многовальных (от двух и
более) насосов с пониженной частотой вращения вала предвключенной
ступени. Привод ротора такой предвключенной ступени обеспечивается
механической связью в виде зубчатой передачи (рис. 10.23, а), гидравли-
ческой муфтой (рис. 10.23,6) итурбинами (рис. 10.23,в, г, 6).
Анализ конструктивных схем насосных агрегатов с раздельным вра-
щением лопастных колес БНА и ротора основного ТНА показал, что высо-
кое значение Скр.с.п = 5000...10 ООО можно получить, выполнив ТНА по
схемам, приведенным на рис. 10.23, б, д. Причем наибольшие антикавита-
ционные качества отмечаются только вблизи расчетного режима, т.е. в
узком диапазоне подач. Причины этого заключаются в возникновении
обратных токов при малых расходах и во взаимном влиянии параметров
гидравлической турбины на антикавитационные характеристики основ-
ного насоса. Эти недостатки отсутствуют в насосе, выполненном по схеме,
приведенной на рис. 10.23, г, Скрс п которого стабильна в широком
диапазоне подач и достигает 10 000 единиц. Большие значения Скр с п
обеспечивают насосы, выполненные по схеме с приводом первой ступени
через зубчатую передачу (см. рис. 10.23, а) или с независимым приводом
обеих ступеней насосов (см.рис. 10.23,в).
В качестве насосов БНА используются струйные (эжекторы) и чаще
лопаточные (осевые, центробежные и шнекоцентробежные). Лопаточные
БНА применяются в ЖРД большого суммарного импульса тяги. Привод
ротора БНА может осуществляться от ТНА через зубчатую передачу
(см. рис. 10.23,а), от отдельной ступени газовой турбины (см.рис. 10.23,в)
или от гидравлической турбины (см. рис. 10.23,г).
Активная жидкость струйного бустерного насоса отбирается с выхода
основного насоса из полостей высокого давления (см. рис. 10.11), а также
используются утечки компонента после щелевого уплотнения центробеж-
ного колеса, направляемые по магистрали перепуска на вход в основной
насос через сопла инжектора. В соплах происходит преобразование энер-
гии давления жидкости в кинетическую энергию струи, которая в камере
смешения передает свою энергию основному потоку.
Струйные насосы из-за низкого КПД целесообразно применять в дви-
гателях с дожиганием, так как увеличение мощности турбины при подаче
активной жидкости высокого давления на эжектор практически не снижает
энергетических характеристик ДУ. На рис. 10.24, а приведена конструкция
эжектора с двенадцатью соплами, расположенными по окружности камеры
смешения под углом а = 18°. При соотношении расхода активной
жидкости к эжектируемой до 25 % напор основного потока возрастает на
250 ... 280 Дж/кг. КПД такого устройства на оптимальном режиме достига-
ет не более 0,15. Малая напорная способность эжекторов ТНА (обычно
не более 300 Дж/кг) при КПД от 0,08 до 0,2 ограничивает их применение
как в современных БНА, так и в качестве предвключенной ступени ТНА.
Рабочее колесо БНА выполняется в виде шнека постоянного шага
или увеличивающегося к выходу как с неизменным по длине наружным
224
Рис. 10.24. Конструкции миогосоплового эжектора и основные размеры сопла:
а - в виде ряда отверстий; б — с набором сопл; в - основные размеры сопла
диаметром лопаток, так и с переменным. Широко применяются шнеки
с возрастающим от входа диаметром конической втулки (см. рис. 10.16,г).
Такое увеличение диаметра втулки (вплоть до dBT2 =0,85 Ош2) устраняет
обратные токи на выходе и повышает энергетические характеристики
насоса. Лопатки шнека выполняются в виде винтовой поверхности перемен-
ного шага с углом изгиба профиля 8...10°. При существенном возрастании
диаметра втулки шнекового колеса для увеличения его напорных свойств
рекомендуется установка на конце дополнительных (коротких) лопаток.
В качестве привода БНА применяется гидравлическая турбина, на
которую жидкость высокого давления поступает от основного насоса
(см. рис. 10.22). Использование на гидравлической турбине рабочего тела,
перекачиваемого бустерным насосом, позволяет компоновать БНА в
общем корпусе. Такой БНА имеет малые габаритные размеры и массу,
прост по конструкции, и его установка возможна в баке ДУ.
Наиболее простая конструкция гидравлической турбины БНА с кана-
лами соплового аппарата, выполненными в виде отдельных цилиндричес-
ких сопл и установленными под углом а = 15...20° к плоскости вращения.
Для компактности рабочую решетку гидравлической турбины иногда вы-
полняют заодно целое с колесом бустера, вынося лопатки турбины на воз-
можно больший диаметр. Для снижения гидравлических потерь, связан-
ных с закруткой жидкости, на выходе из турбины при смешении с основ-
ным потоком, по тракту БНА устанавливают направляющие лопатки
для изменения направления потока и преобразования части кинетической
энергии в энергию давления.
Бустерный насосный агрегат ЖРД SSME, представленный на рис. 10.25,
обеспечивает увеличение давления при подаче жидкого водорода в основ-
ной ТНА. Он выполнен в виде единого блока и состоит из двухступенчатой
гидравлической турбины и осевого (шцекового) колеса. Рабочее тело
турбины — водород высокого давления — отбирается с выхода насоса ТНА
и подается из коллектора 6 через сопловой аппарат 7 на рабочую решетку
турбины. Крутящий момент от диска турбины передается на вал через шли-
8 -1758
225
Рис. 10.25. БНА горючего (нодорода) ЖРД SSME:
1 - корпус насоса; 2 - осевое колесо; 3 - подшипники; 4 - направляющий аппарат;
5 — отводящий патрубок; 6 - коллектор подвода рабочего тела турбины; 7 - сопло-
вой аппарат турбины; 8 - направляющий аппарат турбины; 9 - диск турбины
цевое соединение. Ротор БНА установлен на двух шариковых подшипни-
ках 3, один из которых воспринимает осевую нагрузку. Подшипники рабо-
тают в среде жидкого водорода, который подводится к ним в виде дозиро-
ванного расхода протечек рабочего тела по внутреннему диаметру осевого
колеса, а также через колиброванное отверстие из отводящего патрубка 5
с последующим отводом компонента на вход в насос через отверстие в
ступице осевого колеса 2.
Угловая скорость гидравлической турбины ограничена антикавита-
ционными свойствами бустерного насоса и поэтому невелика. В условиях
большого перепада давлений на сопловом аппарате скорость жидкости с j
на входе в рабочую решетку турбины высокая, поэтому турбины БНА
работают при малом отношении и/сх, имея низкий КПД. Для повышения
КПД ее выполняют многоступенчатой, а венец рабочей решетки распола-
гают на большем диаметре (см. рис. 1025). Однако, при малом расходе
рабочего тела высокого давления (8...15 % расхода основного насоса)
число сопел соплового аппарата получается не более двух и степень пар-
циальности турбины мала. В итоге гидравлические турбины БНА часто
226
парциальны с коэффициентом быстроходности ns < 15. При изменении
степени парциальности е от 0,02 до 0,5 КПД гидравлической турбины для
оптимального отношения скоростей и/с^ изменяется от 0,2 до 0,4.
10.7. КОНСТРУКЦИИ УПЛОТНЕНИЙ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ,
КЛАССИФИКАЦИЯ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
Работоспособность, ресурс, надежность и экономичность ТНА в сущест-
венной степени зависят от совершенства уплотнительных устройств полос-
тей с рабочими средами различных физико-химических свойств. Уплотне-
ния в ТНА выполняют разнообразные функции: герметизируют газовые
полости турбины от насосов, разделяют полости насосов, предотвращая
утечки компонентов или барботаж газа в проточную часть насоса, уплот-
няют полости подшипников, повышают расходный КПД и общий энергети-
ческий баланс ТНА.
На валу ТНА размещается, как правило, несколько насосов, обеспе-
чивающих подачу с разными параметрами высокоагрессивных и токсич-
ных рабочих тел, которые при соединении могут вступать в химическую
реакцию. Физико-химические свойства рабочих тел, подаваемых насосами
ТНА,и в тракте газовой турбины сильно различаются. Например, в кисло-
родно-водородном ЖРД горючее имеет температуры 20 К, а температура
рабочего тела турбины для привода этого насоса более 1000 К. Согласно
статистике около 60 % выхода из строя узлов современных ЖРД связано
с нарушением работы только уплотнительных систем. Неотработанность
уплотнений проявляется при первых же испытаниях ТНА в составе двига-
теля, приводя к пожарам и аварийным последствиям.
Уплотнения неподвижных соединений герметизируют различные по-
лости при широком диапазоне изменения температуры и давления уплот-
няемой среды, что определяет выбор их материалов. Как правило, эластич-
ные уплотнения, помещенные в канавках и сжатые усилием в стыке, обес-
печивают требуемую герметичность, но ресурс их работы ограничивается
сроком хранения и стойкостью в рабочей среде, поэтому в ТНА наиболее
целесообразно применять неразъемные сварные соединения.
При обработке ТНА основная проблема заключается в надежной гер-
метизации подвижных соединений, а также вращающихся относительно
друг друга поверхностей. Разнообразие конкретных условий работы уплот-
нений подвижных соединений в ТНА обусловливают создание различных
конструкций уплотнительных узлов, которые предварительно отрабаты-
ваются при автономных испытаниях на имитаторах.
В классификации уплотнений подвижных соединений ТНА (рис. 10.26)
общепринято деление по принципу действия на три собирательных класса:
контактные — осуществляют герметизацию плотным прилеганием уплот-
няющих деталей к соответствующим сопряженным поверхностям соедине-
ния; бесконтактные — работают без непосредственного контакта между
227
Рис. 10.26. Классификация уплотнений подвижных соединений ТНА
деталями и, следовательно, не устраняют зазор между уплотняющими
полостями, а лишь уменьшают его; комбинированные — представляют
собой комбинацию одного или нескольких контактных уплотнений с
бесконтактными.
Узел уплотнения в любой конструкции в условиях работы либо пол-
ностью герметизирует полость, что будет наилучшим вариантом, либо пре-
дусматриваются конструктивные мероприятия, обеспечивающие локаль-
ное (в пределах уплотнительного узла) уменьшение утечек, например
ступенчатое снижение перепада давлений, уменьшение скорости на поверх-
ности вала, охлаждение, введение промежуточных (уплотняющих или
бустерных) сред.
При создании конструкции ТНА конкретизируются основные требова-
ния, предъявляемые к уплотнениям :
герметичность, степень которой определяется условиями работы аг-
регата;
малый износ контактных поверхностей при уплотнении подвижных
соединений, что обеспечивается минимизацией потерь мощности на трение,
и достаточный ресурс работы;
срок службы, включающий срок хранения, исчисляемый годами,
и ресурс работы в составе изделия;
228
простота технологии изготовления и сборки уплотнения при возмож-
ности контроля его работоспособности после сборки ТНА.
В практике проектирования уплотнений валов ТНА часто встречается
ситуация, когда ни одно из уплотнений не удовлетворяет заданному ком-
плексу требований. Тогда выделяется главное из них, чаще герметичность,
и узел выполняется с некоторым нарушением всех остальных требований
либо существенно усложняется его конструкция. В связи с этим появ-
ляются дополнительные конструктивные элементы, дренажи, перепуски,
охлаждающие системы, добавочные (страхующие) уплотнения и т.п. В ре-
зультате уплотнение приобретает значение одного из важнейших элементов
конструкции ТНА, и проблема герметизации становится фактором, опре-
деляющим его компоновку. С этим связаны также постоянные поиски
новых материалов, способов герметизации и конструктивных решений.
УПЛОТНЕНИЯ КОНТАКТНОГО ТИПА
В контактном уплотнении поверхности деталей плотно прилегают
друг к другу из-за предварительного поджатия и от воздействия рабочего
давления уплотняемой среды.
На структурной схеме контактного уплотнения (рис. 10.27) выде-
ляют: неподвижный уплотняющий элемент 1, обеспечивающий плотность
соединения между взаимно неподвижными деталями; скользящий уплот-
нительный элемент 4, находящийся в контакте с подвижной поверхностью
и регулирующий необходимую плотность в месте контакта; эластичный
уплотняющий элемент 2, предназначенный для сохранения плотности при
перемещении скользящего элемента относительно подвижной поверхности
и упругий элемент 3, создающий необходимое давление на контактирую-
Ряс. 10.27. Структурная схема контактного уплотнения:
1 - неподвижный; 2 - эластичный; 3 - упругий; 4 - скользящий элемент уплот-
нения
Рис. 10.28. Элементы манжетного уплотнения:
а - манжета армированная; б - манжета армированная с опорной шайбой; 1 - кор-
пус; 2 - кольцо арматуры; 3 - мостик; 4 - губка; 5 - пружина; 6 - опорная шайба
229
щих поверхностях. В случае, когда роль упругого элемента выполняет
рабочая среда, то назначение его сводится к созданию предварительного
натяжения.
Каждый из перечисленных элементов должен соответствовать общим
требованиям, предъявляемым к уплотнениям и обеспечивать работоспо-
собность на заданных параметрах и режимах работы агрегата. Исходя из
приведенной структурной схемы контактного уплотнения, можно уста-
новить взаимосвязь конструктивной схемы вплоть до конструкции кон-
кретного уплотнения. Конструктивно представленная схема может быть
выполнена с различными вариантами отдельных узлов. Например, ман-
жетное уплотнение (рис. 10.28) включает в себя все элементы структурной
схемы, но может быть выполнено и без пружины, и согласно структурной
схеме его работоспособность не нарушается, что обеспечивается установ-
кой на вал диаметром £>в манжеты с меньшим DM. Торцевые уплотнения
по аналогичной зависимости ввиду низкой степени эластичности пары дета-
лей, герметизирующей стык подвижного соединения, выполняются только
с пружиной, а герметичность по неподвижному стыку обеспечивается
круглым резиновым кольцом. Для более полной герметичности резиновое
кольцо можно заменить сильфоном или мембраной.
Контактные уплотнения имеют наиболее высокую степень герметич-
ности, ограниченную долговечность и значительные потери энергии на прео-
доление сил трения, при вращении вала. Такие уплотнения при высоких
значениях давления уплотняемой среды изнашиваются, и требуется перио-
дическая их замена. Изнашивается и сопряженная поверхность вала или
втулки. Однако при герметизации соединений с очень малыми допустимы-
ми утечками рабочей среды контактные уплотнения незаменимы.
В ТНА для герметизации по валу широко применяются манжетные
уплотнения, эластичные, упругие, сегментные кольца и торцевые уп-
лотнения.
Основным типом манжет, применяемых для уплотнения вала, являются
конические (см. рис. 10.28), хотя встречаются V-образные и Г-образные.
Эти названия соответствуют профилю манжеты в поперечном сечении.
Корпус 1 манжеты (рис. 10.28) армирован металлическим кольцом 2.
Мостик 3 соединяет корпус с губкой 4, которая по периферии охвачена
прижимным устройством (пружиной) 5. От осевого перемещения манжета
фиксируется в корпусе агрегата.
Работоспособность и срок службы манжеты с ростом перепада давле-
ний уплотняемой среды и скорости на контактной поверхности резко
уменьшаются. Предварительный натяг манжеты на уплотняемую поверх-
ность обеспечивается ее губкой, которая направлена в сторону повышен-
ного давления, и нажимным устройством в виде браслетной пружины.
Внутренний диаметр манжеты DM всегда меньше диаметра вала Ов на
5...8 %. Допустимое удельное давление зависит от окружной скорос-
ти уплотняемой поверхности вала и материала манжеты. Например,
Т.М. Башта рекомендует принимать для резиновых манжет при окруж-
ной скорости вала и = 15 м/с и температуре не более 200 °C значение кон-
230
Рис. 10.29. Узлы уплотнения с манже-
тами при охлаждении зоны трения
циркуляцией компонента:
а - ло канавкам на валу; б - в тупи-
ковой зоне; 1 - лодшилник; 2 - сту-
пица; 3 - импеллер; 4 - втулка;
5 - вал; 6 - манжета
такгного линейного давления 9,5...13 г/мм. При большей окружной ско-
рости удельную нагрузку на контактной поверхности следует уменьшить.
Манжетные уплотнения применяются при перепадах давлений рабочей сре-
ды до 1 МПа. Для повышения работоспособности манжет вводятся допол-
нительные конструктивные элементы. Например, при высоких давлениях
уплотняемой среды под коническую часть манжеты устанавливают опор-
ную, поддерживающую шайбу (рис. 10.28, б). Для повышения герметич-
ности и надежности ставятся последовательно две манжеты (рис. 10.29).
Условия работы последовательно установленных манжет неодинаковы.
Смачивание контактной поверхности губки первой манжеты осущест-
вляется жидкостью из уплотняемой полости, а смачивание последующей
манжеты — только утечками из предыдущей. При этом наступает момент,
когда первая манжета полностью разгружается, в работу вступает вторая
и срабатывается раньше первой. В ТНА от герметизируемой полости до
дренажной на валу устанавливается не более двух манжет.
Для манжетных уплотнений ТНА преимущественно применяются
синтетические резины специальных марок и фторопласты, допускающие
работу при окружных скоростях на поверхности трения до 20 м/с, а в от-
дельных случаях и до 25 м/с. Обычные уплотнения из серийных резин
при длительной работе даже в среде машинных масел допускают окруж-
ные скорости не более 12м/с при диаметре вала 100 мм. С уменьшением
диаметра вала скорость скольжения следует снижать. Например, если
диаметр вала 10 мм, то окружная скорость не должна превышать 4 м/с,
так как с уменьшением диаметра вала ухудшается теплоотвод от зоны
контакта и увеличивается частота деформации губки манжеты, обуслов-
ленная биением уплотняемой поверхности.
Качество поверхности и точность изготовления при высокой относи-
тельной скорости скольжения контакта становятся основными фактора-
ми, влияющими на работоспособность манжеты. При уменьшении шеро-
ховатости вала до некоторого предела износ манжеты уменьшается. С уве-
личением высоты неровностей уплотняемой поверхности жидкостная
пленка смазки разрушается, а с уменьшением — поверхность не может
удержать пленку. Надежная работа манжеты обеспечивается шерохова-
тостью вала не меньше 0,63 мкм при и < 4 м/с и 0,32 мкм при и > 4 м/с.
Однако в агрегатах, работающих в условиях высоких температур, шерохо-
ватость поверхности вала должна быть не выше 0,16 мкм. Наличие неглу-
231
боких спиральных канавок до 0,05 мм, образованных на поверхности
вала в процессе его обработки, в зависимости от соотношения направления
вращения вала и расположения канавок, способствует или препятствует
утечкам жидкости. При несоосности и биении уплотняемого вала герметич-
ность уплотнения неизбежно нарушается, и биение поверхности вала не
должно превышать 0,08 мм.
Условия работы контактного уплотнительного устройства можно
улучшить конструктивными, технологическими и режимными мероприя-
тиями. Например, для минимизации температуры в зону контакта вводят
охлаждение, повышают антифрикционные свойства уплотнителя и качество
поверхности вала, вводят специальные технологические приемы обработки,
покрытия и т.п. Температуру в зоне контакта можно уменьшить наложе-
нием виброколебаний, использованием гидродинамических эффектов, при-
менением материалов с высокой теплопроводностью или охлаждением
трущихся поверхностей.
На рис. 10.29, а представлены узлы уплотнения с охлаждением зоны
трения манжет жидкостью путем ее циркуляции, создаваемой импелле-
ром 3, расположенным за подшипником 1. Поток жидкости разделяется:
часть идет на охлаждение и смазку подшипника 1, а остальное по отверс-
тиям ступицы 2 импеллера 3 попадает в каналы вала 5 и охлаждает втул-
ку 4, по которой скользят манжеты 6. Каналы выполнены на валу 5 так,
что жидкость, разворачиваясь, движется обратно и попадает в полость со
стороны лопаток импеллера 3. Для обеспечения эффективного охлаждения
зоны трения достаточно создать на валу (рис. 10.29, б) под манжетами
полость с развитой турбулентностью рабочей среды. Такие манжетные уп-
лотнения работают удовлетворительно при окружной скорости в месте
контакта до 25 м/с, с температурой рабочей среды от 220 до +480 К и пе-
репадом давлений до 2 МПа.
Торцевые уплотнения работоспособны при значительно больших пере-
падах давлений (до40 МПа),скоростях скольжения по контакту (добОм/с),
в диапазоне температур от 200 до 800 К. Несмотря на их конструктивную
сложность, эти уплотнения широко применяются в ТНА, так как обеспе-
чивают высокую герметичность при достаточно длительной работе и пов-
торных запусках.
По расположению в насосе относительно уплотняемой среды торцевые
уплотнения разделяют на наружные и внутренние, а по соотношению дейст-
вующих на контактное кольцо давлений — на разгруженные и нагружен-
ные. Уплотнения, в которые контактное давление в стыке больше давления
рабочей среды, называют нагруженными и применяют при малых пере-
падах давлений (не более 1,5 МПа). В ТНА ввиду высоких уплотняемых
перепадов давлений компонентов широко применяются уплотнения разгру-
женного типа.
Работоспособность уплотнения зависит от ширины контактного пояска
b = D2 — Di (рис. 10.30, а), с уменьшением которого снижается темпера-
тура в месте контакта, упрощается получение требуемой точности и шеро-
232
Рис. 10.30. Торцевые уплотнения:
а - с мембраной; б - с сильфоном; 1 - пружина; 2 - мембрана; 3 - втулка; 4 -
контактное кольцо; 5 - опорное кольцо; 6 - сильфон
ховатости контактных поверхностей, улучшается их смачиваемость. Прак-
тически с диаметром пояска = 60...80 мм рекомендуется принимать
Ь>3 мм, при/?! = 80...100 мм ширину пояска доводят до 6 мм.
В уплотнении с мембраной (см. рис. 10.30, а) втулка 3 с кольцом 4
крепится к корпусу насоса через мембрану 2, которая обеспечивает ей
осевое перемещение при работе. Недостаток такого уплотнения — малый
осевой ход втулки 3 (не более 1,5 мм), что неприемлемо в ТНА с высоким
ресурсом и сложной циклограммой работы.
В уплотнении с сильфоном (рис. 10.30, б) поступательно движущаяся
втулка 3 с кольцом 4 крепится к корпусу насоса через сильфон 2. По срав-
нению с мембраной сильфон допускает большее осевое перемещение, что
увеличивает срок службы уплотнения. Недостатком его является слож-
ность изготовления, большие осевые размеры и частое разрушение свароч-
ного стыка между сильфоном 2 и втулкой 3 из-за высоких динамических
нагрузок при работе ТНА. Поэтому биение контактного кольца, вращающе-
гося со скоростью ш > 1000 1/с, не должно превышать 3...8 мкм, а в ряде
конструкций ТНА — составлять не более 1...2 мкм.
На герметичность торцевого уплотнения оказывает влияние плоскост-
ность контактирующих поверхностей кольца, отклонение которой допус-
кается не более 0,8...1,0 мкм, а шероховатость рабочих поверхностей не
должна превышать 0,16 мкм.
Материал контактных пар колец выбирается в зависимости от назна-
чения уплотнения, скорости скольжения по торцу, свойства уплотняемой
среды. В качестве материала уплотнительного кольца применяют графиты,
металлокерамику, фторопласты, ситалофторопласты. Опорную деталь
уплотнения выполняют из коррозионно-стойкой стали с термообработкой
поверхности до твердости 50...60 HRC или на ней делают твердосплавную
наплавку.
К недостаткам торцевых уплотнений следует отнести их значительные
габаритные размеры, высокую стоимость по сравнению с многими другими
типами уплотнений, сложность в изготовлении и монтаже.
233
Рис. 10.31. Уплотнения с упру-
гими кольцами:
а - упругое кольцо; б - уста-
новка упругого кольца в паз;
в - упругое кольцо с разгрузоч-
ным отверстием; 1 - опорная
втулка; 2 - упругие кольца;
3 - втулка
Для разделения по-
лостей с газом от агрес-
сивной жидкости, в том
числе и криогенных, с
перепадами давлений до
5 МПа при окружной ско-
рости в месте контакта до
80 м/с, применяются уп-
лотнения с упругими
кольцами (рис. 1031). Упругие кольца 2 по внешней поверхности плотно
прижаты к корпусу или втулке 1. Сила прижатия кольца к корпусу (втул-
ке) обеспечивает их неподвижное положение при вращении вала. Кольцо
прижимается к корпусу силами упругости, к которым во время работы
добавляется усилие от давления жидкости. Основные размеры такого
уплотнения приведены на рис. 10.31, а, б.
Выбор материала колец зависит от физико-химических свойств уп-
лотняемой среды. В ТНА кольца чаще изготавливают из пружинной стали,
высокосортного чугуна перлитовой структуры или высокооловянистой
бронзы типа Бр010Ф1, БрОС16-5. Кольца в свободном состоянии должны
иметь в месте разреза просвет 0,1...0,2 мм. Втулки вала и корпуса, в кото-
рых работает упругое кольцо, изготавливают из легированной стали, а
их поверхности имеют твердость более 58 HRC, что достигается соответ-
ствующей термической или химико-термической обработкой.
При высоком перепаде давлений рабочей среды упругие кольца быстро
изнашиваются. Для уменьшения износа кольца и создания жидкостной
пленки по торцу в нем делают ряд отверстий (рис. 10.31, в), что значи-
тельно увеличивает срок службы, хотя и уменьшает герметичность узла.
При установке упругих колец в несколько рядов в последнем отверстий
не делают, обеспечивая тем самым герметичность всего узла.
Для герметизации полостей газовой турбины с высокой температурой
или насоса, подающего криогенную жидкость, широко применяют уплот-
нения с разрезанными на три сегмента кольцами, чаще с зазорами между
сегментами 0,3...0,6 мм (рис. 10.32). Сегменты 3 располагаются в гнезде
корпуса с осевым зазором 0,02...0,06 мм и прижимаются к поверхности
вала браслетной пружиной 2, располагаемой в канавке по их наружной
цилиндрической поверхности. От проворачивания они удерживаются штиф-
234
Рис. 10.32. Уплотнение с кольцевыми
сегментами:
1 - опорное кольцо; 2 - браслетная пру-
жина; 3 - сегменты кольцевые; 4 -
штифт
том 4, который входит в гнездо опор-
ного кольца 1 или корпуса и в отвер-
стие одного из сегментов. Кольцевые
сегменты притираются к валу и при-
жимаются давлением из уплотняемой
полости своими боковыми поверх-
ностями к стенкам пазов так, что создают герметизацию одновременно по
цилиндрической и торцевой поверхностям. Для повышения герметич-
ности узел такого уплотнения может иметь два или три последовательно
установленных кольца из сегментов. При этом их фиксируют относительно
корпуса так, чтобы торцевые зазоры между сегментами соседних колец
смещались относительно друг друга. По мере износа сегментов торцевой
зазор между ними уменьшается при неизменном контакте по поверхности
вала. Кольцевые сегменты изготавливаются из графита или графитизиро-
ванного чугуна с обязательной приработкой по уплотняемой поверхности.
БЕСКОНТАКТНЫЕ УПЛОТНЕНИЯ
Отличительный признак уплотнений бесконтактного класса — обяза-
тельное наличие зазора, который в процессе работы полностью или частич-
но заполнен рабочей средой, принимаемой непосредственное участие в соз-
дании уплотнительного эффекта. Классификация бесконтактных уплотне-
ний основана на взаимодействии рабочей среды с элементами уплотнения
в полостях и зазорах узла. В ТНА и БНА широко применяются бескон-
тактные статические и гидродинамические уплотнения.
В статических уплотнениях малый зазор в сочетании с трением между
уплотняющими поверхностями и потоком жидкости препятствует ее утеч-
кам практически без затрат мощности. Статические уплотнения создают
ограничение утечкам жидкости и тем большие, чем меньше зазор и больше
вязкость уплотняемой среда. Из-за больших утечек рабочей среды при
стоянке бесконтактные статические уплотнения используются главным
образом в качестве предварительных внутренних уплотнений полостей
насосов и турбин.
В гидродинамических бесконтактных уплотнениях обеспечивается
активное сопротивление течению уплотняемой среды. В таких уплотне-
ниях мощность затрачивается как на перемещение жидкости, так и на
преодоление трения вращающихся деталей о жидкость, что сопровож-
дается выделением тепла. Для создания нормального температурного
режима работы узла требуется постоянный отвод тепла из рабочей зоны.
235
Лабиринтные уплотнения представляют собой ряд последовательно
расположенных кольцевых полостей (камер) и выступов (гребней).
Схемы наиболее типичных форм камер и гребней представлены на
рис. 10.33. При одностороннем расположении гребней с постоянным ра-
диальным зазором (рис. 10.33, а) на входе в него поток жидкости су-
жается, в камере лабиринта внезапное расширение приводит к турбулиза-
ции и перемешиванию всей массы. В конце камеры из объема струи выде-
ляется поток постоянной массы, который вытекает во вторую щель и т.д.
Присоединенные массы окружающей среды, оставаясь в камере, циркули-
руют и вновь примешиваются к входящей струе. Влияние формы камер
и канавок на эффективность уплотнения, как показывают опыты, неод-
нозначно. В области автомодельного режима течения жидкости гидравли-
ческое сопротивление лабиринтного зазора возрастает по сравнению с
гладкой щелью примерно на 30 %. Установлено, что наибольшей эффек-
тивностью обладают аксиально- и радиально-ступенчатые лабиринты
(рис. 10.33, в, г), обеспечивающие при одинаковом радиальном зазоре
в 1,7...2 раза меньшие протечки, чем гладкая щель.
Щелевые бесконтактные уплотнения статического типа широко при-
меняются в ТНА в качестве внутренних уплотнений. Малый радиальный
зазор 5 уплотнения (рис. 10.34) в сочетании с трением жидкости между
поверхностями длиной L, образующими зазор, препятствует ее утечкам.
Степень совершенства такого уплотнения характеризуется коэффициен-
том расхода д. С ростом эффективности уплотнения величина д умень-
шается, что характеризует увеличение гидравлического сопротивления
Рис. 10.33. Схемы статических лабиринтных уплотнений:
а - ступенчатое; б - ступенчатое со встречным барьером; в - аксиально-ступенча-i
тое; г - радиально-ступенчатое
Рис. 10.34. Схемы бесконтактных уплотнений колеса центробежного насосав виде:
а - гладкой щели; б - многоярусной ступенчатой щели
236
щели. Наиболее широко используется зависимость, которая для гладкой
щели высотой 8 и длиной L (рис. 10.34, а) имеет вид
М = +^)"°’5- (10.17)
Z о
Здесь — сумма коэффициентов местных сопротивлений входа и выхода
щели. Для гладкой щели f вх + ?вых = 1...1,5. При полностью закрученном
на входе в щель потоке = fBX + fBbIX = 1. Поток без закрутки -
Ге = 1,5-
Значение коэффициента трения для автомодельной области течения
жидкости в щели (Re > 1 • 10s) составляет X = 0,03...0,04. Так как утеч-
ки жидкости через уплотнение уменьшаются с увеличением сопротивле-
ния, то необходимо увеличить гидравлические потери в щели, искусственно
создавая сопротивление введением острых кромок, внезапных расшире-
ний, поворотов и т.п. На рис. 10.34, б представлено уплотнение с тремя
последовательно расположенными щелями и пятью поворотами между
ними. Сопротивление всего тракта уплотнения обусловливается суммой
потерь на выходе из первого канала, при входе во второй и т.д. Коэффи-
циент расхода для такого уплотнения
М=(3-^ +Гвх + 5Гпов+Гвых)’0’5- (Ю.18)
2d
В насосах ТНА для щелевого уплотнения, представленного на
рис. 10.34, б, д = 0,25...0,35. Существенного уменьшения д (до 0,15...0,2)
можно достичь винтовой нарезкой на вращающейся охватываемой корпу-
сом поверхности ротора.
Во всех случаях утечки жидкости через бесконтактные статические
уплотнения достаточно велики и увеличиваются с ростом величины радиаль-
ного зазора в уплотнении, который зависит от биения вала, его деформации
в процессе работы, износа опоры, допусками на изготовления и наличием
гарантированного радиального зазора 5. Из конструктивных и технологи-
ческих условий, с учетом возможной деформации элементов щели и обес-
печения надежной работу агрегата радиальный зазор изменяется в пре-
делах: 5 = 0,1 ...0,2 мм. Большие значения 6 соответствуют более высоким
параметрам насоса (со, Н, К) и его ресурса. Значение 5 рассчитывается
построением размерной цепи для наиболее напряженных условий работы
агрегата, что часто приводит к необоснованно большому расчетному
зазору 5.
Уменьшить его до минимальной величины можно при использовании
щелевого уплотнения с плавающим кольцом (рис. 10.35). По существу
уплотнение представляет собой комбинацию бесконтактного щелевого
и контактного с кольцом. Рекомендации по выбору размеров уплотнения
приведены в табл. 10.1.
237
в
Рис. 10.35. Конструктивные схемы щелевого уплотнения и эпюра сил давления на пла-
вающем кольце:
а, в - прижатого по гладкому торцу; б - прижатого по сферической поверхности;
1 - опорное кольцо; 2 - плавающее кольцо; 3 - гайка; 4 - центробежное колесо
В период запуска агрегата осевое перемещение плавающего кольца 2
в сторону колеса 4 ограничено опорной поверхностью, фиксирующей
гайки 3. При работе плавающее кольцо 2 торцем прижимается давлением
жидкости (см. эпюру давления) к поверхности опорного кольца 1. Нали-
чие пленки жидкости в зоне контакта поверхностей колец 1 и 2 улучшает
их работоспособность и зависит от параметров рабочей жидкости и соот-
ношения сил давлений на поверхностях кольца 2. Для нормальной работы
уплотнения плавающее кольцо разгружают от сил давления, выполняя
в нем отверстия, скосы, проточки и т.п. Изменяя форму плавающего коль-
ца, уплотняющую щель, можно выполнить по его наружной поверхности
(рис. 10.35, в).
Таблица 10.1
Рекомендации по выбору размеров уплотнении
Параметр уплотнения Диаметр уплотнения £>упл, мм
18...27 27...40 40...60 60...90 90...135 135...200
L 6 7 8 10 14 20
В 3 3,5 4 5 7 10
Б 6,1 7,2 8,3 10,4 14,5 20,6
238
Работа щелевого уплотнения на установившемся режиме и в период
перехода ротором через резонансные частоты сопряжена с контактом пла-
вающего и опорного колец по линии окружности, что недопустимо. В этом
случае целесообразно выполнять опорное кольцо состоящим из двух частей
и с контактом меаду ними по сферической поверхности (рис. 10.35, б)
радиусом R с центром на оси вращения ротора ТНА в месте расположения
ближайшей опоры.
Поскольку работа уплотнения с плавающим кольцом происходит при
непосредственном контакте его основных элементов, то следует помнить,
что при их соприкосновении возможны взаимные деформации деталей,
а в некоторых рабочих компонентах и особенно в активной окислитель-
ной среде — возгорание с аварийным исходом.
Выбор материалов контактирующих пар уплотнения, их твердость
и термообработка в существенной степени определяются рабочей средой.
Для большинства компонентов топлив ЖРД хорошо себя зарекомендовала
при изготовлении опорного кольца и колеса насоса сталь 20X13 твердостью
HRC 42...49, а плавающего кольца твердостью НВ 207...428. Возможны
комбинации различных материалов, например, при подаче жидкого кис-
лорода колесо насоса выполняют из алюминиевого сплава АЛ4 с покры-
тием хрома толщиной 30...70 мкм, опорное кольцо из стали 20X13
или 95X18 твердостью HRC 46...54, а плавающее кольцо из бронзы
БРАЖМц-10-3-1,5 или БРОС5-25.
В ТНА широко применяются бесконтактные гидродинамические уплот-
нения, осевые (винтоканавочные и лабиринтно-винтовые) и радиальные
(импеллеры).
Основной элемент винтоканавочного уплотнения — винтовая нарезка
на валу или на корпусе, которая при значительном перепаде давлений
получается большой длины. Для винтоканавочного уплотнения существен-
на зависимость создаваемого перепада давлений от величины радиального
зазора между валом и корпусом, выполняемого минимальным. Для лаби-
ринтно-винтовых уплотнений характерны винтовые нарезки на валу и кор-
пусе, выполненные в противоположных направлениях.
В гидродинамическом радиальном уплотнении основным элементом
служит диск (импеплер), заключенный в полость (рис. 10.36). Импеллер
Рис. 10.36. Схемы гидродинамического радиального уплотнения:
а — импеллер с бандажом и пазами; б — импеллер открытый с лопатками
239
с одной стороны гладкий, а на другой имеет радиальные лопатки толщи- |
ной 8 или пазы шириной Ь, выполненные высотой h. Импеллер на валу )
устанавливается гладкой поверхностью в сторону полости высокого давле-
ния. Жидкость движется по валу ротора в сторону низкого давления и
заполняет полость с импеллером. При вращении импеллера жидкость под
действием лопаток тоже будет вращаться. При этом на каждую частицу
жидкости, заполнившей каналы импеллера, действует сила давления,
направленная к центру, и центробежная — противоположного направле-
ния. В случае их равенства перетекание жидкости в радиальном направле-
нии к центру прекратится. Величина перепада давлений, удерживаемого
импеллером, определится по формуле
— Рим - Рг = ------- (D 2 - D 2) ,
Г г ИМ г г 4 v им г7’
(10.19)
где рим - давление на диаметре £>им‘> рг - давление в газовой полости
(дренажа); ^2 - коэффициент напора для существующих конструкций
и режимов работы равен 0,83.„О,9; рж - плотность жидкости.
Максимальное давление, которое удержит импеллер, при положении
границы жидкости на диаметре (£>г - с?вт)
(10.20)
Уплотнение обеспечивает герметичность при условии, когда минималь-
ный диаметр жидкостного кольца £>г > е/вт. В противном случае жидкость
изуплотняемой полости перетекает через импеллер по валу,что недопустимо.
На лопаточной стороне импеллера при нормальной работе уплотнений
одновременно образуются газовая полость размером (Dr -- с?вт) и жидкост-
ная — (Дим - Таким образом, роль герметизатора обеспечивает вра-
щающееся жидкостное кольцо толщиной (£>им - Dr), которое удерживает
перепад давлений на уплотнении и препятствует проникновению газа из
соседней полости (дренажной) или из полости турбины в насос. Проникно-
вение газа (барботаж) через вращающееся кольцо жидкости (Оим — Дг)
связано с вихревым относительным течением жидкости и газа в каналах
импеллера. Для открытого импеллера (без бандажа) (рис. 10.36, б) газ
начинает проникать через уплотнение при £>Г/С>ИМ > 0,8, а с бандажом
это соотношение составляет не более 0,9 при условии перекрытия осевого
зазора бандажом на 2 мм (рис. 10.36, а).
Энергетический анализ показывает, что при прочих равных условиях
затрачиваемая в гидродинамическом уплотнении мощность обратно про-
порциональна квадрату угловой скорости N ~ ш~2. Следовательно, их це-
лесообразно применять в высокооборотных агрегатах, каким является
ТНА. Уменьшение мощности, затрачиваемой на привод импеллера, достигают
увеличением коэффициента напора. Для разного числа лопаток или пазов
коэффициент напора ^2 изменяется неоднозначно и в экономичном уп-
240
лотнении число лопаток импеллера Z > 6 или пазов Z = 8...12. Высоту
лопаток (глубину пазов) импеллеров с £>им = 40...120 мм рекомендуется
выбирать в пределах h = 3...4 мм. Изменение осевого и радиального зазо-
ров в диапазоне от 2 до 5 мм не оказывает существенного влияния на эф-
фективность работы уплотнения.
Возможность уплотнять суспензии, химически активные жидкости
и работать в широком диапазоне изменения режимных параметров агре-
гата способствует широкому использованию таких гидродинамических
уплотнений в ТНА ЖРД. Они широко применяются в комбинации с раз-
личными уплотнениями, а сами иногда выполняются в несколько ступе-
ней. В практике известны конструкции с пятью импеллерами (пятисту-
пенчатое уплотнение). При использовании многоступенчатых импеллеров
сохраняется герметичность насоса на нерасчетных (пониженных) режи-
мах работы ТНА по угловой скорости.
КОМБИНИРОВАННЫЕ УПЛОТНЕНИЯ
Создание современных уплотнительных систем на валу ТНА немыс-
лимо без комбинационного применения отдельных видов или типов уплот-
нений. Даже такое простое уплотнение как манжетное, применяемое само-
стоятельно, не ставится без дренажа, перепуска или системы автоматичес-
кого регулирования удельного давления контакта манжеты на поверхность
вала. Как правило, ни одно из известных уплотнений не обеспечивает пол-
ную герметизацию полостей ТНА, работающего по сложной циклограмме
с множеством пусков и длительными остановами. В связи с этим появляют-
ся конструкции с различными по принципу действия уплотнениями, выпол-
няющими только определенную роль. Взаимодействие входящих в комби-
нацию элементов и уплотнений обеспечивает повышенную надежность узла
в целом. Описать все комбинации уплотнений весьма затруднительно из-за
большого их количества^ выбор каждого определяется задачами и парамет-
рами насосного агрегата, а также его гидравлического тракта, связанного
с проточной частью насоса.
При проектировании ТНА возможны комбинации уплотнительных
устройств, представляющих собой сочетание нескольких бесконтактных
и контактных уплотнений. В число элементов уплотняющего узла включают
системы перепуска и отсечек, полостей с буферными средами, которые
связаны гидравлически. Иногда некоторые из уплотнительных узлов
служат не только для уплотнения, ноидляподачи рабочей жидкости с задан-
ными параметрами в систему обеспечения работоспособности двигатель-
ной установки, например питание вспомогательных ЖГГ низкого давле-
ния и т.п.
Конструкция уплотнительного узла полости высокого давления при
комбинации импеллера с другими типами уплотнений (щелевого, торце-
вого, манжетного) представлена на рис. 10.37.
241
Рис. 10.37. Комбинированное уплотнение многорежимного насоса:
1 - втулка; 2 - манжета; 3 - уплотнительное кольцо; 4 - пружина; 5 - контакт-
ное кольцо; 6 - импеллер; 7 - подшипник; 8 - плавающее кольцо; 9 - центробеж-
ное колесо; 10 - вал
Вал 10 насоса с центробежным колесом 9 и плавающим кольцом 8
щелевого уплотнения установлен на подшипниках качения, один из кото-
рых (поз. 7) охлаждается компонентом, проходящим щелевое уплот-
нение с кольцом 8. За подшипником расположен импеллер 6, к торцевой
поверхности которого со стороны лопаток пружиной 4 поджато кольцо 5
торцевого уплотнения, предотвращающее дальнейшее движение компонен-
та на валу. Страхующая манжета 2 установлена после щели, выходящей
в дренажную полость между втулкой 1 и корпусом торцевого уплотнения.
Особенность рассматриваемой конструкции заключается в последо-
вательной установке уплотнений различного типа, эксплуатационные харак-
теристики которых последовательно, по ходу движения предполагаемых
протечек компонента, понижаются, а герметизирующие свойства повы-
шаются, что позволяет создать абсолютно герметичный узел для уплотне-
ния полости высокого давления. До запуска агрегата роль основного уплот-
нения выполняет торцевое нагруженного типа, в котором необходимое
удельное давление обеспечивается пружиной 4. При выходе агрегата на но-
минальный режим утечки компонента высокого давления из центробеж-
ного колеса 9 поступают через щелевое уплотнение с плавающим коль-
цом 8 и далее в подшипник 7. Для уменьшения расхода жидкости через по-
лость подшипника, разгрузки его от осевых сил и обеспечения циркуля-
ции жидкости между полостью с импеллером 6 и центробежным колесом 9
в стенке над подшипником выполнены отверстия. Импеллер 6 ограничи-
вает дальнейшее движение жидкости по валу, отбрасывая ее к периферии
в трубопровод перепуска для подачи на вход в насос. Со стороны лопаток
242
импеллера устанавливается граница раздела жидкость — газ, а капельки
жидкости задерживаются кольцом 5 торцового уплотнения, работающего
в режиме полужидкостного трения. Просочившаяся через торцевое уплот-
нение жидкость и ее пары по щели над втулкой 1 попадают в полость дре-
нажа и отводятся от вала, что облегчает условия работы манжеты 2, выпол-
няющей роль страхующего уплотнения.
Во всех конструкциях ТНА полость уплотнения с импеллером разоб-
щается с внешней средой или полостью соседних насосов одним или рядом
контактных уплотнений. Широко применяются комбинации манжет с
бесконтактными уплотнениями. Конструкция комбинированного уплот-
нения (рис. 10.38) шнекоцентробежного насоса со стороны входа рабочей
жидкости в шнек 9 обеспечивает высокую степень герметичности на всех
режимах. За подшипником 7 расположено гидродинамическое уплотнение
с радиальным импеллером 6, имеющим с обеих сторон лопатки 4 и 5.
Далее по валу установлен ряд манжет 3, 2, 1, разобщенных между собой
дренажными полостями, которые сообщаются с полостью низкого давле-
ния для сброса протечек уплотняемой жидкости и ее паров. Манжета 2
за первой дренажной полостью герметизирует узел и не допускает попада-
ния по валу агрегата капель и паров рабочей жидкости, которые могут
иногда просочиться через манжету 3. Подшипник 7 охлаждается и смазы-
вается компонентом, циркулирующим от лопаток 5 импеллера 6, а лопат-
ки 4 ограничивают течение жидкости к валу. При этом создается граница
раздела жидкости и газа по радиусу импеллера со стороны лопаток 4.
Конструкция комбинированного уплотнения, представленного на
рис. 10.39, обеспечивает герметизацию полости с высоким давлением
Рис. 10.38. Комбинированное уплотнение со стороны входа в насос:
1, 2, 3 - манжеты; 4, 5 - лопатки импеллера; 6 - импеллер; 7 - подшипник; 8 -
вал; 9 - шнек
Рис. 10.39. Комбинированное уплотнение полости насоса с высоким давлением жид-
кости:
1 - центробежное колесо; 2 - плавающее кольцо; 3 - лопатки импеллера; 4, 5, 6 -
манжеты; 7 - шайба
рабочей среды и включает в себя бесконтактные уплотнения: щелевые с
плавающим кольцом 2 и гидродинамические с радиальными лопатками 3,
выполненными на торце центробежного колеса 1, а также контактные
уплотнения по валу (манжеты 4, 5 и 6) с дренажными полостями между
ними для отвода протечек, как уплотняемой жидкости, так и ее паров.
При запуске ТНА жидкость высокого давления с выхода из центробеж-
ного колеса 1 по боковой пазухе поступает в щелевое уплотнение с плаваю-
щим кольцом 2 и, отбрасываемая лопатками 3 гидродинамического уплот-
нения, движется по каналу с шайбой 7 на вход в насос (по стрелке). Прин-
цип постановки и работа манжет 4, 5, 6 аналогичны конструкции, представ-
ленной на рис. 10.38.
При высоком значении давления в газовой полости рг >рвх надежное
отделение ее от жидкостной обеспечивается комбинированным уплотне-
нием, представленным на рис. 10.40, которое включает: стояночное (кон-
тактное) уплотнение 2, гидродинамическое с импеллером 1 и щелевое
с плавающим кольцом 4. Для запирания газовой полости с высоким зна-
чением давления рг к импеллеру 1 подводится жидкость с выхода из
насоса через настроечное гидросопротивление (шайбу) 5 с давлением
р = рг + Дрим. Из полости с импеллером 1 жидкость через подшипник 3
по зазору между корпусом и валом поступает на вход в насос. Для под-
держания постоянной величины высокого значения давления р и снижения
расхода циркулирующей жидкости на валу установлено плавающее коль-
цо 4 щелевого уплотнения. Настройка заданного давления р на входе в
полость с импеллером осуществляется с помощью шайбы 5.
Рис. 10.40. Конструктивная схема системы уплотнений для герметизации газовой
полости высокого давления:
1 - импеллер; 2 - стояночное уплотнение; 3 - подшипник; 4 - плавающее кольцо;
5 - настроечное гидросопротивление (шайба)
Рис. 10.41. Комбинированный узел с отходящим торцевым уплотнением:
1 - лопатки импеллера; 2 - кольцо торцевого уплотнения; 3 - подвижная втулка;
4 - шарик; 5 - стакан; 6 - пружина; 7 - сильфон; 8 - вал
244
Известно большое количество конструкций комбинированных уплот-
нений, в которых используется воздействие центробежных сил на элемент,
отключающий или включающий контактное уплотнение в работу. На
рис. 10.41 представлена конструкция с отходящим торцевым уплотнением,
состоящим из установленного на валу 8 стакана 5 с выполненными по его
периферии лопатками 1 импеллера. Подвижная втулка 3 с кольцом 2
торцевого уплотнения связана со стаканом 5 сильфоном 7 и поджимается
пружиной 6.
При невращающемся роторе или при малых его окружных скоростях
герметичность обеспечивается торцевым уплотнением. Лопатки 1 импелле-
ра работают эффективно при определенной (расчетной) угловой скорости
ротора. Под действием центробежных сил шарики 4 перемещаются по
пазам подвижной втулки 3 в радиальном направлении от оси вала 8. Под-
вижная втулка 3 сдвигается вправо до упора в бурт стакана 5, отключая
тем самым торцевое уплотнение. Герметичность узла создается только
лопатками 1 гидродинамического уплотнения. С уменьшением угловой
скорости вала втулка под действием пружины 6 возвращается в исходное
положение,и тогда при малой угловой скорости и неподвижном роторе
герметичность обеспечивается торцевым уплотнением.
В комбинированном уплотнении, представленном на рис. 10.42, при
неподвижном роторе надежно герметизирует манжета 3. Центробежные
силы при вращении вала отжимают контактную поверхность манжеты
и достаточный уплотняющий эффект создает импеллер 2. От чрезмерного
раскрытия губки манжеты ограничены охватывающим их кольцом 1.
Применять такое уплотнение можно после тщательной отработки узла и
с учетом допустимой нагрузки на манжеты от центробежных сил. В случае
чрезмерной перегрузки манжета после остановки вала не сразу восста-
новит нужное давление на контактной поверхности, и герметичность,
по крайней мере временно, может быть нарушена.
Рис. 10.42. Комбинированное уплотнение с отходящей манжетой:
1 - ограничительное кольцо; 2 - импеллер; 3 - манжета; 4 - вал; 5 - втулка
Рис. 10.43. Комбинированное уплотнение насоса:
1 - плавающее кольцо; 2 - центробежное колесо; 3, 4 - импеллеры
245
Высокий ресурс, сложная циклограмма работы ТНА зачастую не поз-
воляет использовать контактные уплотнения. В этом случае поступаются
экономичностью агрегата и устанавливают только комбинации бесконтакт-
ных уплотнений. В уплотнительном узле насоса с центробежным колесом 2
(рис. 10.43) щелевое уплотнение с плавающим кольцом 1 и гидродинами-
ческое уплотнение с двумя импеллерами 3 и 4 установлены последователь-
но. При любом режиме работы насоса по напору и угловой скорости вала
импеллеры обеспечивают разделение жидкостной и газовой полостей.
С увеличением давления полость с импеллером 3 заполнена жидкостью
полностью, а граница раздела фаз устанавливается на лопатках импелле-
ра 4. При уменьшении давления уплотняемой среды в основном работает
импеллер 3, а в полости импеллера 4 жидкость отсутствует.
Выбор типов уплотнений, их конструкция и комбинация для ТНА мно-
горазового пуска зависят от продолжительности паузы, длительности рабо-
ты на режиме, свойств уплотняемой среды и т.п. Например, при небольшой
паузе повторный запуск ЖРД бывает затруднен из-за высокой температуры
неостывшей камеры двигателя и поэтому целесообразно после останова
двигателя ее охладить. Для этого можно использовать один из компонен-
тов топлива, заполнившего полость насоса. В данном случае конструкция
уплотнительного узла упрощается, так как можно применить только бес-
контактные уплотнения.
10.8. ОПОРЫ КАЧЕНИЯ РОТОРОВ
ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
В ТНА ЖРД применяются преимущественно подшипники качения,
и, в основном, шариковые. Возможность применения других, по принципу
работы, подшипников (гидростатических, гидродинамических, гидро-
статодинамических и т.п.) связана с ресурсом работы ТНА, конструкцией
уплотнительных систем, допустимыми осевыми габаритными разме-
рами и тл.
В зависимости от сочетания основных параметров ТНА формулируются
требования к опорам его ротора:
абсолютная надежность в работе при высоких угловой скорости вала
и темпе набора частоты вращения ротора ТНА;
высокая грузоподъемность по радиальным нагрузкам при восприятии
значительных осевых;
минимальные потери на трение во всем диапазоне режимов работы ТНА;
стойкость материалов опор в соответствующих рабочих средах, в том
числе и агрессивных, при одновременной стойкости в воде.
Наиболее полно поставленным требованиям удовлетворяют опоры
с подшипниками качения. По сравнению с подшипниками, скольжения
они просты в монтаже при одновременной стабильности конструктивных
246
параметров, обладают меньшим коэффициентом трения, достаточно высо-
кой грузоподъемностью и малыми размерами.
По точности изготовления в соответствии с ГОСТ 520—71 установлен
ряд из пяти классов точности шарикоподшипников: 2 — сверхвысокий;
4 — особовысокий; 5 — высокий; 7 — повышенный; 0 — нормальный,
а по международной системе (СТ СЭВ 774—77) соответственно — Р2,
Р4, Р5, Р6, Р0. Обозначение класса точности ставится перед номером под-
шипника, определяющего его габаритные размеры. Перед классом точ-
ности в соответствии с таблицей отраслевой нормали отмечается номер
ряда, характеризующий величины радиального зазора и осевого люфта
подшипника. При нормальном изготовлении, без особых требований по
радиальному зазору и осевому люфту, дополнительное обозначение иск-
лючают.
Для роторов ТНА применяют шарикоподшипники (рис. 10.44) высо-
кого и повышенного классов точности 3-го ряда с хорошо отбалансирован-
ными сепараторами, изготавливаемыми точением. Внутреннее разъемное
кольцо (рис. 10.44, б) позволяет установить большее число шариков,
что увеличивает работоспособность подшипника и возможность восприни-
мать большую, на 25...30 %, нагрузку. Их беговые дорожки выполняют
более глубокими, обеспечивая касание шарика по трем точкам и повышен-
ное значение угла контакта Д. Трехточечные шарикоподшипники приме-
няют в опорах ротора повышенной грузоподъемности, а также для восприя-
тия значительной осевой неуравновешенной силы.
Наиболее слабым элементом высокоскоростного шарикоподшипника
является сепаратор. Для стабилизации своего положения он центрируется
по внутреннему (рис. 10.44,а) либо по наружному кольцу (см. рис. 10.44,6).
При центрировании сепаратора по внутреннему кольцу действие центро-
бежных сил не вызовет заедания сепаратора, так как зазор между сепара-
тором и кольцом с ростом частоты увеличивается, что важно при работе
в криогенных компонентах. Однако центрирование сепаратора по внешне-
му кольцу позволяет снизить сопротивление при течении компонента
благодаря увеличенному внутреннему зазору. Жидкость в полости подшип-
ника под действием центробежной силы увлекается к периферии, смазы-
вает центрирующую наружную поверхность сепаратора и обеспечивает
отвод тепла от сепаратора через более холодное наружное кольцо.
Высокая работоспособность шарикоподшипников при центрировании
сепаратора по внешнему кольцу возможна при хорошем отводе тепла тре-
Рис. 10.44. Шариковые подшипники с двух-
точечным (а) и трехточечиым (б) кои-
тактами:
1 - наружное кольцо; 2 — шарик; 3 - сепа-
ратор; 4 — внутреннее кольцо
б
1А1
ния, что обеспечивается протоком охлаждающего компонента и поддержа-
нием заданного значения рабочей температуры в полости. В противном
случае при нагреве сепаратора возможно его заклинивание в наружном
кольце подшипника и не исключена поломка.
В процессе работы высокоскоростных подшипников происходят
не усталостные явления в виде выкрашивания шариков и беговых доро-
жек, а износ шариков и сепараторов, который, начавшись, приобретает
лавинообразный характер. За короткий срок работы у сепаратора могут
полностью износиться перемычки, при этом износ шариков достигает
всего 20 мкм.
На работоспособность подшипника влияет выбор материалов его
деталей. Распространенными материалами для изготовления колец подшип-
ников и тел качения являются хромистые стали марок: 1ПХ15, ШХ9, ШХ6,
ШХ15СГ, имеющие после термообработки твердость колец HRC 62...65,
шариков HRC 62...66. Материал подшипника для работы в химически
активной или криогенной жидкостях следует подбирать с учетом ее физи-
ко-химических свойств и активности. Так, четырехокись азота (N2O4),
растворяясь в воде при промывке агрегата, образует раствор азотной
кислоты, вызывающий коррозию названных сталей и в этом случае сле-
дует применять коррозионно-стойкую сталь 95X18-Ш. Сепараторы изго-
тавливают из сталей типа 12Х18Н9Т, бронзы БРАЖМц10-3-1, 5, алюминие-
вых сплавов АК-4 и Д1-Т, фторопласта-4. Применение фторопластов сни-
жает коэффициент трения, но из-за его низкой теплопроводности при
нагревании сепаратора во время работы возможна потеря им формы
(псевдотекучесть).
На выбор материалов оказывают влияние не только условия работы
подшипника, но и хранение ТНА. Например, при работе опоры в протоке
жидкого кислорода консервация подшипника с применением масел не
допускается, поэтому следует использовать коррозионно-стойкие стали
типа 95X18, 95X13 и другие материалы, стойкие в криогенной среде и
обработанные холодом.
Обозначение материала подшипника ставят после его номера, характе-
ризующего габаритные размеры. Так подшипник, выполненный из корро-
зионно-стойких сталей, обозначается: Ю1, Ю2, ЮЗ и т.д.; подшипник с се-
паратором из безоловянистой бронзы — Б1, Б2, БЗ и т.д.; подшипник из
алюминиевых сплавов — Д1, Д2, ДЗ и т.д.; подшипники из сталей типа U1X
со специальными присадками (ванадий, кобальт и др.) обозначаются Э.
В ТНА ротор может быть двух- или четырехопорным, в зависимости
от числа валов, каждый из которых опирается на две или реже на три
опоры (см. рис. 10.2, к, л).
Подшипник на валу устанавливается с минимальным радиальным
зазором. Гнездо в корпусе под подшипник и шейка вала обрабатывается
с точностью, обеспечивающей заданный натяг или зазор. Чаще применяются
два вида комбинаций: 1) на валу с натягом, а в корпусе по посадке сколь-
жения или с небольшим зазором; 2) на валу по посадке скольжения, а в
248
корпусе с натягом. Следует помнить, что после сборки действительный
радиальный зазор будет уменьшен по сравнению с начальным из-за дефор-
мации наружного кольца, запрессованного в корпусе или из-за увеличения
размеров внутреннего кольца, напрессованного на вал. Точность опоры
должна быть соизмерима с точностью изготовления и монтажа подшипни-
кового узла в целом. При этом должно быть обеспечено высокое центри-
рование вала, низкий коэффициент трения и его постоянство на всех режи-
мах работы ТНА.
Схема установки вала ТНА на подшипники качения зависит от сил,
действующих на ротор, расстояния между опорами и ресурса их работы.
Для малоресурсных ТНА при небольшом расстоянии между опорами
и сбалансированной осевой нагрузке применяются схемы, приведенные
на рис. 10.45, а, б. Оба подшипника обязательно фиксируются в осевом
направлении по внутреннему (см. рис. 10.45, а) или по наружному кольцу
(см. рис. 10.45, б). Осевой зазор 5 по корпусу или валу исключает осевое
усилие на подшипнике при температурных деформациях деталей ротора
во время работы. Осевое перемещение опоры происходит по поверхности
скольжения С. Следует учитывать, что поверхность скольжения на боль-
шем диаметре (см. рис. 10.45, а) предпочтительная, так как уменьшается
опасность проворачивания наружного кольца подшипника в корпусе из-за
увеличения силы трения. На рис. 10.45, в, г приведены схемы постановки
опор ротора при большом расстоянии между опорами.
При проектировании насосов ТНА в целом обеспечивают возможно
меньшие значения осевых и радиальных сил, действующих на подшипники
С целью разгрузки подшипников от осевых сил изменяют расположение
герметизирующих буртов по обе стороны центробежного колеса, выпол-
няют разгрузочные отверстия в дисках колеса или устанавливают разгру-
зочное устройство, воспринимающее на себя неуравновешенную осевую
силу ротора. Например, разгрузка ротора ТНА окислителя и горючего
ЖРД SSME в осевом направлении осуществляется с помощью специаль-
ного разгрузочного поршня.
8 г
Рис. 10.45. Схемы установки двухопорных валов:
а, 6 - при малом расстоянии между подшипниками; в, г - при большом расстоянии
между подшипниками
249
Снижению радиальных сил, действующих на опоры, способствует
тщательная динамическая балансировка всего ротора ТНА.
Как правило, в ТНА подшипники устанавливают по наружному кольцу
непосредственно в корпусе (см. рис. 10.12). При этом одна опора (поз. 7),
воспринимающая осевую нагрузку, фиксируется по внутреннему кольцу
на валу, а по наружному кольцу — в корпусе. У второй опоры (поз. 7)
наружное кольцо имеет возможность осевого перемещения, чем исклю-
чается осевое усилие на подшипнике при температурных деформациях
деталей насоса во время работы. Оба подшипника работают в протоке
компонента, обеспечивающего их охлаждение.
В высокоресурсных агрегатах, например в ТНА подачи кислорода
ЖРД SSME, опоры ротора представляют собой блоки сдвоенных одноряд-
ных шарикоподшипников (рис. 10.46), зафиксированных от осевых пере-
мещений по внутренним кольцам, а наружные установлены по скользящей
посадке во втулках 2,13. В осевом направлении подшипники фиксируются
распорными пружинными кольцами 4,10, которые обеспечивают равномер-
ное распределение нагрузки между ними. Кроме того, вследствие равно-
мерного распределения осевого усилия по наружному кольцу устраняются
перекосы в опорах и повышается их жесткость. Значение усилия прижатия
распорного к нагруженному кольцу подшипника — не более 3 Н на 1 мм
окружности.
Общий недостаток подшипников качения заключается в жесткой их
работе, отсутствии демпфирования при колебании нагрузки, сложности
установки и монтажа, повышенной чувствительности к неточностям уста-
новки, наличии металлического контакта между телами качения и коль-
цами и сравнительно высокий уровень шума, обусловленный погрешнос-
тями формы элементов подшипника. Их долговечность определяется чис-
лом циклов нагружения, которое может выдержать материал в зависи-
мости от скорости вращения. С увеличением осевой и радиальной нагрузок
долговечность резко уменьшается. Заданная долговечность подшипников
Рис. 10.46. Установка вала насоса жидкого кислорода высокоресурсного ТНА ЖРД:
1 - корпус насоса; 2,13- втулки опор; 3, 6, 9, 12 - подшипники; 4, 10 - распор-
ные кольца; 5, 11 - втулки; 7 - гайка; 8 - вал
250
качения, главным образом, обеспечивается температурным режимом их
работы.
Для повышения работоспособности и безопасного прохождения рото-
ром резонансного участка широко применяются конструкции опор, где
подшипник связан с корпусом насоса через упругие кольца или пластин-
чатые демпферы, между которыми имеется тонкий слой рабочей жидкости,
а также опоры, работающие с использованием гидродинамического эффек-
та (рис. 10.47). Так, упругое кольцо 4 (см. рис. 10.47, а) устанавливается
с зазором 52 по гладкому кольцу 3 и с зазором в корпусе насоса.
Гладкое подкладное кольцо 3 ставится с зазором 5 з по наружному кольцу
подшипника.
Расчет опор качения проводят по значению условной долговечности,
определяющей время (в ч), в течение которого подшипники могут рабо-
тать при заданных условиях нагружения без появления признаков уста-
лости материала. Усталость проявляется в виде выкрашивания металла
по рабочим поверхностям (мелкие точки ’’язвины”) шариков и беговых
дорожек колец. Статистика показывает, что чаще всего разрушение под-
шипников малоресурсных ТНА (т < 2000 с) происходит в результате
истирания и разрушения сепаратора. Расчет работоспособности опор рото-
ров с учетом грузоподъемности, долговечности, угловой скорости и других
конструктивных параметров изложен в учебнике Г.С. Скубачевского [18] .
Работоспособность и ресурс работы опор валов ТНА повышенной
быстроходности зависит от теплового режима работы, который обеспечи-
вается подачей охлаждаемой жидкости через подшипник и значением до-
пускаемого ее подогрева. Недостаточный расход приводит к перегреву
подшипникового узла и при достижении нулевого радиального зазора
подшипник заклинивается. При увеличенном, по сравнению с оптималь-
Рис. 10.47. Конструктивные схемы упругодемпфирующих опор:
а - с упругим кольцом; б - с пластинчатым демпфером; в - с гидродинамическим
демпфером; 1 - вал; 2 - подшипник; 3 - гладкое подкладное кольцо; 4 - упругое
кольцо; 5 - пластины
251
ным, расходе также уменьшается работоспособность подшипника из-за
воздействия на него избыточной осевой силы, связанной с повышенным
перепадом давления.
Для смазки и охлаждения подшипников применяют консистентную
смазку, жидкое масло от специального насоса или основные компоненты
топлива. В последнем случае существенно упрощается система уплотнений
по валу, конструкция ТНА и повышается его надежность. Компонент
топлива в подшипник должен отбираться только не нагретым и после под-
шипника поступает на вход в насос по магистрали перепуска либо по
каналам в корпусе насоса и вала ротора (см. рис. 10.42 и 10.46). Расход
компонентов топлива или масла через подшипник должен быть гаранти-
рован. Оценку потерь на трение в подшипниках качения, смазываемых и
охлаждаемых маслом или компонентом топлива, и значение расхода можно
проводить для используемых марок масел по известным методикам, изло-
женным в учебнике Г.С. Скубачевского [18] .
Консистентная смазка, которая закладывается в подшипник при сбор-
ке или перед запуском ТНА, в настоящее время практически не приме-
няется, так как в случае длительного хранения требуется периодическая
добавка или смена ее в полости. Кроме того, в подшипниках, располо-
женных рядом с газовой турбиной, смазка должна быть тугоплавкой,
а в насосе с криогенным компонентом, наоборот, — хладостойкой. Наряду
со строгим подбором смазки появляются дополнительные уплотнения,
герметизирующие различные полости подшипников, что усложняет кон-
струкцию ТНА. В случае применения комбинированной системы смазки
подшипники при сборке покрывают слоем твердой смазки, а во время
работы охлаждают прокачиваемым компонентом.
Применение самосмазывающихся подшипников связано с постанов-
кой опор в газовые среды или в насосах, подающих жидкости с особыми
свойствами, например суспензии. Твердые смазки (графит, фторопласт,
дисульфат молибдена и разные комбинации на основе этих трех материа-
лов) обеспечивают работоспособность подшипника в широком интервале
температур и давлений при простой конструкции опоры. Однако техно-
логический процесс нанесения твердых смазок сложен, невозможна их
добавка во время работы агрегата и ухудшен отвод тепла трения от опоры.
Для подшипников, находящихся в протоке компоненты, при высокой
угловой скорости (со > 5000 1/с) отмечаются повышенные потери мощ-
ности на трение и оголение из-за действия центробежных сил внутренних
поверхностей беговой дорожки, что приводит к кавитации. В результате
кавитации нарушается сплошность гидродинамической пленки и резко сни-
жается работоспособность опоры. Избежать такой режим работы можно уве-
личением давления жидкости в полости подшипника, а при большей осевой
силе — смазкой масляным туманом, представляющим собой смесь, в кото-
рой мельчайшие частицы масла размером в несколько микрон находятся
во взвешенном состоянии. Концентрация масла в смеси с воздухом легко
регулируется и изменяется в пределах от 3 до 10 г/м3. Смазка масляным
252
туманом снижает трение в опорах в 2...3 раза и повышает срок их службы.
Долговечность и ресурс работы ТНА можно увеличить,устанавливая
два шариковых подшипника, объединенных в блок (см. рис. 10.46). От-
дельно подшипник или блок подшипников устанавливают во втулке,
имеющей сферическую внешнюю поверхность и соответствующую полость
в корпусе насоса. Сферическое гнездо позволяет получить правильную
установку подшипников при сборке и возможность некоторого смещения
при прогибах, возникающих на критической угловой скорости ротора.
Для высокоресурсных ТНА с высокоскоростным ротором при боль-
шом количестве пусков и остановов целесообразно применять опоры
скольжения (гидростатические или гидродинамические).
10.9. ГИДРОСТАТИЧЕСКИЕ
И ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОДШИПНИКИ
Подшипники скольжения, применяемые в ТНА,в зависимости от про-
цессов, обеспечивающих несущую способность опоры, подразделяются
на гидродинамические и гидростатические (рис. 10.48).
Несущая способность гидростатических подшипников определяется
в основном значением давления подводимой смазки (компонента) и
при изменении угловой скорости ротора практически постоянна. Они ис-
пользуются в широком диапазоне нагрузок, а угловая скорость ротора
достигает высокого значения, ограничиваемого только подогревом
жидкостного слоя.
Гидростатические подшипники ввиду независимости их несущей спо-
собности от угловой скорости находят применение в качестве опор роторов
ТНА различного назначения (рис. 10.48, а). Жидкость или газ под давле-
нием подаются через ряд отверстий (жиклеры) вкладыша 2 и далее в
камеру длиной LK и вытекают по зазорам перемычек между валом 1 и
вкладышем 2 длиной Ln. Так как зазоры в верхней части подшипника
Рис. 10.48. Подшипники скольжения:
а - гидростатический; б - гидродинамический (жидкостного трения); 1 - цапфа
вала; 2 — вкладыш
253
больше, чем в нижней, то утечка газа или жидкости в верхней части также
больше. Следовательно, создается перепад давлений жидкости или газа,
в результате чего опора вала всплывает и вращается без касания с вкла-
дышем. Оптимальное значение зазора между валом и вкладышем состав-
ляет 0,04...0,06 мм. При сборке зазоры выдерживаются с высокой точ-
ностью путем подбора вкладышей. Гидростатическая опора отличается
разнообразием конструктивных форм и рабочих параметров. В подшипни-
ках с газовой смазкой избыточное давление подачи достигает 0,5 МПа,
с жидкостной — существенно ниже. Для работы опоры необходим источник
рабочего тела с высоким давлением и расходом. В ТНА в качестве сма-
зывающей жидкости целесообразно применять компоненты топлива, имею-
щие в ряде случаев незначительную вязкость, что обусловливает необхо-
димость проведения расчета опоры на несущую способность.
Несущая способность гидродинамических подшипников (рис. 10.48,6)
повышается по мере увеличения скорости ротора при достаточном коли-
честве подводимой смазки. При невращающемся роторе несущая способ-
ность опоры равна нулю. При повышенной угловой скорости ротора в
результате интенсивного тепловыделения уменьшается вязкость компо-
нента и поэтому несущая способность опоры ограничивается не только
минимально допустимой толщиной смазочного слоя, но и его допустимой
рабочей температурой. Таким образом, нормальная работа подшипников
скольжения обеспечивается гарантированным зазором между валом и
вкладышем с тем, чтобы при вращении ротора было только жидкостное
трение. С образованием толщины смазывающего клина, соответствующего
зазору 6 (см. рис. 10.48,6) центр вала при работе смещается по отношению
к центру отверстия подшипника в сторону вращения. Размер этого зазора
зависит от разности диаметров в опоре, угловой скорости ротора, вязкости
смазывающей среды и при минимальном значении всех параметров обес-
печивает несущую способность опоры в режиме жидкостного трения без
снижения до критических режимов трения без смазочного материала.
Диаметральный зазор опоры (D - d) для наиболее распространенных кон-
струкций составляет 0,04...0,1 мм, для быстроходных опор (и > 10 м/с) —
0,15...0,2 мм. Иногда для компенсации несоосности подшипники выпол-
няют в плавающем варианте, и втулка устанавливается в корпусе с зазором.
Это обеспечивает наличие несущего слоя рабочей жидкости во всех эле-
ментах опоры.
Материал цапфы вала, как правило, выбирается большей твердости,
чем для вкладыша. Повышение твердости опорной поверхности вала дости-
гается термической или химико-термической обработкой (цементирова-
ние, азотирование, цианирование). Существенного увеличения износо-
стойкости можно добиться сульфидированием и силицированием, что
одновременно уменьшает склонность к задирам и схватыванию.
Один из новых и перспективных методов — плазменное нанесение
на поверхность износостойких покрытий. Этим методом можно наносить
покрытия из самых разнообразных материалов. Анализ прочностных
254
характеристик материалов показал, что с учетом стоимости и особенностей
производства предпочтение следует отдавать окисной керамике на основе
глинозема и псевдосплавам типа ВСНТИ-35. Весь процесс включает следую-
щие операции: .предварительную обработку поверхности ’’основы” для
обеспечения прочного сцепления напыляемого материала, напыление мате-
риала на ’’основу” и обработку покрытия после напыления.
Наряду с гидростатическими и гидродинамическими подшипниками,
работающими при наличии смазывающего слоя с высоким давлением
жидкости или газа, следует отметить подшипники из пористых материа-
лов, обладающих высокими антифрикционными качествами. Они изго-
товляются методом спекания порошкового материала и при необходи-
мости пропитываются смазкой.
10.10. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ
ОПОР ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
ПРИ НИЗКИХ ТЕМПЕРАТУРАХ И В ВАКУУМЕ
Низкие температуры опор ТНА связаны с подачей криогенных жидкос-
тей, применяемых в качестве компонентов топлива ЖРД. В первых образ-
цах ТНА, обеспечивающих подачу жидкого кислорода, в качестве опор
использовались подшипники скольжения, надежно работающие в условиях
смазки жидким кислородом при окружных скоростях опорной поверх-
ности вала до 30 м/с. Повышение угловой скорости ротора ТНА, мощности
трения в опоре и резкое снижение при этом ее несущей способности при-
вело к необходимости применения опор качения для ротора криогенного
насоса.
Подача криогенных компонентов в опору должна быть равномерной,
без тупиковых и застойных зон, так как образование паровых пробок при-
водит к местному нарушению теплоотвода от подшипника, перегреву его
отдельных участков и выходу из строя. В подшипник необходимо подво-
дить компонент, который не использовался в качестве охладителя сосед-
них полостей.
Шариковый подшипник на валу криогенного насоса устанавливается
по плотной посадке, а в корпусе — с зазором, который при захолаживании
полости подшипника уменьшается вследствие различных коэффициентов
линейного расширения материалов корпуса и подшипника.
В кислородном насосе ЖРД РД-119 (см. рис. 10.12) нормальная работа
подшипника 7 обеспечивается подачей жидкого кислорода из полости вы-
сокого давления с расходом регламентируемого жиклером 5 линии пере-
пуска. Сам подшипник 7 по наружному и внутреннему кольцам в осевом
направлении зафиксирован. Из полости подшипника 7 компонент через
отверстия в центробежном колесе 10 поступает на вход в насос. Второй
подшипник 17 фиксируется на валу в осевом направлении только по внут-
реннему кольцу, а наружное имеет возможность осевого перемещения от-
носительно корпуса.
255
Для лучшего охлаждения подшипников широко применяются различ-
ные подкачивающие насосы, например выполняемые на валу около под-
шипника в виде винтовой нарезки.
Применяемые в ТНА конструкционные материалы при взаимодействии
с криогенной жидкостью должны сохранять вязкостные свойства. Подшип-
ники криогенных насосов, как правило, изготавливаются из вязких сортов
легированной коррозионно-стойкой стали, так как снижение вязкости
материалов подшипника и опоры может привести к хрупкому излому де-
талей даже при малой нагрузке, что недопустимо.
Работа опоры в условиях вакуума усложняется из-за влияния разре-
жения, низкой теплоотдачи и изменения свойств материалов, применяемых
для изготовления узлов. При высокой степени разрежения р < 0,14 Па
конструкция узла начинает активно обезгаживаться и наступает критичес-
кое давление ркр = 14* 10-5 Па, при котором работоспособность подшип-
ника резко ухудшается, а при р < 14 • 10“ 7 Па возможна местная диффу-
зионная сварка подшипника. Работа опор в таких условиях обеспечивается
применением твердых смазок на основе графита, фторопласта, дисуль-
фита молибдена и их комбинаций с использованием покрытий из металлов
с тяжелыми молекулами (золото, серебро, свинец, никель и т.п.). Дорожки
качения стальных колец шарикоподшипников покрываются серебром
(2...5 мкм), никелем и медью. В реальных конструкциях покрытие на
кольцах подшипника наносят кругом, так как сложно изолировать осталь-
ные поверхности.
Каждая из применяемых твердых смазок имеет свой оптимальный
диапазон работоспособности. Графитовые обеспечивают низкий коэффи-
циент трения подшипника (Су = 0,1...0,15) при работе в зоне до предель-
ного значения давления и наносятся напылением по беговой дорожке.
Дальнейшее понижение давления приводит к испарению смазки и возрас-
танию Су до 0,5. Смазка на основе дисульфита молибдена имеет Су =
= 0,1...0,16, который не изменяется при глубоком разрежении, но при вы-
сокой контактной температуре (Г > 350 °C) возможно ее окисление, в
результате чего образуется твердый порошок (абразив), нарушающий
работу опоры.
Наилучшие условия эксплуатации опор ТНА, работающего в космосе,
обеспечиваются герметизацией от вакуума всех полостей, размещение ТНА
в контейнере с микроклиматом, не зависящим от окружающей среды.
10.11. КОНСТРУКЦИЯ СОЕДИНЕНИЙ
ЭЛЕМЕНТОВ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
Соединения, применяемые при сборке ТНА, можно условно разделить
на подвижные и неподвижные.
К подвижным соединениям относятся подшипниковые опоры уплот-
нения, зубчатые передачи редукторов.
256
В ТНА широко применяются неподвижные соединения, выполняемые
разъемными и неразъемными. Конструкция узлов неразъемных соединений
определяется степенью их нагруженности и требуемой герметичностью
соединения. Они выполняются сваркой, пайкой, склеиванием, завальцов-
кой, зачеканкой и другими механическими способами. Наиболее простой
и надежный способ соединения при помощи сварки обеспечивает высокую
степень герметичности стыка. Однако из-за неразъемности она не всегда
применима.
Для крепления разъемных стыков широко применяются шпильки,
винты, различные пазовые соединения шпонками, шлицами, соединения
напрессовкой и т.п. Весь спектр разновидностей соединений элементов ТНА
сложно полностью изложить даже в отдельном учебнике. Необходимо
использовать специальную литературу по конструированию элементов
деталей и узлов двигателей ЛА.
Соединение валов насосов между собой и передача крутящего момента
обеспечивается различными элементами (рис. 10.49), выбор конструкции
которых зависит от значения передаваемого крутящего момента, условия-
ми сборки и разборки насосов и ТНА, температурными режимами их рабо-
ты, наличием осевых сил и изгибающих моментов. Наиболее широко
применяется шлицевое соединение рессорой (рис. 10.49, а) или муфтой
(рис. 10.49, б-). Рессора 1 обеспечивает упругое соединение соосных валов,
Рис. 10.49. Соединения валов ТНА:
а - рессорой; б — муфтой; в, г - фасонными цапфами; 1 - вал; 2 - рессора; 3 -
цапфа вала; 4 - пружина; 5 - сухарь; 6 - цапфа ротора; 7 - втулка; 8 - винт
регулировочный; 9 - муфта; 10 кольцо
9- 1758
Рис. 10.50. Соединение корпусов через шпоики:
1 - корпус насоса; 2 - шпилька; 3 - шпонка;
4 - корпус турбины; 5 - шайба; 6 - гайка
входящих в ТНА агрегатов и является демп-
фером крутильных колебаний. Кроме того,
рессора расширяет допуск на возможные не-
соосность и перекос всех соединенных валов
насосов ТНА без нарушения его нормальной
работы. Муфта 9 (см. рис. 10.49, б) фикси-
руется относительно соединяемых валов с по-
мощью пружинящего кольца 10, изготовлен-
ного из проволоки. Кольцо в канавке утопает
более чем на половину диаметра проволоки, что предотвращает его выжа-
тие из канавки при осевых усилиях на муфте.
В ТНА с малыми значениями передаваемых крутящих моментов приме-
няются специальные шаровые или фигурные цапфы (рис. 10.49, в, г), вхо-
дящие в гнезда валов стыкуемых насосов. Цапфы 6 ротора турбины
(см. рис. 10.49, г) имеют сферические окончания, на которых выполнены
в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пазы для соединения с су-
харями 5. Сферические соединения обеспечивают соосность ротора отно-
сительно валов насосов, а осевое поджатие сухарей 5 достигается пружи-
ной 4. Боковые поверхности цапф, передающие крутящий момент, поли-
руются, а сферические — хромируются. Более простая форма поверхностей
для передачи крутящего момента приведена на рис. 10.49, в, где цапфа
ротора представлена в виде цилиндрического хвостовика с двумя фасон-
ными пазами, соответствующими профилю отверстий в валах 1 насосов
(см. вид А). Необходимое значение осевого поджатия ротора обеспечи-
вается пружиной 4, расположенной во втулке 7 вала 1 насоса и регулиро-
вочным винтом 8.
Насосы между собой при малой разнице температур соединяются
шпильками со стыком по плоскости. При большом перепаде температур,
например при стыковке корпусов турбины и насоса, предусматриваются
три или четыре кронштейна, в которых соединяемые корпуса крепятся
друг к другу шпильками 2 (рис. 10.50) через шпонки 3, допускающие
радиальные деформации соединяемых корпусов без нарушения соосности
валов насосов.
Наиболее полно вопросы соединения деталей и элементов роторных
машин изложены в учебниках и учебных пособиях применительно к авиа-
ционным газотурбинным двигателям, которые широко используют в ТНА.
10.12. РЕДУКТОРЫ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
Окружную скорость ротора газовой турбины целесообразно увели-
чивать для повышения ее КПД, а наибольшая величина КПД насосов наряду
258
с высокими антикавитационными качествами соответствуют меньшей уг-
ловой скорости их ротора. Кроме того, допустимая угловая скорость
ротора насоса горючего всегда больше, чем окислителя. Еще больше
разница угловых скоростей бустерных насосов и газовой турбины. Все это
предопределяет применение редукторных ТНА, в которых зубчатая пере-
дача снижает угловую скорость ротора насоса по сравнению с турбиной и
каждый из них работает при оптимальной угловой скорости, что повы-
шает энергетические характеристики турбины, насосов и всего ТНА в
целом. Однако редукторные ТНА сложны в изготовлении, а в конструкции
редуктора необходимо иметь специальную систему смазки и охлаждения
зубчатых передач.
Передаточное число редуктора ТНА как отношение угловых скоростей
насоса или бустера к скорости турбины изменяется в пределах / = 0,6...0,2
и обеспечивается одной (z > 0,6) или двумя парами зубчатых колес. В ре-
дукторах ТНА в основном применяются прямозубые цилиндрические
зубчатые колеса с малым коэффициентом перекрытия (1,5 ...1,7).
Снижение угловой скорости оценивается по значению передаточного
отношения. Например, для схемы (см. рис. 10.1, г) передаточное отношение
редуктора насоса окислителя
гз "1
Расчет зубьев колес редуктора ТНА является в известной мере услов-
ным, а его результаты используются как ориентировочно-сравнительные с
подобными имеющимися данными для зубчатых передач в авиационных
газотурбинных двигателях. При расчете очень сложно учесть комплексное
влияние деформаций от вала и корпуса, подаваемой смазки и других эле-
ментов, определяющих значение усилия, возникающего при работе зубьев.
С целью снижения контактных напряжений угол зацепления принимается
не менее 20° (лучше 25°), что приводит к повышению изгибной прочности
зуба, а также снижает скорость относительного скольжения, при этом
повышается стойкость зуба против задиров. В высокоскоростных переда-
чах (до 100 м/с) для повышения работоспособности зубьев целесообразно
применять серебряное покрытие толщиной 5...10 мкм.
Зубчатые колеса редуктора балансируются динамически с допускае-
мым значением дисбаланса не более 1 г. см. Степень точности изготовления
зубьев по ГОСТ 1643-81 с допуском по шагу накопленной погрешности
не более 0,02 мм, иногда 0,03 мм.
Особое внимание уделяется организации смазки и снижению темпера-
туры редуктора и, главное, зоны контакта зубьев. В качестве смазываю-
щей жидкости необходимо использовать специальные сорта масел, подавае-
мых на зубья колес, хотя для редуктора, объединенного в единый блок
с ТНА это не всегда приемлемо, и приходится применять для смазки основ-
ные компоненты топлива. Шестеренный редуктор ТНА ЖРД НМ-7, приво-
259
Рис. 10.51. Конструктивные схемы устройства смазки зубчатой передачи:
а - одноструйное; б - двухструйное; 1 - корпус редуктора; 2 - распылитель;
3 - фильтр; 4 - зуб охлаждаемой зубчатой передачи
дящий насос окислителя, смазывается путем распыла трибутилфосфата при
помощи газообразного водорода, поступающего в начале запуска из шаро-
вого баллона, а затем их охлаждающего тракта камеры. Редукторы ТНА
использовались в ряде ЖРД — RZ-2, НМ-4, RL-10 и др.
Для смазки и охлаждения зубьев шестерен жидкость впрыскивается
непосредственно в зону контакта через калибровочные отверстия распыли-
теля 2 (рис. 10.51) в область после выхода зубьев из зацепления. В случае
подачи смазки на вход зацепления возможно расклинивание колес из-за
малого зазора в зацеплении. Подаваемая для смазки и охлаждения
жидкость должна быть чистой от случайных включений, что обеспечивается
постановкой перед распылителем фильтра 3 (см. рис. 10.51) тонкой очист-
ки, -в канал выхода которого жидкость поступает по наружной кольцевой
щели. Струйки смазывающей жидкости подаются перпендикулярно обра-
зующей зуба (см. рис. 10.51), реже — параллельно. Образование ванны
из жидкости с нагретым компонентом в редукторе ТНА недопустимо,
и он обязательно перекачивается на вход в насос.
Вопросы для самопроверки
1. Перечислите основные типы компоновочных схем ТНА. Какие факторы влияют
на выбор типа компоновочной схемы?
2. Укажите возможные способы соединения рабочих попаток и дисков газовых
турбин ТНА. Какие критерии лежат в основе выбора способа соединения?
3. Какие способы центрирования корпусов насосов и турбины являются пред-
почтительными в случае существенного различия их температур при работе ТНА?
4. Какие требования предъявляются к конструкции уплотнений роторов ТНА?
Нарисуйте эскизы основных типов уплотнений.
260
Г лав a 11
ПРОЧНОСТЬ И КОЛЕБАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
11.1 . НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ
НА ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ
Турбонасосный агрегат является одной из наиболее ответственных
в прочностном отношении составных частей двигателя. При работе ТНА
его узлы и отдельные детали подвержены широкому спектру нагрузок.
Эти нагрузки можно разделить по характеру их изменения во времени
на статические и динамические, а по физической природе на силовые и
температурные.
К статическим силовым нагрузкам относятся:
силы давления жидкости и газа, приложенные к корпусам насосов и
турбин и к деталям ротора;
центробежные усилия, возникающие в деталях ротора при его вращении;
газо- и гидродинамические силы и моменты, приложенные к элементам
ротора;
силы и моменты на элементах ротора, возникающие при отклонении
траектории ЛА от прямолинейной, которое особенно велико у ракет класса
’’земля—воздух”, ’’воздух—воздух”;
моменты кручения, возникающие в элементах ротора при передаче
крутящего момента, начиная с турбины и до рабочих колес насосов.
К динамическим силовым нагрузкам относятся;
инерционные поперечные силы, возникающие при вращении непол-
ностью уравновешенного ротора и вызывающие колебания вала;
переменные по времени газовые силы, приложенные к лопаткам турби-
ны и вызывающие колебания как самих лопаток, так и других элементов
ротора — дисков, крыльчаток, валов и т.п.;
переменные по времени гидравлические силы;
инерционные силы и моменты, возникающие в деталях ТНА от вибра-
ций двигателя и других подсистем летательного аппарата.
К статическим (или стационарным) тепловым нагрузкам относятся:
усилия и моменты в соединяемых и сопрягаемых деталях, возникаю-
щие в связи с их неодинаковым нагревом при работе;
внутренние усилия и моменты в деталях, обусловленные их неравно-
мерным нагревом по толщине, длине и ширине (или по окружности).
Динамические (или нестационарные) тепловые нагрузки (так называе-
мый ’’тепловой удар”) представляют собой быстропеременные во времени
внутренние усилия и моменты в деталях,'возникающие при резком изме-
нении теплового воздействия на деталь при запуске ТНА или резком пере-
ходе с одного теплового режима работы на другой.
В значительной степени воздействию теплового удара подвержены
рабочие лопатки и диски газовых турбин.
261
Наиболее ответственные детали ТНА подвергаются воздействию широ-
кого спектра нагрузок, делающих условия их работы особенно тяжелыми.
При этом следует учитывать, что нагрев приводит к снижению механичес-
кой прочности конструкционных материалов деталей.
Рассмотрим тепловые нагрузки, возникающие в элементах ТНА с
учетом особенностей динамики его выхода на рабочий режим.
Особенно нагруженными элементами ТНА являются рабочие лопатки
газовой турбины.
В период запуска лопатка испытывает одновременное воздействие
теплового удара и газодинамических сил, в связи с чем в ней возникают
температурные напряжения, изменяющиеся по толщине и ширине лопатки,
а также напряжения изгиба и кручения. По мере выхода ТНА на рабочий
режим возрастает угловая скорость, приводящая к росту центробежных
сил масс лопаток. В современных турбинах центробежная сила от одной
лопатки достигает нескольких десятков килоньютонов. С прогревом
лопатки температурные напряжения уменьшаются, однако одновременно
ухудшаются механические свойства материала лопатки. Более подробно
нагрузки и соответствующие напряжения в рабочих лопатках турбин рас-
сматриваются в разд. 11.3.
К числу сильно нагруженных деталей относятся также диски газовых
турбин, которые, как и рабочие лопатки, подвержены совместному воз-
действию нагрева и механических нагрузок. Нагружение дисков турбо-
машин и их прочность подробно рассмотрены в разд. 11.4. Отметим, что
среди большого числа факторов нагружения дисков следует особо выде-
лить растягивающие усилия от центробежных сил массы самого диска и
закрепленных на нем рабочих лопаток, а также усилия растяжения — сжа-
тия в диске, обусловленные его неравномерным прогревом вдоль радиуса.
Данные факторы нагружения являются опасными, так как вызываемые
ими напряжения достигают очень больших значений и,кроме того, распре-
деляются почти равномерно по толщине диска. Последнее обстоятельство
создает условия, при которых невозможно перераспределение напряжений
по толщине диска с ростом нагрузки. При расчете статической местной
прочности диска указанные факторы нагружения рассматриваются как
основные.
Наряду со статическими нагрузками рабочие лопатки и диски подвер-
жены воздействию динамических нагрузок, приводящих к вынужденным
изгибным колебаниям самих лопаток и дисков и передающихся другим
элементам ТНА, таким, как валы, элементы корпусов. В ТНА существенны
динамические силы, обусловленные парциальным подводом газа и нали-
чием конечного числа сопловых, направляющих и рабочих лопаток. Изгиб-
ные колебания лопаток и дисков сопровождаются знакопеременными
напряжениями, что при наличии большого числа циклов может привести
к усталостному разрушению. Особенно опасными являются так называе-
мые резонансные режимы, когда частота вынужденных колебаний лопаток
и дисков совпадает с частотами их собственных колебаний. Резонансные
262
режимы сопровождаются недопустимо большими вибрациями и могут
быть причиной быстрого разрушения ротора ТНА.
Условия работы нагретых деталей турбины, особенно таких как рабо-
чие лопатки и диски, осложняются еще и тем, что они подвержены воз-
действию коррозионно-активного газа (например, с большим избытком
окислителя). Кроме того, при работе двигателя случайное уменьшение
коэффициента избытка окислителя в ЖГГ (аг г > 1) может привести
к недопустимому росту температуры генераторного газа и, как следствие,
к разрушению лопаток и дисков.
Осевые и радиальные нагрузки являются наиболее опасными в роторе
ТНА. Они передаются от рабочих колес турбин, насосов, гидродинамичес-
ких уплотнений и других элементов через вал на опоры ротора.
На вал ротора ТНА действует сложная система нагрузок, включаю-
щая в себя:
1) крутящий момент;
2) радиальные и осевые силы;
3) центробежные силы от неуравновешенных масс ротора;
4) инерционные силы и гироскопические моменты, возникающие
вследствие изменения величины или направления скорости ЛА.
Крутящий момент от диска газовой турбины к рабочим колесам на-
сосов на каждом участке вала зависит от значений передаваемой мощности
NH и угловой скорости w:
Ан
мкр=-т-. (ИЛ)
Значение крутящего момента определяется суммой мощностей, затра-
чиваемых на привод элементов ротора (гидравлических устройств насо-
сов и т.п.), и передается данным участком вала. Так, мощность, переда-
ваемая валом к насосу,
где V — объемный расход через насос, м3/с; Н - напор насоса, Дж/кг;
р — плотность рабочей жидкости, кг/м3; т?н — общий КПД насоса.
При высоких угловых скоростях ротора ТНА значение крутящего
момента невелико (см. формулу (11.1)), а следовательно, малы и соот-
ветствующие напряжения.
Осевые и радиальные нагрузки ротора ТНА передаются от рабочих колес
турбин, насосов, гидродинамических уплотнений и других элементов через
вал на опоры ротора. Расчет вектора сил, действующих на ротори его опоры,
позволяет правильно выбрать радиальные зазоры в уплотнениях, конструк-
тивно уменьшить нагрузку до приемлемых значений и наряду с выбором
опоры обеспечить необходимые гидравлические и газодинамические пара-
метры течения рабочих тел в полостях ТНА. Для высокоресурсных и вы-
263
сокооборотных насосных агрегатов расчет разгрузки опор ротора от осе-
вых и радиальных сил является одной из важнейших задач.
В газовой турбине радиальная сила возникает при парциальном подво-
де газа и для асимметричного расположения сопл оценивается по выражению
Rr = ---------~ V1 - cos2?re,
и
а 1.з)
где и — окружная скорость на среднем диаметре рабочих лопаток турбины;
е — степень парциальности, характеризующая отношение площадей участков
среза всех сопел и венца турбины.
Из выражения (11.3) следует, что с увеличением числа сопел, степень
парциальности приближается к единице, а значение радиальной силы умень-
шается до нуля.
В парциальной турбине радиальную силу Rr можно уменьшить раз-
делением участка подвода газа по двум симметрично расположенным
дугам, однако такое решение уменьшает КПД турбины.
Из-за неравномерности полей скоростей и давлений по окружности
выхода из рабочего колеса в центробежных насосах со спиральным отво-
дом радиальная сила возникает на нерасчетных режимах по расходу.
Расчет осевой силы проводится с учетом конструкции основных эле-
ментов ротора, их размеров и результатов гидро- и газодинамического
расчета всех рабочих элементов, составляющих ротор ТНА (турбина, центро-
бежные и осевые насосы, импеллеры и т.п.). В общем виде осевая сила/?2
на каждом из элементов ротора состоит из статической составляющей
давления RZCT и динамической Rz дин от воздействия потока рабочего
тела. Расчет и способы компенсации осевых сил на роторе ТНА рассмотрены
в разд. 11.2,
В элементах ротора ТНА возникают инерционные силы и моменты
сил, связанные с особенностями его конструкции, точности изготовления
и уравновешенности, а иногда из-за траектории полета ЛА (гироскопи-
ческие моменты).
Статическая и динамическая неуравновешенность элементов ротора
характеризуется дисбалансом (т н е), максимально допустимое значение
которого задается на чертеже с указанием радиуса и плоскости уравнове-
шивания . Для одномассовой системы сила неуравновешенности
Рн = тц еш2, (И.4)
где тн — неуравновешенная масса детали; е — условное смещение неу-
равновешенной массы относительно оси вращения.
Неуравновешенность элементов ротора ТНА может приводить к опас-
ным резонансным режимам его работы, чего нельзя допускать. Для этого
значение частоты свободных изгибных колебаний ротора отстраивают за
пределы рабочей частоты вращения ротора ТНА. Инерционные силы и гиро-
скопический момент ротора связаны не только с компоновкой ТНА, но и с
264
параметрами траектории ЛА. Например, возникающая при ускорении инер-
ционная сила нагружает ротор ТНА и его опоры, а также узлы крепления
рамы ТНА к двигателю.
При полете ЛА по криволинейной траектории с угловой скоростью 12
возникает повторное ускорение, вызывающее появление гироскопичес-
кого момента, и для случая w > 12 имеем
Мг = JcjQsinQ, (И-5)
где J — момент инерции массы ротора относительно сил вращения; ш —
угловая скорость ротора; 0 — угол между осями, вокруг которых проис-
ходит вращение с угловыми скоростями ы и £2.
При в = 90° значение гироскопического момента максимально, а при
0 = 0 значение Мг = 0, что можно обеспечить компоновкой ТНА на двига-
теле. Полет по криволинейной траектории вызывает центробежную силу
инерции ротора
Pj — mpRQ2, (11.6)
где тр — масса ротора; R — радиус кривизны траектории; $7 — угловая
скорость.
Зная скорость полеса v в любой точке траектории, можно определить
угловую скорость: £2 = v/R, и тогда выражение (11.6) примет вид
Нагрузки, воспринимаемые ротором, передаются на корпус ТНА.
В зависимости от условий работы двигателя эти нагрузки изменяются в
широких пределах, причем наряду со статическими имеют место динами-
ческие нагрузки, вызывающие вибрации корпуса.
Корпусные детали ТНА нагружены в первую очередь силами давления
жидкости (корпуса насосов) или газа (корпуса газовых турбин и газо-
воды). Давление внутри корпусов может достигать 50...60 МПа, что в
сочетании с высоким нагревом (корпус турбины) или, наоборот, глубоким
охлаждением (корпус насоса с криогенной жидкостью) создает дополни-
тельные трудности в обеспечении надежной работы корпусов, так как
последние обстоятельства существенно изменяют физико-механические
свойства конструкционных материалов.
Наряду с требуемой прочностью корпус ТНА должен обладать высокой
жесткостью и герметичностью. Недостаточная жесткость корпуса может
привести к повышенным вибрациям ТНА и задеванию вращающихся дета-
лей о корпус. Кроме того, возможно коробление корпуса в связи с нерав-
номерным нагревом его деталей, асимметрией их жесткости и нерацио-
нальным способом центрирования. Нарушение герметичности наблюдается,
в первую очередь, в разъемных конструкциях корпусов в связи с раскры-
265
тием стыков соединяемых деталей под действием сил давления, чему в
значительной мере способствуют также вибрационные нагрузки.
Обеспечение заданных энергетических и кавитационных характеристик
высоконапряженного по техническим параметрам современного ТНА
связано с необходимостью его работы в крайне сложных гидродинами-
ческих условиях. При этом вихревые закрученные структуры течения пото-
ка сочетаются с отрывным течением, с высокими динамическими состав-
ляющими напора потока в локальных зонах насоса и его гидравличес-
кого тракта.
Значения давлений и скоростей рабочего тела в различных элементах
проточной части ТНА даже на установившемся, расчетном режиме работы
распределяются неравномерно. На выходе из колеса насоса имеется высо-
кая степень пульсации давления в потоке, вихревое взаимодействие с пото-
ком в боковой пазухе насоса. В открытых и полуоткрытых центробежных
колесах и импеллерах пульсации и неравномерность давления существуют
в радиальном направлении. Пульсации давления, возбуждаемые в потоке
любым элементом гидравлического тракта, передаются в соседние полости,
усиливаясь или ослабевая, и оказывают существенное влияние на работу
узлов, устройств насосного агрегата и на их динамические характеристики.
Например, пульсации давления, возникающие при вращении лопаток импел-
лера, вызывают колебания давления в полостях щелевого уплотнения с
плавающим кольцом и нарушают его устойчивую работу, влияют на направ-
ление потока жидкости, охлаждающего подшипник, а также значение и
характер осевой и радиальной сил, что изменяет нагрузку на ротор и его
опоры. Это влияние приводит к нерасчетному режиму работы элементов
ТНА, изменяет характеристики и работоспособность агрегата в целом.
11.2. ОСЕВЫЕ СИЛЫ
НА РОТОРЕ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
И КОНСТРУКТИВНЫЕ ПУТИ ИХ УМЕНЬШЕНИЯ
РАСЧЕТ СОСТАВЛЯЮЩИХ ОСЕВОЙ СИЛЫ
При работе ТНА на рабочие колеса насосов и турбины действуют осе-
вые силы, которые передаются на вал, а также воздействуют на подшипни-
ковые опоры. При проектировании ротора ТНА расчет осевых сил и сни-
жение их суммарных значений до приемлемого уровня является весьма
важной задачей, так как долговечность подшипниковой опоры зависит от
действующей на нее осевой силы, кроме того, распределение осевых сил
по длине вала необходимо знать при оценке его прочности.
Следует иметь в виду следующие особенности осевых сил, возникаю-
щих на роторе ТНА:
составляющие осевой силы могут достигать очень больших величин
(до 100 и более кн), в то время как их векторная сумма, воспринимаемая
266
радиально-упорным подшипником, обычно не должна превышать 0,5...0,6 кн;
значение осевых сил зависит от частоты вращения ротора и, таким
образом, различно на разных режимах работы ТНА.
При уточненном расчете осевых сил решается комплексная задача
по определению давлений и расходов в так называемом вспомогатель-
ном гидравлическом тракте насосного агрегата, т.е. в тракте утечек рабочей
жидкости.
При оценочном расчете суммарного осевого усилия необходимо учи-
тывать составляющие, которые приложены к следующим элементам кон-
струкции ротора:
шнекоцентробёжным колесам насосов;
рабочим колесам турбины;
колесам гидродинамических уплотнений.
В данном разделе рассмотрена методика приближенной оценки значе-
ний осевых сил, возникающих на основных элементах ротора турбонасоса,
приемлемая в эскизном проектировании.
ШНЕКОЦЕНТРОБЕЖНОЕ КОЛЕСО НАСОСА
На рис. 11.1 представлен эскиз шнекоцентробежного колеса насоса
с условными обозначениями необходимых геометрических размеров
и приложенных осевых нагрузок.
Осевая сила на рабочем колесе складывается из следующих состав-
ляющих:
RZ1 — осевая сила давления р/ на входе в насос, действующего на эф-
фективную площадь шнека;
R22 — осевая сила давления р2 на выходе из шнека, действующего на
торец покрывного диска крыльчатки;
Rz3 — осевая сила давления р г (/) > действующего на поверхность
покрывного диска крыльчатки;
Rz4 — осевая сила давления р^” (г), действующего на кольцевую по-
верхность основного диска крыльчатки от наружного диаметра D2 до
диаметра уплотнения Dy 2;
Rzs — осевая сила давления
Рз, действующего на кольцевую
поверхность основного диска
крыльчатки между уплотнения-
ми с диаметрами Dy2 и Z)y3;
Рис. 11.1. Расчетная схема для опре-
деления осевых сил иа шнекоцеитро-
бежиом колесе насоса
267
Rz дин — динамическая составляющая осевой силы, представляющая
собой силу реакции рабочей жидкости, протекающей в межлопаточных
каналах центробежного колеса.
Суммарное осевое усилие на насосе определяется как сумма состав-
ляющих:
Rzn =Rzi +Rz2 +Rz3 + Kza„H-Rza (П.8)
Любая статическая составляющая осевой силы может быть определена
путем интегрирования давления по соответствующему элементу площади
шнекоцентробежного колеса. Таким образом, могут быть получены сле-
дующие расчетные формулы для статических составляющих осевой силы:
Rzt = (И-9)
Rzi = (11.10)
гдер2' =p[ +рЯст шн,
^СТ.ШН — Чг.ШН^Т.ШН — С 2 /2,
Яст шн — статический напор шнека; Нт шн — теоретический напор
шнека; т?г шн — гидравлический КПД шнека; с2 — абсолютная скорость
жидкости на выходе из шнека; р — плотность жидкости.
При уточненном расчете составляющих Rz3, Rz4, Rz5 необходимо
учитывать влияние закрутки потока сзи, утечек Йу1 и Ку2 через уплот-
нения покрывного и рабочего дисков и направления их течения на распре-
деление давлений в осевых зазорах между рабочим колесом и корпусом
насоса (см. рис. 11.1). Вместе с тем на этапе эскизного проектирования,
когда необходимо проводить анализ нескольких вариантов конструкции,
вполне приемлемой оказывается методика приближенной оценки значений
осевых сил. Примем допущение о том, что в зазоре между дисками рабоче-
го колеса и корпусом насоса угловые скорости жидкости и рабочего колеса
связаны соотношением шж = 0,5 ш; кроме того, будем полагать, что
значение утечки рабочей жидкости через уплотнение рабочего колеса
известно, пренебрегаем также утечкой через уплотнение с диаметром Dy3.
Тогда составляющие осевой силы Rz3, Rz4, Rz5 будут определяться вы-
ражениями:
Rz3= 7- Pl -Я2,) [р2 --— p^(D\ -Я^)]; (Н.П)
Rzt = - Я2у2) [р2 - рш2 (Я2 - £>2у2)] ; (11.12)
268
Е2 Р
R = Л. (D2 D2 )[p' +--------------у_2---- ь (11.13)
z 5 4 У2 У3 2и.2 F2
* отв отв
где ш - угловая скорость вала, рад/с; Йу2 - объемные утечки через заднее
уплотнение рабочего диска, равные утечкам через разгрузочные отверс-
тия, м3/с.
Полагая, что утечки через переднее и заднее уплотнения колеса одина-
ковы, имеем
/~2 ~
Vy2 = 0,5К(1 -т?р) =ду2яПу25у2 V— (Рз -Рг),
или Йу2 =P0TBF0TBV~|- (Р3-Р2),
где дотв — коэффициент расхода через разгрузочное отверстие; FOT3 —
суммарная площадь разгрузочных отверстий; т?р — расходный КПД насоса
(т?р = 0,9...0,95); 5у2 — радиальный зазор в уплотнении по бурту рабочего
диска; ду2 — коэффициент расхода через это уплотнение, который прини-
мает значение для щелевого уплотнения, ду2 = 0,5...0,7, для уплотнения
с плавающим кольцом ду2 = 0,2...0,4; р — плотность рабочей жидкос-
ти, кг/м3.
Динамическая составляющая осевой силы
^гдин — m (c2z ~ сiz )> (11-14)
где m — массовый секундный расход жидкости; с12 — осевая составляю-
щая скорости на входе в рабочее колесо; с22 — осевая составляющая ско-
рости на выходе из колеса.
РАБОЧЕЕ КОЛЕСО ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Осевая турбина. На рис. 11.2 представлен эскиз колеса осевой газовой
турбины с приложенными осевыми нагрузками. Осевая сила на рабочем
колесе складывается из следующих составляющих:
RZ1 — осевая сила статического давления газа р] на входе в рабочую
ступень;
Rz2 — осевая сила статического давления газа р2 на выходе из рабочей
ступени;
/?гДин ~ динамическая составляющая осевой силы, представляющая
собой силу реакции газа, протекающего в межлопаточных каналах рабо-
чего колеса.
Суммарная осевая сила
R,T = Rzl ~ Rz2 + Rz пин-
LT Z> i L ДИп
269
Составляющие осевой силы определим следующим образом:
^1= f" 1(Пср+Л1л)2-<*в]Рь
(11.15)
RZ2 = ~^ср+й2л)2Р2; (11.16)
RZ ДИН ~ тт (Clz — C2z ) •
Если при консольном расположении турбины вал расположен со сто-
роны выхода газа из турбины, то в формуле (11.15) следует полагать
с/в = 0, а выражение для Rz2 примет следующий вид:
Rz2 = V [Фер +й2л)2 -^в]Р2-
(11.18)
В случае активной турбины статические давленияpt ир2 относительно
малы и их абсолютные значения примерно одинаковы, поэтому сумма
статических составляющих осевой силы становится близкой нулю (RZ1 +
Рис. 11.2. Расчетная схема для определения осевых
сил на рабочем колесе осевой турбины (СА -
сопловой агрегат)
Рис. 11.3. Расчетная схема для определеяия осевых
сил на рабочем колесе центростремительной тур-
бины (СА — сопловой аппарат; РК - рабочее
колесо)
270
+ Rz2 = 0). При парциальном подводе газа, характерном для автономных
турбин, давление рt может оказаться меньшим, чем давлениер2,что объяс-
няется эжекторным действием струи, вытекающей из сопла. Однако разли-
чие этих давлений по значению незначительно, и при расчете осевой силы им
можно пренебречь. Динамическая составляющая Rz дин в активной турбине
также невелика из-за малого секундного расхода газа т т.
Центростремительная турбина. На рабочее колесо центростремительной
турбины без покрывного диска действуют следующие составляющие осе-
вой силы (рис. 11.3) :
Rzl — осевая сила, действующая на внутреннюю (с лопатками) поверх-
ность рабочего колеса;
T?z2 — осевая сила, действующая на внешнюю поверхность;
Rz3 — осевая сила, действующая на поверхность рабочего колеса с
диаметром Z>2 !
/?гдин — динамическая осевая сила.
Суммарная осевая сила
/?ZT — Rzi + + ^z дин — ^z2-
Сила RZ1 определяется в предположении, что статическое давление
газов между сечениями 1—1 и 2—2 меняется по линейному закону от зна-
чения р J до рг .
Тогда имеет место соотношение
Изменение давления газов в осевом зазоре Дг2 и давления в сече-
нии 2—2 также хорошо аппроксимируется линейным законом. Однако
надежное определение давления р3 представляет собой сложную проблему,
кроме того, известно, что изменение давлений в сечении 2—2 и в осевом
зазоре Дг2 незначительно. Это позволяет с приемлемой степенью точности
оценить значения осевых сил Rz2 и Rz3, полагая давление газов равно-
распределенным.
Соответствующие расчетные формулы имеют вид
*Z2 =~
Rz3=-TD2P2-
(11.20)
(11.21)
271
Формула (11.21) пригодна для расчета рабочего колеса турбины,
расположенного консольно. В случае его неконсольного расположения
составляющая Rz3 определяется следующим образом:
77 2 2
RZ3= -D2 )Р1. (11.22)
Если рабочее колесо центростремительной турбины имеет покрывной
диск, то на него дополнительно действуют две составляющие осевой силы,
а именно; Rz4 — осевая сила, действующая на внутреннюю (с лопатками)
поверхность покрывного диска; RzS — осевая сила, действующая на наруж-
ную поверхность покрывного диска.
Суммарная осевая сила
R ZT — Rz I + Rz3 + RZ5 + Rzrhh ~ Rz2 Rz4'
Или npn/?z4 =— Rzi имеем
RZH~~ RZ3 + RZS + ^ZflHH ~ RZ2‘
При наличии уплотнения на поверхности колеса с диаметром D? можно
полагать, что в зазоре между корпусом турбины и покрывным диском
имеется давление р ]. Тогда осевая сила
Rzi = (11.23)
А если уплотнение отсутствует, то можно принять линейный закон
распределения давления в зазоре. В этом случае значение осевой силы Rzs
определяется точно так же, как значение силы/?г1 (см. рис. 11.19).
ДИСК ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО УПЛОТНЕНИЯ
Диск гидродинамического уплотнения создает уплотнительный эффект
путем удержания определенного перепада давлений, поэтому на нем возни-
кают осевые силы. На рис. 10.36 дана схема уплотнения. Осевая сила,
действующая на диск уплотнения, складывается из следующих состав-
ляющих:
Rzi — осевая сила от давления рг, действующего на кольцевую пло-
щадь диска между радиусами £)г/2 и </вт/2;
Rz2 — осевая сила от давления р в пространстве, занятом жидкостью,
действующего на кольцевую площадь диска между радиусами DT/2 и
дим/2;
Rz3 - осевая сила от давления рим в осевом зазоре, действующего
на поверхность диска без лопаток.
272
Г
Суммарная осевая сила
^гим ~Rzi +^z2 ~ Rz3-
Составляющие осевой силы могут быть легко определены путем интег-
рирования давлений, действующих на диск по соответствующим площадям.
В результате получим
«21=Prf^-^); (11.24)
i
j (11.25)
^з=Рим V^hm-^bt)’ (11.26)
где — коэффициент закрутки жидкости лопатками диска, = 0,9...0,95.
I При полностью заполненном жидкостью импеллере, что соответствует
максимальному перепаду давлений (рим - рг), выполняется условие
d вт = Dr. Полагая, кроме того, = 1,0, получим формулу для осевого
усилия на диске импеллера:
я , р 2
Пиитах =Т + ~ ^им~О- dЛ-27)
4 о4
| КОМПЕНСАЦИЯ ОСЕВЫХ СИЛ
i
Осевые силы, возникающие на элементах ротора ТНА, воспринимаются
соответствующими участками вала, а векторная сумма этих сил — радиаль-
но-упорным подшипником.
Основная задача компенсации осевых сил заключается в снижении
суммарной осевой силы до определенного уровня исходя из условий долго-
вечности радиально-упорного подшипника. В ряде случаев возникает также
задача уменьшения отдельных составляющих осевой силы по условию проч-
ности вала.
Возможными конструктивными способами компенсации осевых
сил на роторе ТНА являются:
1) уменьшение или полное исключение осевых сил, которое дости-
гается:
а) использованием насосов с двухсторонним входом;
б) выравниванием сил давления с обеих сторон рабочего колеса насоса;
подбором определенного соотношения между диаметрами внутренних
уплотнений насоса;
введением радиальных лопаток на тыльной стороне рабочего колеса;
273
использованием активной турбины;
2) изменение компоновочной схемы ТНА. Данный способ включает
следующую группу мероприятий:
изменение взаимного расположения насосов и турбины;
изменение взаимной ориентации насосов и турбины;
изменение взаимной ориентации ступеней многоступенчатого насоса;
3) использование автоматического разгрузочного устройства.
Во многих случаях оказывается целесообразным использовать для
разгрузки ротора комплекс указанных способов.
Наиболее удобным и эффективным способом компенсации является
изменение соотношения между диаметрами внутренних уплотнений Dyl
и Dy2 колеса насоса .позволяющее изменять значение осевой силы в широ-
ких пределах.
Исключение осевой силы в насосе вследствие перехода на насос с
двухсторонним входом основано на том, что в силу симметрии рабочего
колеса насоса с двухсторонним входом относительно срединной плоскости
его основного диска осевая сила теоретически равна нулю. Однако когда
по условиям работы подшипников требуется иметь на насосе с двухсто-
ронним входом определенное значение осевой силы, изменяют диаметр
одного из внутренних уплотнений насоса. В этом случае осевая сила на
насосе
Л2И = ~Г(ПУ1 ~Dy2)(pi +ОНст.ши-Р^> (11.28)
где Dyl — диаметр переднего внутреннего уплотнения рабочего колеса;
£>у2 — диаметр заднего внутреннего уплотнения.
Изменение компоновочной схемы ТНА позволяет менять распределе-
ние осевых сил по длине вала, оставляя постоянными значения этих сил.
Таким образом, удается менять как эпюру осевых сил по длине вала, так
и значение осевой силы, приложенной к радиально-упорному подшипнику.
Данное обстоятельство иллюстрируется примером, изображенным на
рис. 11.4.
Компенсация осевых сил является не единственным условием, а одним
из комплекса условий, которые учитываются при выборе компоновочной
схемы ТНА, что подробно рассмотрено в разд. 10.2. Следует отметить, что
рассмотренные мероприятия обеспечивают эффективную компенсацию
осевых сил только на установившейся рабочей частоте вращения ротора.
На неустановившихся режимах — при раскрутке или останове ТНА —
значения осевых сил и их равнодействующей могут значительно отличаться
от расчетных, полученных для установившегося рабочего режима.
Автоматические разгрузочные устройства. Для того чтобы осуществить
компенсацию осевых сил на всех режимах работы ТНА, в его конструкции
можно предусмотреть специальный элемент — автоматическое разгрузочное
устройство, или автомат разгрузки.
Схема ротора насоса с автоматом разгрузки приведена на рис. 11.5.
274
Рис. 11.4. Распределение осевых сил
по валу ТНА:
а - эпюра осевых сил при консольной
схеме ТНА; б - эпюра осевых сил при
симметричной схеме ТНА; Н, и Нг -
насосы; Т - турбина
Рис. 11.5. Схема центробежного насоса
с автоматом разгрузки:
1 - центробежное колесо; 2 - автомат
разгрузки
Данное устройство представляет собой элемент, например, диск, жестко
закрепленный на валу или выполненный с ним как одно целое и имеющий
осевой зазор /?2 с корпусом. Этот зазор разделяют полости, в первой из
которых имеется высокое давление р1; а во второй — постоянное понижен-
ное давление р2 • Для того чтобы автомат разгрузки мог работать, оба шари-
ковых подшипника устанавливаются в корпусе с осевыми зазорами, до-
пуская таким образом осевое перемещение ротора. Если на валу возникает
осевая сила Rz, направленная справа налево, то вал переместится под
действием этой силы, и зазор Л2 уменьшится. При этом увеличится давле-
ние р 2, так как возрастут потери при перетекании жидкости через зазор.
Это, в свою очередь, увеличит осевую силу на разгрузочном устройстве,
направленную слева направо, которая уравновесит силу F, и ротор возвра-
тится в исходное положение.
Работа автомата разгрузки основана на перетекании рабочей жидкости
через осевой зазор h2 в полость низкого давления, что снижает КПД насоса.
Уменьшение утечек через зазор достигается использованием уравновеши-
вающих устройств с повышенным гидравлическим сопротивлением в
зазоре (рис. 11.6). Однако следует иметь в виду, что применение таких
конструкций приводит к повышению механических потерь на трение о
жидкость. Простое уменьшение номинального значения зазора Л2 с целью
снижения утечек ограничено, так как возникает опасность контакта торце-
275
Рис. 11.6. Варианты проточной части автомата разгрузки
Рис. 11.7. Автомат разгрузки со сферичес-
кой рабочей поверхностью
Рис. 11.8. Характеристика автомата разг-
рузки
вых поверхностей. Чтобы уменьшить опасность задиров, в ряде случаев
оказывается целесообразным замена плоских торцевых поверхностей
сферическими (рис. 11.7).
При конструировании разгрузочного устройства стремятся, с одной
стороны, свести к минимуму объемные потери, а с другой, — не допускать
в процессе работы чрезмерного уменьшения зазора в торцевой щели, так
как это может привести к задирам.
Удовлетворить обоим требованиям можно лишь при наличии крутой
характеристики F = f (h2) (рис. 11.8), когда даже малые изменения зазо-
ра h 2 вызывают большое изменение силы на разгрузочном устройстве.
Наклон характеристики определяется отношением перепадов давлений
ДР2
(3= ----(Др=р0-р2; Др2=Р1-Р2)-
др
Расчет автоматического разгрузочного устройства сводится к выбору
таких его геометрических размеров, которые бы обеспечивали выполнение
равенства F = Rz (Rz — осевая сила на роторе), при минимуме объемных
потерь И и приемлемых зазорах h 2
276
11.3. ПРОЧНОСТЬ РАБОЧИХ ЛОПАТОК
ГАЗОВЫХ ТУРБИН
НАПРЯЖЕНИЯ, ВОЗНИКАЮЩИЕ В РАБОЧИХ ЛОПАТКАХ
При работе ТНА в рабочих лопатках осевой газовой турбины возни-
кают статические напряжения:
растяжения от центробежных сил масс самой лопатки и бандажа;
изгиба от воздействия на лопатку газовой силы, возникающей при дви-
жении газа по межлопаточным каналам;
изгиба от центробежных сил масс лопатки и бандажа;
кручения от центробежных масс лопатки;
кручения от газовых сил, действующих на лопатку.
Кроме этого, под действием вибраций в пере лопатки возникают дина-
мические напряжения изгиба и кручения, а в связи с ее неравномерным
нагревом по сечению — температурные напряжения.
Соотношение между значениями указанных напряжений зависит от
режима работы ТНА. В момент запуска ТНА на лопатках турбины дейст-
вует в основном газовая сила, которая в общем случае вызывает изгиб
и кручение лопатки. Обычно при определении напряжений принято рассмат-
ривать лопатку как консольный стержень, жестко заделанный в диске.
При этой газовая сила рассматривается как распределенная по длине
стержня поперечная сила. Наличие такой силы приводит к изгибу лопатки.
Кручение лопатки под действием газодинамических сил возникает в том
случае, если с центром жесткости G не совпадает центр парусности Е —
точка приложения равнодействующей газодинамических сил (рис. 11.9).
В выполненных конструкциях напряжения изгиба от газовых сил в корне-
вых сечениях лопаток ати = (2...6)- 107 Па. Напряжения кручения от га-
зовых сил значительно меньше, и их обычно не учитывают при расчете
лопатки.
Температурное поле лопатки турбины меняется в процессе работы
насосного агрегата: происходит прогрев лопатки, определяемый темпера-
турой, давлением и скоростью газа, омывающего лопатку, наличием охлаж-
дения, материалом, конструкцией лопатки, степенью парциальности тур-
бины. На рис. 11.10 приводится расчетное распределение температуры по
толщине профиля лопатки, а на рис.
11.11 — по средней линии профиля
лопатки в различные моменты време-
ни. Температурный градиент по тол-
щине лопатки не превышает 50...60°С,
т.е. незначителен; в то же время по
Рис. 11.9. Схема приложения крутя-
щего момента от газовых сил к перу
лопатки
277
О 100 200 300 400 500t;°C
Рис. 11.10. Распределение темпера-
туры по толщине профиля ло-
патки
средней линии между кромками и центром лопатки он может достигать
в процессе прогрева существенных значений (около 200...400 °C). Как
видно из графиков, прогрев лопаток после запуска ТНА происходит срав-
нительно быстро — в течение 8...10 с, после чего температурный градиент
стабилизируется и не превышает 50...60 °C по средней линии и 20...30 °C
по толщине лопатки.
Примерный характер изменения температурных напряжений по длине
средней линии профиля лопатки показан на рис. 11.12. В связи с тем, что
расширению более нагретой периферийной части препятствует менее нагре-
тая средняя часть, в поперечном сечении лопатки имеет место самоуравно-
вешенная эпюра напряжений, причем кромочные области лопатки имеют
напряжения сжатия, а средняя часть — напряжения растяжения. Максималь-
ное значение температурных напряжений в лопатках соответствует режиму
запуска и может достигать в конструкциях ТНА (10...15) • 107 Па. Однако
несмотря на большой уровень температурных напряжений, они не опасны
при ограниченном числе включений ТНА, если иметь в виду, что рабочие
лопатки изготавливаются из конструкционных материалов, обладающих
достаточной пластичностью.
С увеличением частоты вращения ТНА начинают возрастать напряжения
Рис. 11.11. Распределение температуры по
средней линии профиля лопатки
Рис. 11.12. Распределение температуры и тем-
пературных напряжений вдоль средней линии
профиля лопатки
278
Рис. 11.13. Изгиб лопатки центробежными
силами
от центробежных сил — их наибольшие
значения соответствуют режиму макси-
мальной частоты вращения. Напряжения
растяжения от центробежных сил являют-
ся наиболее опасными, так как в сов-
ременных ТНА достигают значения
(15...18) • 107 Па; кроме того, столь
высокие напряжения распределяются рав-
номерно по сечению в отличие, например,
от напряжений изгиба.
Изгиб лопатки под действием центробежных сил возникает в том слу-
чае, когда центры масс отдельных сечений по ее длине не совпадают с
осью R, которая проходит через центр масс корневого сечения (рис. 11.13).
В этом случае яри вращении турбины центробежные силы масс лопатки
стремятся совместить линию ее центров масс с осью R, т.е. возникает
изгибающий момент с составляющими Мх иМу, изгибающими лопатку в
плоскостях соответственно ROY и ROX. Особенностью изгибающего мо-
мента центробежных сил является то, что он приводит к изгибу в направ-
лении, противоположном направлению изгиба под действием газодинами-
ческих сил. Поэтому изгиб лопатки от центробежных сил обычно рассмат-
ривается как полезный фактор, позволяющий уменьшить напряжения
изгиба в ней от газодинамических сил.
Кручение лопатки под действием центробежных сил происходит в том
случае, если линия центров масс ее сечений представляет собой пространст-
венную кривую. Такую лопатку можно рассматривать как естественно
закрученный стержень, в поперечных сечениях которого при растяжении
наряду с продольной силой и изгибающим моментом действует крутящий
момент. Данная картина нагружения характерна для лопаток реактивных
предкамерных турбин, которые имеют относительно большую длину,
выполняются с переменным профилем по высоте, и могут иметь естествен-
ную закрутку. Однако в активных автономных турбинах ТНА применяют-
ся обычно короткие лопатки с постоянной площадью сечения по высоте;
их линия центров масс представляет прямую. Поэтому напряжения кру-
чения от центробежных сил в лопатках автономных турбин практически
отсутствуют.
После выхода ТНА на установившийся рабочий режим по мере нагрева
лопаток распределение температуры по сечению становится более равномер-
ным, что приводит к значительному снижению температурных напряжений.
Кроме указанных напряжений от статических нагрузок лопатки испы-
тывают дополнительные напряжения при быстром изменении теплового
режима по времени (’’тепловой удар”), а также от механических колеба-
ний пера лопатки (особенно при резонансе). Основным источником коле-
279
баний лопатки является неравномерность потока газа по окружности про-
точной части турбины, что вызывает периодическое изменение действующих
на лопатку газовых сил и как следствие этого — ее вынужденные изгибно-
крутильные колебания. Особенно опасны резонансные колебания лопатки,
которые имеют место при совпадении частот собственных и вынужденных
колебаний лопатки и характеризуются резким увеличением амплитуды
колебаний.
НАПРЯЖЕНИЯ РАСТЯЖЕНИЯ ОТ ЦЕНТРОБЕЖНЫХ СИЛ
При расчете напряжений лопатку принято рассматривать как упругую
консольную балку, жестко закрепленную на диске. При этом пользуются
системой прямоугольных координат R, X, Y (рис. 11.14). Ось R перпенди-
кулярна оси вращения и проходит через центр масс корневого сечения
лопатки. Ось X совпадает с осью вращения и направлена в сторону потока
газов. Ось X перпендикулярна плоскости ROX, причем положительное
направление выбирается так, чтобы при повороте оси Y в направлении
вращения лопаток ее положительная часть совместилась с положитель-
ной частью оси R.
Введем следующие обозначения для размеров лопатки:
/?к> «в, #ср ~ радиусы соответственно корневого, внешнего и сред-
него сечений лопатки;
h л - полная высота лопатки, /гл=7?в-7?к;
h — текущее значение высоты лопатки, отсчитываемой от корневого
сечения;
FB, FK — площади внешнего и корневого сечений лопатки;
z — число лопаток;
р — массовая плотность материала.
Рассмотрим лопатку, вращающуюся вместе с диском вокруг оси с
Рис. 11.14. Система координат и основные обоз-
начения при расчете напряжений от центробежных
сил в пере лопатки
Рис. 11.15. Расчетная схема лопатки
280
угловой скоростью cd. Выделим бесконечно малый элемент лопатки на те-
кущем радиусеR с площадью сеченияЕ (рис. 11.15).
Центробежная сила от массы dm бесконечно малого элемента будет
dPc=RcD2dm (11.29)
или, учитывая, что dm = pFdR,
dPc= pc^FRdR. (11.30)
Центробежная сила части лопатки от радиуса R до вершины лопатки RB
**
Рс=рш2 S FRdR. (11.31)
R
Окончательное определение центробежной силы зависит от закона
изменения площади сечения лопатки F по ее длине.
Лопатка с постоянным сечением по высоте (F = const). В этом случае
центробежная сила отсеченной части лопатки
Pc=pw2F SRdR (11.32)
R
или после интегрирования и подстановки пределов
Я’ ~R2
Pc=pu2F-~----------. (11.33)
Если на периферии лопатки установлен бандаж, то центробежная сила
от его массы, приходящаяся на одну лопатку,
„ габйвщ!
гс б-----~ ’
где тб — масса бандажа; z — число лопаток.
Тогда центробежная сила отсеченной части лопатки с учетом бандажа
R\ - Я2
Pc=Pcd2F ---------- +----------. (11.34)
Растягивающее напряжение в сечении, взятом на радиусе R:
рс Rl~R'
а = ----- = рш2--------- +---------.
р F 2 zF
Очевидно, что максимальное напряжение достигается в этом случае
в корневом сечении, т.е. приR =RK
281
2
apmax ~РШ
Rb~Rk +
2 + zFK
(11-35)
Учитывая, что —-------— = RCphn, получаем окончательную расчет-
ную формулу для максимального напряжения растяжения от центробежных
сил в лопатке постоянного сечения
m^RB
CTpmax—^ср^л + “7
к
(11.36)
На рис. 11.16 приводится распределение напряжений ар по высоте
лопатки с постоянной площадью сечения, откуда видно, что максимальное
напряжение ар тах в такой лопатке имеет место в корневом сечении.
Кроме того, важной особенностью таких лопаток является то, что при
отсутствии бандажа напряжение ор в них не зависит от площади поперечно-
го сечения. Лопатки с постоянной площадью поперечных сечений выгодно
применять в случае их относительной малой высоты (hn/Rcp < 1/3).
Такие короткие лопатки применяются обычно в парциальных автономных
турбинах, однако с увеличением высоты лопатки напряжения цр у корня
Рис. 11.16. Распределение напряжений ндоль
лопаткн с постоянным поперечным сечением:
1 - без бандажа; 2 - с бандажем
Рис. 11.17. Распределение площади поперечно-
го сечения и напряжений ндоль лопаткн с
переменным сечением при различных значе-
ниях показателя степени q
282
становятся недопустимо большими, что требует специального профилиро-
вания площади сечения лопатки по высоте.
Лопатка с переменным сечением по высоте. В предкамерных турбинах
ТНА, для которых характерен большой секундный расход рабочего тела
(особенно при большой тяге двигателя), высота рабочей лопатки дости-
гает значительных значений. С целью уменьшения напряжений в самих
лопатках, а также снижения центробежной нагрузки от них на диск, такие
лопатки целесообразно выполнять с переменной площадью сечения по
высоте.
Характер изменения площади поперечного сечения лопатки по высоте
удобно аппроксимировать степенной функцией
F = FK-ahq, (11.37)
где а — коэффициент пропорциональности, определяемый из условия
на радиусе R = Я в,
F = F ahq
в гк ин п'
откуда
q — показатель степени, определяющий характер изменения площади по
высоте.
Тогда значение элементарной центробежной силы
dPc = рш2 (FK - ah (Як +h)dh .
Полная центробежная сила лопатки
Рс=рш2 J (FK-ahq)(RK+h)dh
о
или после интегрирования с учетом (11.38) и преобразований
Рс=рщ2Як/глЯсра, (11.39)
где
Напряжение в корневом сечении лопатки со степенным законом изме-
нения площади сечения по высоте с учетом бандажа
283
m6R^
<7p =рш^лйсра +
zFk
(11.40)
На рис. 11.17 приводится изменение напряжений растяжения по высоте
лопатки при различных законах профилирования (без учета бандажа).
Как видно, при q > 1 максимальное напряжение будет в корневом сечении,
а при q < 1 оно может быть в сечении, расположенном выше корневого.
Если зависимость изменения площади поперечного сечения лопатки
от высоты не установлена, но известны площади сечений, то напряжения
растяжения от центробежных сил в заданных сечениях определим по сле-
дующей формуле:
(11.41)
где i — номер сечения.
Нумерацию сечений следует вести от радиуса R в к корневому сечению.
При расчете достаточно взять четыре-пять сечений по высоте лопатки.
НАПРЯЖЕНИЯ ИЗГИБА ОТ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛ
На изгиб рабочие лопатки рассчитываются на режиме максимального
расхода рабочего тела. Газодинамические силы, действующие на лопатку,
можно представить в виде интенсивностей нагрузок Рх и Ру, отнесенных
к единице длины лопатки и действующих на лопатку в направлении ука-
занных осей (рис. 11.18).
Из газодинамического расчета турбины известны следующие параметры
газа:
проекция скоростей газа на ось, совпадающую с осью вращения вала,
и на ось, перпендикулярную ей, cla, ciu, с2а, с2и ;
окружная скорость лопатки на данном
радиусе и;
плотность газа pi и р2\
давление газа р j np2
Здесь индексом ”1” отмечены величи-
ны, характеризующие состояние газа на
входе в рабочее колесо, индексом ”2” —
величины на выходе.
Рис. 11.18. Расчетная схема лопатки при определе-
нии напряжений изгиба от газовых сил
Интенсивность нагрузки на радиусе R определяется по формулам
Рх= (Р1 ~ Рг) - Plcla(c2a~cia)’ (11.42)
ь Z €
Ру=~ О1-43)
где е — степень парциальности турбины.
Зная интенсивности распределенной нагрузки Рх и Ру, определим
теперь изгибающие моменты Мх относительно оси ОХ в плоскости ROY
и Му относительно OY в плоскости ROX, в корневом сечении лопатки,
где они максимальны. Элементарные моменты в корневом сечении
dM = Р (R-RK)dR-,
(11.44)
dMy =PX(R - RK)dR.
Полные изгибающие моменты в корневом сечении
RB
Мх= J PyfR-RJdR-,
RK (11.45)
RB
М = J Px(R~RK)dR.
RK
В случае коротких лопаток, весьма часто используемых в турбинах
ТИА, приближенно можно считать, что интенсивность нагрузки на среднем
радиусе лопатки
R,. + R„ m-(c - c3.,rn)
^ер-^ер)* ' ; (11.46)
_ , (1147)
У zehn
где тт — секундный расход рабочего тела турбины, кг/с.
В случае активной турбины Р1ср « Р2ср, тогДа выражение (11.46)
упрощается
Р = . (11.48)
2е7гп
285
Мх=Ру
М=рх
С учетом усреднения Рх и Ру изгибающие моменты относительно
осей ОХ и OY выразятся следующими зависимостями:
(RB-R)2
2
(Яв-Я)2 (11.49)
2
В общем случае напряжения изгиба лопатки определяются так же, как
напряжения при пространственном изгибе стержня, т.е. относительно главных
осей инерции. Для этого необходимо определить положение главных осей
и найти моменты газовых сил относительно этих осей.
Профиль поперечного сечения лопатки реактивной турбины изображен
на рис. 11.19. Главные оси инерции проходят через центр тяжести сечения,
причем приближенно можно считать, что ось f параллельна хорде и направ-
лена от передней кромки профиля к задней, а ось т? перпендикулярна оси f
и направлена от корытца к спинке профиля сечения лопатки. Моменты
газовых сил относительно главных осей инерции
М? = Мх cos (3 + Му sin (3;
МГ) = Мх sin (3 - Му cos (3.
(11.50)
Профиль поперечного сечения лопатки активной турбины изображен
на рис. 11.20. В связи с малыми углами установки активных лопаток
можно полагать угол (3 = 0, тогда
М $ = Мх; М = — Му .
Рис. 11.19. Геометрические характеристики лопатки с реактивным профилем
Рис. 11.20. Геометрические характеристики лопатки с активным профилем
286
(11.51)
Напряжение изгиба в любой точке сечения определяются соотношением
а»= ~ * + 7~
Ji Jn
где — главные моменты инерции поперечного сечения, м4; р, f —
координаты точки относительно главных осей, м.
Необходимо определять напряжения изгиба для точек сечения, наи-
более удаленных от главных осей. Такими точками профиля являются
точки А (£л, т?л); В(£я,т?я); C(fc,7?c) (см. рис. 11.19). Нетрудно уви-
деть, что в точке- А всегда имеется растягивающее напряжение, а знак
напряжений в точках В и С зависит от соотношений между значениями
моментовМи моментов инерции и
Обычно в турбинных лопатках главные моменты инерции сечений
связаны соотношением JT)> (10...15) , в то время как значения изги-
бающих моментов имеют один и тот же порядок. Поэтому напряжение
изгиба в произвольной точке можно приближенно определить по формуле
<7Н= ----- П-
Ji
(И-52)
Для коротких лопаток, учитывая, что интенсивность нагрузок приб-
лиженно считается постоянной по высоте лопатки, определяем интенсив-
ность нагрузки Ру из условия
^Кр.т ~ Ру h л ^ср z (11.53)
с другой стороны,Л/Кр т = 7Vt/cj, откуда
(11.54)
2VT
Р = --------------,
? ш h п R z е
где Мкр — крутящий момент на валу турбины, Н-м; 7VT — мощность
турбины, Вт.
При расчете напряжений в лопатке необходимо знать геометрические
характеристики ее сечения, такие как площадь поперечного сечения F,
моменты инерции сечения J и .
В том случае, когда лопатка имеет профиль, изображенный на рис. 11.20,
геометрические характеристики могут быть определены по следующим
приближенным формулам:
F=0,7Z>5;
= 0,04Z>5 (h2 +52);
= 0,038635.
287
ИЗГИБ ЛОПАТОК ЦЕНТРОБЕЖНЫМИ СИЛАМИ
Если центры тяжести сечений лопатки не лежат на одном радиусе,
проходящем через центр тяжести корневого сечения, то центробежные силы
вызывают изгиб лопатки. Несовпадение центров тяжести сечений лопатки
с радиусом, проходящим через корневое сечение, объясняется следующими
причинами:
изгибом лопатки под действием газодинамических сил;
выносом центров тяжести сечений лопатки в сторону действия газо-
динамических сил с целью компенсации изгиба, возникающего от этих сил.
Пусть у элемента лопатки dR (рис. 11.21) центр масс расположен в
точке С с координатами X, У. Тогда изгибающие моменты центробежных
сил этого элемента относительно корневого сечения, центр тяжести кото-
рого расположен в точке К, будут:
в плоскости вращения dMjx = dPj^y, где dPjR — проекция центробеж-
ной силы dPj на ось R; так как угол а мал, то dPjR » dPj = pFco2 RdR,
тогда
dMjx =—рРы2 RydR-, (11.55)
в осевой плоскости dMjy =dPjX, или с учетом значения dPj
dMjy = —pFw2 RxdR. (11.56)
Знак минус в (11.55) и (11.56) берется потому, что моменты центробеж-
ных сил противоположны моментам газовых сил.
Полные изгибающие моменты центробежных сил лопатки относительно
корневого сечения определяются следующими выражениями:
MjX=— рсо2 J FRydR\
rb (11.57)
RK
Mjy=~p<x>2 J ERxdR.
RB
Действие центробежных сил приводит к тому, что суммарный изги-
бающий момент, а следовательно, и прогиб лопатки будет меньшим, чем от
действия только газовых сил. Меньшими будут и напряжения изгиба лопат-
ки. В выполненных конструкциях лопаток ТНА напряжения изгиба от
действия центробежных сил в корневом сечении лопатки обычно состав-
ляют = (3...7) 107 Па. Таким образом, на соответствующее значение
удается уменьшить напряжения изгиба от газовых сил. Это обстоятельство
специально используют для разгрузки лопаток от чрезмерно больших
напряжений изгиба газодинамическими силами.
288
'Рис. 11.21. Изгибающие моменты от центробеж- Рис. 11.22. Лопатка с линейным
ных сил, приложенные к лопатке выносом центра масс
Существуют два следующих конструктивных способа уменьшения
напряжений изгиба в лопатке.
1. Вынос линии ее центров масс, являющейся прямой в ту же сторону,
в которую направлены газодинамические силы. Этот способ конструктивно
прост, технологически удобен и часто применяется для разгрузки коротких
лопаток.
Лопатки активных турбин часто выполняются с линейным выносом
центров масс сечений в плоскости YOR в сторону вращения диска, как
показано на рис. 11.22, что позволяет создать момент Mjx, противополож-
ный моменту газовых сил.
Данный способ является основным способом разгрузки турбинных
лопаток ТНА.
2. Профилирование лопатки таким образом, чтобы линия центров масс
ее сечений представляла собой специально подобранную кривую. Такой
способ позволяет компенсировать напряжения не только в корневом,
но и в других сечениях лопатки. Данный способ технологически более
сложен, чем первый, и его применение может быть целесообразным лишь
для длинных лопаток. В коротких лопатках турбин ТНА данный способ
практически не применяется.
Оба перечисленных способа компенсации являются одиорежимными,
так как позволяют эффективно разгрузить лопатку лищь на одном режиме
работы ТНА. Более универсальным способом разгрузки лопатки от изгиб-
ных напряжений является шарнирное крепление лопаток к диску. В этом
случае на всех режимах работы ротора изгибающий момент в корневом
сечении лопаток равен нулю.
10- 1758
289
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗАПАСОВ ПРОЧНОСТИ
В ПЕРЕ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ
Условие прочности лопатки по пределу прочности записывается сле-
дующим образом:
t
ko=^>kN,
(11.58)
где ко — рабочий коэффициент запаса прочности; — предел прочности
материала лопатки в расчетной точке при рабочей температуре; —
суммарное напряжение в расчетной точке сечения; kN — нормативный
коэффициент запаса прочности.
Суммарное напряжение определяется как сумма напряжений растя-
жения от центробежных сил и напряжений изгиба от газовых сил, т.е.
= ар + ан. Пренебрежение изгибом от центробежных сил идет в запас
прочности. Минимальное значение коэффициента запаса прочности ко
не всегда соответствует напряжению aSmax, так как предел прочности
ав min может иметь место в другом сечении.
Таким образом, для проверки условия прочности (11.58) требуется
в общем случае построение графиков распределения напряжения и пре-
дела прочности а * по длине лопатки.
Строятся графики распределения напряжений изгиба, растяжения и
суммарных напряжений, а также распределения температуры tn и предела
прочности по высоте лопатки (рис. 11.23). Графики необходимо строить
для точек А сечений лопатки (см. рис. 11.19), в которых напряжения
изгиба являются максимальными растягивающими напряжениями. В соот-
ветствии с графиками рис. 11.23 минимальный запас прочности &omin
имеет место между сечениями III и IV.
Значение коэффициента запаса прочности лопатки следует принимать
равным kN = 1,4...1,5, если лопатка изготовлена любым способом за исклю-
чением литья. В случае литой лопатки коэффициент kN следует увели-
Рис. 11.23. Распределение напряжений н коэффициента запаса прочности вдоль лопатки
290
В лопатках с постоянным по длине поперечным сечением максималь-
ное значение напряжения имеет место в корневом сечении, а температу-
ра мало меняется по высоте. В этом случае определение запаса прочности
лопатки следует проводить лишь для корневого сечения.
Возможными мероприятиями по обеспечению условия прочности
(11.58) лопатки являются:
изменение параметров профиля лопатки b и 5;
изменение закона профилирования сечений лопатки по высоте;
применение материала с улучшенными механическими свойствами.
11.4. ПРОЧНОСТЬ ДИСКОВ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
НАГРУЗКИ, ПРИЛОЖЕННЫЕ К ДИСКУ,
И РАСЧЕТНАЯ СХЕМА
Диски газовых турбин являются наряду с рабочими лопатками наибо-
лее ответственными элементами конструкции ротора. Для них характерно
наличие высокой окружной скорости (до 400 м/с), высокой температуры
и значительного температурного градиента вдоль радиуса диска.
На рабочем режиме в диске возникают следующие напряжения:
растяжения от центробежных сил самого диска, а также от центробеж-
ных сил лопаток, установленных на ободе диска;
изгиба от газовых сил, действующих на лопатки в осевом направле-
нии, а также от центробежных сил масс лопаток и масс самого диска в слу-
чае их асимметрии относительно срединной плоскости диска;
температурные, возникающие при неравномерном нагреве диска вдоль
радиуса и по толщине;
кручения от момента газовых сил, действующих на лопатки в плоскос-
ти вращения диска.
Кроме того, в связи с высоким уровнем температуры снижается меха-
ническая прочность материала диска.
Наибольшие напряжения от центробежных сил соответствуют режиму
максимальной частоты вращения ротора. Температурные напряжения ме-
няются в процессе работы ТНА по мере прогрева диска вдоль радиуса и
по толщине. Расчеты показывают, что изменение температуры по радиусу
диска носит нелинейный характер. Наибольший перепад температур дости-
гается через 40...70 с после начала работы ТНА, а затем он уменьшается.
В современных конструкциях дисков максимальный перепад температур
вдоль радиуса диска составляет 250...400 °C. Значительно меньший темпе-
ратурный перепад возникает по толщине диска. Лишь в случае охлаждения
диска с одной стороны максимальная разность температур может достигать
80...100 °C. Когда же диск охлаждается с двух сторон или вообще не охлаж-
дается, можно с достаточной для инженерных расчетов точностью сказать,
что диск по толщине нагрет равномерно.
291
Рис. 11.24. Элемент диска с прило-
женными нагрузками
Существуют два основных
подхода к расчету дисков на
прочность — анализ прочности
диска известного профиля и
определение оптимального про-
филя диска с учетом ограни-
чений на его характеристики
прочности.
х В соответствии с первым
подходом для диска с заданны-
ми геометрическими размерами и заданным материалом условие его проч-
ности проверяется по двум критериям — по местной прочности и несущей
способности (по разрушающей частоте вращения).
В случае неудовлетворения хотя бы одного из этих двух условий проч-
ности необходимо изменить геометрию диска (главным образом размеры,
характеризующие его профиль) или применить другой конструкционный
материал.
Второй подход предполагает целенаправленное достижение такого
профиля диска, при котором обеспечивается минимум массы диска при
условии выполнения ограничений на местную прочность и несущую способ-
ность, а также конструктивных и технологических ограничений. Решение
подобной задачи — задачи оптимального проектирования — возможно лишь
при использовании современных ЭВМ и эффективных вычислительных
алгоритмов. В настоящее время такой подход к расчету, а точнее к проекти-
рованию дисков, а также других ответственных деталей двигателей быстро
развивается в рамках системы автоматизированного проектирования.
Расчет местной прочности диска связан с определением напряженного
состояния в любой точке диска. Составим соответствующую расчетную
схему путем введения следующих гипотез и допущений относительно
свойств материала, геометрии диска и приложенных к нему нагрузок
(рис. 11.24) :
материал диска упругий, изотропный;
диск тонкий, толщина h и ее изменения малы по сравнению с наружным
радиусом R н диска (--- < 1);
диск симметричный относительно своей срединной плоскости;
напряжения изгиба и кручения, которые, как правило, значительно
меньше других, не учитываем;
внешние нагрузки (от лопаток на внешнем диаметре и от напрессовки
диска на вал — на краю центрального отверстия распределены равномерно
по толщине диска и по его окружности) ;
292
температура распределяется равномерно по толщине и по окружности,
изменяясь только по радиусу.
С учетом введенных допущений можно считать, что в тонком осесим-
метричном диске под воздействием внешних нагрузок возникают нормаль-
ные напряжения aR и ад, причем радиальное напряжение aR нормально
к кольцевому сечению, а окружное напряжение од — радиальному сечению
диска.
Определение напряжений aR и ад является основной задачей при рас-
чете местной прочности диска. Следует отметить, что такая задача является
весьма сложной статически неопределимой задачей.
Точные определения напряжений aR и ад возможны лишь для некото-
рых частных случаев профилей дисков, а именно для дисков постоянной
толщины, конического диска и диска равного сопротивления.
В быстровращающихся турбинах ТНА такие диски практически не
применяются, так как в них не обеспечивается необходимая прочность.
Условия прочности, а также конструктивные и технологические требования
приводят к тому, что реальные конструкции дисков могут иметь профили
довольно сложных форм — с резкими изменениями толщины в районе
обода и ступицы, с различными законами изменения толщины полотна.
Кроме того, неравномерный нагрев диска по радиусу приводит к соответ-
ствующему изменению величин Е и а, которые зависят от температуры.
Существуют приближенные инженерные методы расчета дисков произ-
вольного профиля, которые позволяют определить напряжения в нем с
требуемой для практических расчетов точностью. Среди этих методов
наибольшее практическое применение получили методы конечных раз-
ностей, двух расчетов, интегральный и кольцевых элементов.
Метод двух расчетов подробно рассмотрен в учебнике Г.С. Скубачевс-
кого [18] , а интегральный метод — в учебнике А.Ф. Гурова и других авто-
ров [12]. В практике расчетов дисков ТНА получил применение метод
конечных разностей, который обеспечивает приемлемую точность расче-
тов и, кроме того, удобен при расчете на ЭВМ. Однако в последнее время
предпочтение отдается методу кольцевых элементов, который также удо-
бен при расчетах на ЭВМ, отличается большей точностью и простотой.
Перечисленные методы дают возможность определить распределение
напряжений вдоль радиуса R диска, т.е. в одномерной постановке. Во
многих случаях, однако, реальные условия работы турбин таковы, что
существует неравномерное распределение температуры материала диска
не только вдоль радиуса, но также по толщине и по окружности. Кроме
того, актуальной является задача определения напряжений в диске с учетом
концентраций напряжений, например в местах соединения диска с лопат-
ками, резкого изменения толщины в области отверстий в полотне дис-
ка и т.п. Такие задачи можно решить лишь в трехмерной постановке. Эф-
фективным методом их решения в настоящее время является метод конеч-
ных элементов, который позволяет реализовать на ЭВМ математические
модели, значительно приближающиеся к реальному объекту расчета. Тем
293
не менее решение задачи в одномерной постановке имеет свои области
применения, например позволяет быстро оценить напряженно-деформиро-
ванное состояние диска на этапе эскизного проектирования двигателя.
Предпочтительным при этом является метод кольцевых элементов, рас-
сматриваемый ниже.
РАСЧЕТ ДИСКОВ МЕТОДОМ КОЛЬЦЕВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
Расчетные уравнения. В соответствии с данным методом диск произ-
вольного профиля разбивается кольцевыми сечениями на участки. Каждый
такой участок рассматривается как кольцевой элемент постоянной толщи-
ны, средней между толщинами на границах участка. Считается также, что
в пределах участка температура изменяется вдоль радиуса по линейному
закону, а модуль упругости материала Е и коэффициент линейного расши-
рения а принимаются постоянными, равными их значениям в пределах
участка. Пример разбиения диска на кольцевые элементы дан на рис. 11.25.
В основу метода кольцевых элементов положены две формулы расчета
напряжений в диске постоянной толщины, которые могут быть получены
путем решения дифференциального уравнения радиальных смещений в
диске постоянной толщины. Данное уравнение имеет следующий вид
d2u
dR2
_1__du_
R dR
~ = (l+p)a —----—-pu2R, (11.59)
R2 ' dR E ’
где и — радиальное смещение; р — плотность материала.
Считая, что в пределах участка температура меняется по линейному
закону t = t j + a (R - Rг), получаем, что dt/dR = а, где а = kt/kR.
Общее решение дифференциального уравнения (11.59) имеет вид
u = CxR + +BtR2 +B„R3, (11.60)
где Ct и С2 — постоянные интегрирования.
Рис. 11.25. Схема разбиения диска на участки и распределение напряжений вдоль ра-
диуса (диск с центральным отнерстием)
294
Коэффициенты Bt и Вш определяются соотношениями
Bt = а(1 + р)а, Вш = - у- рш2.
Для того чтобы перейти от радиального смещения и к напряжениям ад
и ff/j, воспользуемся формулами
°9 = ~ Д2 I-— + м +д)]; (11.61)
= у—; [— +д —-а^(ц-д)]. (11.62)
Подставляя в них общее решение (11.60), получим
а9 = [(1+д)С1 + -^С2+5г(1+2д)Я +
+ Bw(l+3M)K2-<n(l+M)]; (11.63)
о = [(1+м)С1- С2+Вг(2+д)/? +
+ Вш(3 + д)Я2-«(1+д)]. (11.64)
Постоянная С2 определяется из условия, что в начальном сечении i
напряжения ов. и . известны (постоянная С\ далее не используется,
поэтому ее не определяем) . Формулу для определения С2 для г-го участка
можно получить, составив разность напряжений ае . и aR .
C2=(oe.-ORi) + ~BtRUBuR^. (11.65)
Приращение напряжений на участке определяется в виде следующих
разностей:
Дад = —oR_.
Подставляя сюда формулы (11.63) и (11.64), получаем после алгеб-
раических преобразований рабочие формулы приращения напряжений
R
Да9 ={- (o9;~or) + -i- рш2Я?[(1 - д) - (1 +3д) —] -
*- * I 4 R.
295
--г^-тг -riR; (п.бб)
Лря = > ~ P^2fllt(l ~0 + 0 +M) —4^*1 +
1 л I 4 1 R ?
♦ -L Ea (K,--L)J ^iR; (11.67)
Схематизация профиля диска системой кольцевых элементов приводит
к ступенчатому изменению толщины. Поэтому напряжения при переходе
с участка на участок изменяются также по ступенчатому закону.
Напряжения на внешнем радиусе участка
<(Ч1 =«9,. + Д«е;
°Ri^=aRi+&aR-
(11.68)
(11.69)
Напряжения ав, * и (JR на внутреннем радиусе следующего участ- ка определяются следующим образом. Из уравнения радиального равновесия внутренних сил
СТ р f ,т О' р +1 Ri+l /+I Ri+i 11
получаем
_ hi (11.70)
°Ri + l Ri+i ^i+i Ri+l
Из условия равенства перемещений сечения (i + 1) и, + i - u'i+J с уче-
том«= ~~ (ов — цаR)K
получаем
Ч+1-^1+1 = %+1~ма«,+1’
откуда
a(>i+ra'oi + l+^aRi+ra^+l}- (lk71)
Методика расчета. Для проведения расчета диск разбивается на коль-
296
цевые участки постоянной толщины (рис. 11.25), равной ее среднему зна-
чению. При этом для сужающейся части диска должно выполняться усло-
вие /г,//?,- + j < 1,3, а для расширяющейся части в месте перехода от полотна
диска к ободу - условиеhj + l/hj< 1,3.
Радиальное напряжение aRjl на внешнем радиусе диска (контурная
нагрузка) от действия центробежных сил лопаток и замковой части диска
задается. Оно может быть определено по формуле
“PFKZ
aRn~ 2nRHhH
где Op — напряжение растяжения в корневом сечении лопатки от действия
центробежных сил пера лопаток и бандажных лопаток; FK — площадь
корневого сечения лопаток; z — число лопаток на колесе; RH — внешний
радиус диска; h„ — толщина диска на внешнем радиусе.
Кривая изменения температур по радиусу диска заменяется ломаной
линией (рис. 11.26), так как в пределах участка изменение температуры
считается линейным. Модуль упругости Е и коэффициент линейного рас-
ширения а в пределах участка считаются постоянными, равными их сред-
ним значениям на участке. Напряжения вычисляются последовательно,
от сечения к сечению, задавая напряжения в исходном сечении. При этом
может быть два случая:
а) для диска с центральным отверстием aR =0 или a R = — р, где р —
контактное давление натяга; ав^ — задается произвольно;
б) для диска без центрального отверстия aR = ав = задается
произвольно.
По формулам (11.66) и (11.67) вычисляют приращения напряжений
на первом участке, а затем определяются напряжения на внешнем радиусе
первого участка по формулам (11.68) и (11.69). После Этого по (11.70)
и (11.71) находятся напряжения в начале второго участка, за ступенькой.
Таким образом, последовательно вычисляются напряжения во всех сече-
ниях, в том числе на внешнем контуре диска. Так как напряжения в исход-
ном сечении задавались произвольно, то необходимо провести второй
расчет. Задаемся новым (произволь-
ным) значением и вычисляем
о
все напряжения, включая и
Цд , при условии, что со = 0 и At = О
на всех участках.
Рис. 11.26. Схема диска с лопатками на
боковой поверхности
297
Напряжения во всех сечениях определяются по формулам
aRi aRj ^>aRi ’
где коэффициент находится из условия согласования радиального напря-
жения на в нешн е м к онту ре
aR =аЯ) +4>(3r} (11.73)
н н н
Для каждого сечения из-за наличия ступенек получается две пары
напряжений. В качестве расчетного для каждой пары напряжений следует
брать среднее значение. Исключение составляют сечения, в которых имеет
место действительное изменение толщины (например, ступица или обод),
так как в этих сечениях напряжения изменяются скачком.
Как показывают расчеты, существенное влияние на распределение
напряжений в диске оказывают наличие или отсутствие в нем централь-
ного отверстия, а также значение температурного градиента вдоль радиуса.
В диске с центральным ненагруженным отверстием (см. рис. 11.25)
напряжение = 0, в то время как напряжение о. имеет значительно
большее значение, чем в диске без центрального отверстия (см. рис. 11.27).
В обоих случаях температурный градиент уменьшает или даже делает ежи
мающими напряжения на периферии диска и увеличивает напряжения
<jR и ав в других частях диска.
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ДИСКОВ РАДИАЛЬНЫХ ТУРБИН
И ЦЕНТРОБЕЖНЫХ НАСОСОВ
У рабочих колес радиальных турбин и центробежных насосов рабочие ло-
патки располагаются на боковой поверхности диска (см. рис. 11.26). Под дей-
ствием центробежных сил масс диска и лопаток, нагрева диска по радиусу
и разности температур лопаток и диска в колесе возникает совместная
упругая деформация лопаток и диска. В тех случаях, когда лопатки распо-
ложены на одной стороне диска, в нем помимо растягивающих возникают
также изгибные напряжения. В результате напряжения oR и а9 на стороне
диска, где размещены лопатки, могут значительно (в 2...3 раза) превышать
напряжения на свободной стороне диска. В связи с этим точный расчет
такого колеса на прочность представляет значительные трудности.
Приближенный расчет может быть проведен в рамках расчетной схемы
диска осевой турбины, рассмотренной выше, с использованием метода
кольцевых элементов. При этом жесткость лопаток, т.е. их способность
298
воспринимать нагрузки, не учитывается. Масса лопаток считается присое-
диненной к диску и распределенной равномерно по его поверхности. Эта
присоединенная масса при вращении колеса будет создавать добавочную
центробежную силу, влияние которой на напряжения может быть учтено
условным увеличением плотности материала колеса для каждого сечения
диска. При наличии покрывного диска считается, что он не оказывает влия-
ния на напряжения в основном диске.
Таким образом, элементарное кольцо высотой dR, выделенное на
радиусе R, имеет массу
dm — р (2irRh + zb8cp)dR
или
zScp6
dm = p(l + ,
Z ТТЛ rt
где p — плотность материала диска; z — число лопаток.
Отсюда можно определить так называемую приведенную плотность
материала колеса:
zScp6 ч
Рпр=р(1+ l.Rh~
(11.74)
С введением приведенной плотности появляется возможность исполь-
зовать при расчете напряжений в диске метод кольцевых элементов; при
этом необходимо для каждого сечения диска вычислить значение рпр.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗАПАСОВ ПРОЧНОСТИ ДИСКОВ
Условие прочности диска требует обеспечения во всех его сечениях
необходимого запаса местной прочности при одновременном удовлетво-
рении запаса прочности диска по разрушающей частоте вращения.
Понятие ’’разрушающая частота вращения” связано с определением
несущей способности диска и является важной характеристикой, позволяю-
щей определить, в частности, возможность превышения рабочей частоты
вращения. Простейшие формулы расчета запаса диска по разрушающей
частоте вращения получаются при использовании теории предельного равно-
весия, в соответствии с которой разрушающей частотой вращения иразр
принято считать такое значение частоты вращения, при котором во всех
точках диаметрального сечения диска окружные напряжения равны пределу
прочности материала (а9 = ав).
Запас прочности по разрушающей частоте вращения может быть опреде-
лен по следующей формуле:
299
• {((«»(«)« («)"] [4«’р7 +
1/2 • О'”)
где oB(R) — предел прочности материала; h (R) — текущее значение тол- I
щины диска; Лн — толщина диска на внешнем ободе; RH — радиус внеш- |
него обода диска; р — плотность материала диска; aR л — напряжение на 1
ободе диска от лопаток; J — момент инерции половины меридионального I
сечения диска; п — рабочая частота вращения диска, об/с. 1
Условие прочности диска включает, таким образом, условие местной 1
прочности и условие прочности по разрушающей частоте вращения |
к
° в
О,
oN’
”разр
pN’
(11.76)
(11.77)
где ко. — действующий запас местной прочности диска в z-м сечении;
kaN — нормативный запас местной прочности диска; kpN — нормативный
запас диска по разрушающей частоте вращения; о‘ — предел прочности
материала диска в z-м сечении; а;-. — интенсивность напряженного состоя-
ния диска в z-м сечении.
Для определения минимального запаса по местной прочности необхо-
димо построить диаграммы интенсивности напряжений а;-., предела проч-
ности ов. и действующего запаса прочности вдоль радиуса диска (рис. 11.27).
Нормативный коэффициент запаса местной прочности дисков осевых
турбин следует принимать равным kaN > 1,3.
Запас местной прочности диска центростремительной турбины 1,5.
Запас по разрушающей частоте вращения для дисков осевых и центро-
стремительных турбин kpN > 1,3...1,4. Если диск изготовлен литьем, то
коэффициенты запаса должны быть увеличены примерно на 10 %. Если
условия прочности (11.76) или
(11.77) не выполняются, то не-
обходимо изменить профиль дис-
ка, уменьшить контурную наг-
рузку или применить более проч-
ный материал.
Рис. 11.27. Распределение напряжений
в диске без центрального отверстия
11.5. ПОНЯТИЕ О КРИТИЧЕСКОЙ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ
РОТОРОВ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
С появлением в эксплуатации быстровращающихся роторов турбо-
машин замечено множество случаев, когда на отдельных режимах работа
ротора сопровождается недопустимо большими вибрациями. Сколь-нибудь
длительная работа ротора на таких режимах приводит к разрушению конст-
рукции из-за выхода из строя опор, касания деталей ротора о неподвижный
корпус, разрушения заведомо прочного (по статической нагрузке) вала
и ряда других причин. Многочисленные исследования показали, что появ-
ление сильных вибраций ротора обусловлено резонансом, т.е. совпадением
частоты его собственных изгибных колебаний с частотой вынужденных
колебаний. Соответствующие режимы работы ротора принято называть
резонансными режимами.
Особую актуальность вопросы исследования и устранения резонанс-
ных режимов приобретают при проектировании роторов турбонасосных
агрегатов, авиационных газотурбинных двигателей, турбогенераторов
энергоустановок ЛА и других быстровращающихся роторов двигателей
и нестационарных энергоустановок.
Ротор ТНА представляет собой упругую систему, так как под дейст-
вием радиальных сил его вал приобретает упругую деформацию изгиба.
Если на упругую систему в некоторой точке действует усилие, изменяю-
щееся по гармоническому закону
Q = X cos Q t ,
то система совершает вынужденные гармонические колебания по тому же
закону:
q = В cos Q t,
где X — амплитуда внешнего усилия (возмущающей силы); В — амплитуда
вынужденных колебаний; Q — круговая частота возмущающей силы;
t — время.
Собственные (или свободные) изгибные колебания ротора ТНА также
следует считать гармоническими.
Функцию колебаний ротора можно представить в виде гармонического
ряда, когда поперечное смещение любой точки вала определяется наложе-
нием ее смещений по всем формам колебаний (гармоникам).
Число форм колебаний соответствует числу независимых координат,
необходимых для определения в плоскости изгиба положения всех расчет-
ных масс системы, т.е. числу ее степеней свободы. С другой стороны, число
собственных частот колебаний системы равно числу ее форм колебаний.
Реальная конструкция ротора в связи с распределенной массой вала и
других деталей имеет бесконечное число форм колебаний. В то же время
его расчетные схемы в зависимости от степени схематизации могут иметь
301
Рис. 11.28. Примеры расчетных схем ротора:
а - схемы с различным числом степеней свободы; б - вид упругой линии вала при
различных формах колебаний
различное конечное число степеней свободы, и, следовательно, форм
колебаний.
На рис. 11.28, а представлены системы с различным числом степеней
свободы, а на рис. 11.28, б приведен вид упругой линии вала при его коле-
баниях по различным формам.
Для нахождения положения точечной массы в плоскости изгиба тре-
буется одна координата — линейное смещение у, положение диска опреде-
ляется двумя координатами — у и 0 (угол поворота сечения вала в месте
расположения диска).
Условие резонанса для вращающегося ротора
S2 = X, (11.78)
где X — круговая частота собственных колебаний ротора.
Таким образом, расчет резонансного режима сводится к определению
такого значения угловой скорости ротора со, при котором выполняется
условие (11.78). Заметим, что теоретическое число резонансных режимов
некоторой системы равно числу собственных частот колебаний системы.
Частоты возмущающей силы Q могут быть самыми различными, но,
как правило, они связаны с углойой скоростью ротора зависимостью
S2 = кы, (11.79)
где к = 1, 2,...,п — число кратности частоты возмущающей силы.
К числу возбудителей вынужденных колебаний ротора ТНА относятся:
газодинамические силы, действующие на рабочие лопатки турбины и
передающиеся на валы;
переменные поперечные силы, возникающие в результате неточности
изготовления деталей ротора, зубчатых колес и т.д. и несоосности соедини-
тельных муфт;
неодинаковая жесткость вала в двух направлениях;
неодинаковая жесткость корпусов подшипника в двух направлениях;
302
поперечная сила от собственной неуравновешенности (несбалансирован-
ности) ротора.
Возможны и другие возбудители колебаний.
Особенно опасным является резонансный режим, вызываемый силой
неуравновешенности ротора, так как эта сила присутствует всегда. Такой
резонансный режим принято называть критическим, а соответствующую ему
угловую скорость ротора <окр — критической угловой скоростью ротора.
Для конкретной конструкции ротора частота £1 вынуждающей силы
легко определяется. Так частота вынуждающей силы, вызванной неуравно-
вешенностью ротора, имеет число кратности k = I, т.е. Г2 = со. Таким обра-
зом, основной задачей при расчете критических скоростей ротора на этапе
его проектирования является определение собственных частот его изгиб-
ных колебаний.
11.6. КРИТИЧЕСКАЯ УГЛОВАЯ СКОРОСТЬ
НЕВЕСОМОГО ВАЛА С ОДНИМ ДИСКОМ.
’’ЖЕСТКИЙ” И ’’ГИБКИЙ” ВАЛЫ
Рассмотрим идеализированную схему ротора, состоящего из вала,
расположенного вертикально (для исключения валияния его массы) на
двух опорах, и диска, установленного в среднем сечении вала (рис. 11.29,д).
Введем следующие допущения:
пренебрегаем массой вала, полагая, что она мала по сравнению с массой
диска, однако учитываем упругие свойства вала;
считаем, что опоры, позволяя валу свободно вращаться, остаются
абсолютно жесткими;
полагаем, что центр масс диска смещен относительно геометрического
центра Oi на величину эксцентриситета е.
При неподвижном вале (со = 0) упругая ось вала прямолинейна и сов-
падает с осью подшипниковых опор.
При вращении вала (со =# 0) вследствие смещения центра масс диска
возникает центробежная сила Рс и вал начинает прогибаться, что, в свою
очередь, приводит к увеличению центробежной силы Рс = m (у + е)со2 и
увеличению прогиба (рис. 11.29, б).
Однако в связи с упругими свойст-
вами вала по мере его прогиба бу-
дет возрастать также сила упругого
сопротивления вала Ру, которую
можно считать пропорциональной
прогибу вала,т.е.Ру = су.
Рис. 11.29. Схема невесомого нала с
симметрично расположенным диском
Коэффициент пропорциональности с принято называть коэффициентом
изгибной жесткости вала; он представляет собой значение поперечной си-
лы Ру, которую необходимо приложить к валу, чтобы в месте приложения
силы был получен единичный прогиб (у = 1 м). Таким образом, коэффи-
циент изгибной жесткости с измеряется в Н/м и его значение зависит от
геометрических размеров сечения вала, расстояния между опорами I,
модуля упругости материала вала Е, места приложения поперечной силы Ру
и условия закрепления вала в опорах. Данный коэффициент может быть
определен методами сопротивления материалов. Применительно к рас-
четной схеме, изображенной на рис. 11.29, он равен:
для вала на опорах, допускающих поворот сечений (шарнирное
опирание)
48£/
С = ------
I3
для вала на опорах, не допускающих поворот сечений (глухая заделка)
(11.80)
192£V
с = -----
Г
(11.81)
В каждый данный момент силы Рс иРу уравновешивают друг друга, т.е.
т(у + е)со2 =су, (11.82)
откуда можно получить выражение для прогиба вала
meai2 е
у = ------- ---------------
с — т ai с
----- _ 1
тсо2
(11.83)
Формула (11.83) позволяет построить график зависимости прогиба
вала у от угловой скорости w (рис. 1.30); такую зависимость принято
называть амплитудно-частотной характеристикой.
Как видим из графика, при неподвижном вале его прогибу = 0. С воз-
растанием угловой скорости w про-
гибу также возрастает и стремится
к бесконечности. Соответствую-
щее значение угловой скорости
принято называть критической уг-
ловой скоростью вала шкр. Най-
РиС. 11.30. Амплитудно-частотная ха-
рактеристика ротора
304
дем это значение угловой скорости из выражения (11.83), приравняв
знаменатель к нулю, т.е.
откуда
(11.84)
Соответствующая критическая частота вращения в об/с
«кР
^кр
2 тг
(11.85)
На практике частоту вращения вала обычно определяют как число
оборотов вала в минуту:
п
кр
30 “кр
(11.86)
При переходе через критическую скорость знак прогиба скачкообразно
меняется и с дальнейшим увеличением ш величина прогиба у стремится
к величине эксцентриситета е.
На рис. 11.31 показано взаимное расположение характерных точек —
точки оси подшипников О, геометрического центра диска Oj и центра масс
диска на докритическом и сверхкритическом режимах.
На докритическом режиме (см. рис. 11.31, а) вал прогибается в сто-
рону эксцентриситета е, а на сверхкритическом (см. рис. 11.31, б) — в сто-
рону, противоположную эксцентриситету, и, таким образом, при ш = °°
диск будет вращаться вокруг своего центра масс, т.е. происходит само-
центрирование вала. Самоцентрирование вала объясняется действием
кориолисовых сил инерции: при подходе к критической скорости диск,
помимо переносной, имеет относительную скорость в радиальном направ-
лении. Поэтому на центр массы диска действует кориолисова сила, направ-
ленная перпендикулярно плоскости изгиба в сторону вращения вала. Она
вызывает поворот центра массы от-
носительно геометрического центра
(точки 01) на угол тг/2. В закри-
тической области направление отно-
сительной скорости меняется на
Рис. 11.31. Взаимное расположение точек
О, Ot, О2 на докритическом и закрнти-
ческом режимах работы ротора:
д-“<“Кр; б-ш>ыкр
305
обратное и кориолисова сила, изменив направление, поворачивает центр
массы диска на угол тг/2 до совмещения с осью подшипников.
Как показывают теоретические и экспериментальные исследования,
валы являются динамически устойчивыми как на докритическом, так и на
сверхкритическом режимах работы.
В зависимости от соотношения между рабочей щр и критической сокр
угловыми скоростями валы принято разделять на "жесткие” и "гибкие”.
Если для вала сор < шкр, то такой вал называется ’’жестким”. В противном
случае (сор > сокр) вал называется ’’гибким”. Современные ТНА, для
которых характерны высокие значения сор, могут иметь не только ’’жест-
кие”, но и ’’гибкие” валы.
Как видно из рис. 11.30, на критическом режиме вала (со = сокр) его
амплитуда равна бесконечности (у = °°). Разумеется, что реальная система
не может иметь бесконечную амплитуду, которая является следствием
слишком упрощенной расчетной схемы. В действительности при подходе
к критическому режиму центробежная сила от неуравновешенности диска
будет уравновешиваться не только поперечной силой упругости вала, но
и продольной силой и силами трения, которые в данной расчетной схеме
не учитываются.
Влияние сил трения на амплитуду колебаний рассматривается в
разд. 11.11.
Осевые растягивающие усилия при изгибе вала присутствуют всегда.
Однако их заметное влияние на значении амплитуды изгибных колебаний
сказывается на больших прогибах, т.е. на резонансном режиме или вблизи
него, так как наряду с радиальными составляющими реакций в опорах
появляются значительные осевые составляющие, уменьшающие прогиб вала.
11.7. ПОНЯТИЕ О ПРЕЦЕССИИ РОТОРА.
ВЛИЯНИЕ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО МОМЕНТА
НА КРИТИЧЕСКИЕ УГЛОВЫЕ СКОРОСТИ РОТОРА
Рассмотрим систему, состоящую из вала, установленного на двух опо-
рах, и диска, расположенного несимметрично относительно опор (рис. 11.32).
Опоры будем считать абсолютно жесткими, вал невесомым, но обладающим
упругими свойствами. В качестве существенных характеристик диска
принимаем его массу m и моменты инерции как относительно оси враще-
ния — полярный момент инерции Jn, так и относительно диаметральной
1п, Эд
Мг г
Рис. 11.32. Силы и моменты, действую-
щие на вал со стороны диска при пре-
цессии
Я
306
оси — диаметральный момент инерции JR. Попутно заметим, что для тонких
дисков (например, дисков осевых газовых турбин) между указанными
моментами инерции существует зависимость 7Д = 0,5Jn.
Пусть вал вращается вокруг своей оси с угловой скоростью со. На
вращающуюся систему действуют периодически изменяющиеся внешние
силы, которые принято называть возмущающими, вследствие чего система
будет совершать вынужденные колебания.
Частоты £2 возмущающих сил связаны с угловой скоростью вала со за-
висимостью
£2 = к со,
где к = 1,2, 3,...,п — число кратности частоты возмущающей силы.
Под действием возмущающей силы сечение вала, в котором располо-
жен диск, имеет прогибу и угол поворота в. При этом система совершает
сложное движение, составляющими которого являются вращение вала
вокруг собственной оси с угловой скоростью со (диск вращается с часто-
той со вокруг касательной и вращение изогнутой (но плоской)
оси вала с диском вокруг оси подшипников 00 с частотой возмущающей
силы £2. Последнее движение ротора называют прецессионным движением,
или прецессией, а угловую скорость £2 — частотой прецессии.
Прецессию ротора разделяют на прямую и обратную. Если направления
вращений ротора с угловыми скоростями со и О. совпадают, то такая пре-
цессия является прямой, в противном случае прецессию принято называть
обратной. Если при прямой прецессии выполняется условие со = Q, то это
прямая синхронная прецессия. Точно так же частным случаем обратной
прецессии является обратная синхронная прецессия (со = — £2). Нетрудно
заметить, что прямая синхронная прецессия вызывается неуравновешен-
ностью ротора, поскольку между угловой скоростью вектора неуравнове-
шенной силы £2 и угловой скоростью вала со выполняется соотношение
£2 = со.
Практический интерес к изучению прецессионного движения роторов
объясняется тем, что наличие прецессии существенно влияет на собственные
частоты изгибных колебаний вращающихся роторов и, как следствие,
на значения резонансных скоростей.
Рассмотрим силы и моменты, действующие на вал со стороны диска
при вращении, для чего вновь обратимся к рис. 11.32.
Со стороны диска на вал действуют:
центробежная сила Рс = my О.2, возникающая в связи с вращением
неуравновешенного диска; эта сила увеличивает прогиб и угол поворота
сечения вала;
момент центробежных сил Мс масс диска, возникающий при вращении
диска, смещенного на величину у и повернутого на угол 0, с угловой ско-
ростью £2 вокруг оси О ~ О;
гироскопический момент диска Мт, возникающий в связи с наличием
у прецессирующего диска поворотного ускорения.
307
Момент центробежных сил
Мс = -Jn0Q2.
Гироскопический момент
Мг = -2/д0П(со~П).
Знак минус в выражениях означает, что момент уменьшает прогиб вала у
и угол поворота в.
Определим суммарный момент,изгибающий вал:
=МС + МГ = -7Д0П2 -2J0 Я(со-Я)
или
M^=Ja0Q.2A, (11.87)
где
А = (1-2 —).
п
С помощью выражения (11.87) можно определить суммарный момент,
возникающий при любой прецессии.
Коэффициент А принято называть коэффициентом прецессии, так как
его значение зависит от вида прецессии.
При прямой синхронной прецессии, когда со = £2, коэффициент А — — 1
и суммарный момент = —7дсо20.
При прямой прецессии, когда со = 0,5 £2, коэффициент А = 0 и суммар-
ный момент = 0.
При обратной синхронной прецессии, когда со = — £2, коэффициент
А — 3 и суммарный момент — 37д со20.
Как видим, в области прямой прецессии, ограниченной значениями
со > 0,5 £2, суммарный момент имеет знак минус, т.е. направлен в сторону
уменьшения прогиба и угла поворота сечения вала, как бы увеличи-
вая естественную жесткость вала. Для соотношений между частотами
со < 0,5 £2, т.е. при любых обратных прецессиях, а также прямых прецес-
сиях в интервале (0 < со < 0,5 S2), суммарный момент направлен в сторону
уменьшения прогиба и угла поворота вала, как бы уменьшая естественную
жесткость вала.
Неоднозначное влияние момента на изгибную жесткость вала приводит
к тому, что значения собственных частот колебаний прецессирующего ро-
тора существенно зависят от угловой скорости со. Зависимость между
собственной частотой изгибных колебаний ротора X и угловой скоростью со
называется частотной характеристикой ротора, а ее графическое представ-
ление - частотной диаграммой.
308
Частотная диаграмма ротора позволяет сравнительно просто опреде-
лить любой резонансный режим, в том числе и критические режимы
работы ротора. Для построения частотной диаграммы составим уравнения
(см. рис. 11.32), пользуясь каноническими уравнениями метода сил.
Для рассматриваемой системы общая форма записи канонических
уравнений метода сил следующая:
У = с*1 iPc + ai гМ ;
(11.88)
0 = а2 iPc + а2
где О1 1, ац, ttj 1, в22 — коэффициенты податливости (от единичной наг-
рузки); Рс — центробежная сила; — суммарный момент.
С учетом Выражений для Рс и уравнения (11.88) можно перепи-
сать в виде
(at t m Q2 — 1)у + a 1 2 Л 0 = 0;
(11.89)
а2 ! т П2 у + (а2 2 /ДЛ2Л — 1)0 = 0.
Пусть X - собственная частота изгибных колебаний ротора.
Условием резонанса является равенство Q = X. Так как резонансные
режимы являются неустойчивыми, то для них должно выполняться условие
равенства нулю определителя, составленного из коэффициентов системы
(11.89), так называемого частотного определителя:
(<*1 ! т П2 - 1)
а2 1 т Q2
at 27д И2 А
(а227дП2А -1)
(11.90)
Раскрывая определитель (11.90), получаем частотное уравнение (с
учетом <*! 2 - а2 1, S2 = X)
(“11 «1 2 - “12)т7дА X4 -
— (а2 1 m + а2 2 /д Л) X2 + 1 =0. (11-91)
Данное уравнение является биквадратным. Коэффициенты податли-
вости могут быть определены с помощью методов сопромата, например
с помощью интеграла Мора или правила Верещагина. Для рассматривае-
мой системы коэффициенты податливости определяются следующим
образом:
2 lt I (21+1^1,
----—; <*1 2 =a2 1-----------
3EJ 6EJ
в в
l\ I
ai i = > а2 2
где 7В - момент инерции сечения вала; Е - модуль упругости материала
вала.
309
Рис. 11.33. Частотная характеристика ро-
тора
Решая частотное уравнение для различных значений коэффициента
прецессии А, можно построить частотную характеристику ротора в коор-
динатах со - X.
В общем виде частотная характеристика располагается в четырех
квадрантах и симметрична относительно начала координат. Поэтому обычно
ограничиваются изображением частотной характеристики только в I и II
квадрантах (рис. 11.33).
Частотная характеристика имеет две ветви. Ветви с меньшими часто-
тами соответствуют первой форме колебаний, ветви с большими часто-
тами— второй форме. Частотная характеристика имеет две горизонталь-
ные и одну наклонную ассимптоты, положение которых определяется
выражениями
/&2 2 г,
Х1 = 0; Х2 = V---; Х3 = J ш
« (а, 1 а2 2 - а,2 2)
Анализ частотной характеристики показывает, что в области прямой
прецессии с увеличением угловой скорости вала собственная частота сис-
темы X возрастает, в то время как в области обратной прецессии — умень-
шается. Это объясняется действием суммарного момента Мх, который при
прямой прецессии как бы увеличивает жесткость вала, а при обратной
прецессии уменьшает ее.
При наличии частотной характеристики (диаграммы) проектируемого
ротора можно легко определить резонансную угловую скорость ротора
для любой частоты Я возмущающих сил. Для этого на частотной харак-
теристике необходимо нанести луч, описываемый уравнением П = ксо,
в котором число кратности частоты имеет определенное значение для
каждой возмущающей силы. Координаты точек пересечения луча с кривы-
ми частотной характеристики представляют собой резонансную угловую
скорость и соответствующую ей собственную частоту колебаний ротора.
В том случае, когда возмущающей силой является сила неуравнове-
шенности диска, число кратности частоты к = 1 и точка пересечения соот-
ветствующего луча с частотной характеристикой дает значение первой
критической угловой скорости ротора.
310
11.8. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА КРИТИЧЕСКИХ СКОРОСТЕЙ
ВРАЩЕНИЯ РОТОРА ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
КАК СИСТЕМЫ С НЕСКОЛЬКИМИ СТЕПЕНЯМИ СВОБОДЫ
ФОРМИРОВАНИЕ РАСЧЕТНОЙ СХЕМЫ
Существенными элементами ротора ТНА как объекта расчета являются
вал, диск (диски) турбины, рабочие колеса насосов и опоры. Для прове-
дения расчета ротор представляется в виде дискретной модели, парамет-
рами которой являются жесткости вала и опор, массы и моменты инерции
диска турбины и рабочих колес насосов, а также массы участков вала.
Очевидно, что чем больше существенных факторов учтено при состав-
лении расчетной схемы, тем выше точность расчета. Одновременно, однако,
возрастают сложность расчетной схемы и трудоемкость вычислений,
В практических инженерных расчетах расчетную схему выбирают на
основе компромисса между точностью и трудоемкостью вычислений.
Разумеется, что с применением ЭВМ вопросы трудоемкости имеют второ-
степенное значение.
В зависимости от значений масс, моментов инерции и жесткостей
основных элементов роторы ТНА с одинаковыми конструктивными схе-
мами могут иметь различные расчетные схемы (рис. 11.34). Соответствую-
щие рекомендации сводятся к следующему:
1. Подшипники ротора принимаются в виде абсолютно жестких шар-
нирных опор. Если с целью повышения точности расчета необходимо учесть
податливость опор, то ориентировочно коэффициенты податливости опор
оцениваются значениями аоп = (5 ... 10) 10Г9 м/Н.
Рис. 11.34. Возможные расчетные схемы ротора ТНА:
1, 2, 3 - номера расчетных масс
311
2. В расчетной схеме следует стремиться заменить ступенчатый вал
сложной формы валом постоянного поперечного сечения. Если это не уда-
ется, то следует ограничиться одной-двумя ступеньками изменения сечения.
В случае двухвального ротора, когда два отдельных вала соединяются
при помощи короткого шлицевого валика (рессоры), каждый вал рас-
считывается на критическое число частоты вращения независимо друг от
друга.
3. Для вычисления массы диска осевой турбины, который представ-
ляет собой тело вращения сложной конфигурации, необходимо его раз-
бить на простейшие тела вращения (элементарные объемы), Тогда масса
диска
п
т = S Шр
i= 1
где п — число простейших тел вращения; mi — масса г-го тела вращения, кг,
Точно так же можно вычислить массу любого другого элемента ротора,
В тех случаях, когда полярный и диаметральный моменты инерции
элемента отличаются незначительно, всего на 25 ... 30%,элемент схемати-
зируется в виде точечной массы. Чаще всего такое упрощение оказывается
приемлемым для шнекоцентробежных колес насосов, а иногда также для
колес радиальных турбин. Если полярный и диаметральный моменты инер-
ции отличаются значительно, как, например, у рабочих колес осевых тур-
бин, элемент рассматривается как тонкий диск.
Большинство конструкций роторов ТНА вполне достаточно схемати-
зировать в виде системы с шестью степенями свободы. Во многих случаях
удается упростить схему, уменьшив число степеней свободы до четырех-
пяти и даже до трех, без заметного влияния на точность расчета. Многооб-
разие расчетных схем требует выбора в каждом конкретном случае наи-
более эффективного метода расчета, учитывающего как степень слож-
ности схемы по числу степеней свободы, так и применяемый метод вычис-
лений (с применением или без применения ЭВМ). В настоящее время
основными методами расчета критических скоростей роторов ТНА явля-
ются методы частотного определителя, динамических жесткостей и началь-
ных параметров.
Остановимся кратко на сущности первого метода, имея в виду, что
более подробно он и другие методы рассмотрены в работе [22].
МЕТОД ЧАСТОТНОГО ОПРЕДЕЛИТЕЛЯ
В тех случаях, когда число степеней свободы ротора не превышает трех,
расчет его критических скоростей без применения ЭВМ проще всего произ-
водить методом частотного определения. В конечном итоге при этом задача
сводится к решению частотного уравнения, являющегося алгебраическим,
степень которого равна числу степеней свободы системы.
312
Как показано в разд. 11.7, частотный определитель составляется на
основе канонических уравнений метода сил, там же приводится частот-
ный определитель для системы с двумя степенями свободы (консольно
расположенный диск).
Для схемы, состоящей из трех точечных масс (см- рис. 11.34), канони-
ческие уравнения имеют вид
= д3 J mi Q2 yi + ai 2 т2 S22 у2 +
+ д3 з т3 Q2 у3;
У2~а21Ш3^12у3 + (Х22т2^2-У2 +
+ Оз з тз Уз>
Уз =Д3 1 П2У1 + Дз 2 ^2 +
+ д33т3Л2у3, (11.92)
гдеуь у2, Уз — прогибы ротора в точках расположения масс; Л - частота
прецессии; д;у - коэффициенты податливости, причем индекс i означает
номер сечения, в котором измеряется перемещение, а индекс j - номер
сечения, в котором приложена единичная сила.
На критическом режиме выполняется условие
со = Q = Л,
кр
где X — собственная частота поперечных колебаний ротора.
Кроме того, определитель, составленный из коэффициентов канони-
ческих уравнений, равен нулю.
Для системы уравнений (11.92) частотный определитель имеет вид
1 Д1 2 т2 “1 3 тз
«1 1 rn J -
со2 кр д2 1 т3 1 ^2 2 ^2 — 2 <*2 з т3 ! = 0.
д3 1 т3 кр а3 2 т2 1 OL'x ъ 1Т1ъ (11.93)
<jj 2 кр
Для схем, которые содержат один диск и одну точечную массу (см,
рис. 11.34, е, ж), система канонических уравнений имеет вид
yi =ai ! т3 Q2 yi + Д1 2 т2 S22 у2 + од 3J2 д Х
X A Q2 02;
у2 =а2 i mi П2 yi + а22т2 S12 у2 + Д2 з J2a х
ХДП202; (11.94)
313
02 = а3 1 П2 yt + а3 2 т2 П2 у2 +
+ a33J АП2 02, (11.94)
где 6 2 — угол поворота сечения, в котором расположен диск; У2д — диа-
метральный момент инерции диска; А —коэффициентпрецессии; в слу-
(л)
чае тонкого диска А = 1 — 2 — .
п
Соответствующий частотный определитель будет (при условии, что на
КрИ1 ическом режиме А = 1 “i i — ы кр “г 1 a3i mi -1) “i 2 т2 1 а2 2 т2 - кр «з 2 т2 -“2 3^2д -“ззЛд — кр = 0. (11.95)
1 Вводя новую переменную х = и раскрывая определитель (11.93)
или (11.95), получаем кубическое уравнение:
х3 - Ах2 + Вх-С= 0. (11.96)
Если в определителе (11.93) ввести обозначение то коэф-
фициенты уравнения (11.96) равны:
/4 =«i i + «2 2 + аз з S
В =
«11 «21
«12 а2 2
Д1 1 «1 3
“з 1 “ЗЗ
«11 «12 «13
С- «2 1
«3 1
0-2 2 а2 3
«32 «33
Для определителя (11.95) используются те же коэффициенты при ус-
ловии, что а/3 У2д =«z-3.
Корни кубического уравнения (11-96) вычисляются известными ма-
тематическими методами.
Особенностью метода частотного определителя является то, что сте-
пень частотного уравнения равна числу степеней свободы системы. Поэ-
тому для систем с числом степеней свободы более трех этот метод целе-
сообразно применять лишь в тех случаях, когда используется ЭВМ.
314
11.9. СПОСОБЫ БОРЬБЫ
С КРИТИЧЕСКИМИ РЕЖИМАМИ РОТОРОВ
При проектировании ТНА необходимо обеспечить безрезонансную
работу ротора во всем диапазоне его рабочих частот вращения. В неко-
торых случаях при этом приходится учитывать возможность совпадения
рабочей угловой скорости ротора не только с первой, но и с последую-
щими (второй, третьей, а в ряде случаев и с четвертой) критическими
скоростями. На амплитудно-частотной характеристике ротора выделяют
запретные резонансные зоны (рис. 11.35), в пределах которых не допус-
кается работа ТНА во избежание больших вибраций (на рисунке эти об-
ласти заштрихованы). Надежность ротора по критическим угловым
скоростям оценивается отношением рабочей угловой скорости к ближай-
шему значению критической скорости
* = “р/“кр- (И-97)
Это отношение должно быть больше или меньше единицы.
Если рабочая угловая скорость близка к первой критической, то
условие надежности записывается в виде следующего неравенства
0,85 < к < 1,15. (11.98)
Неравенство (11.98) определяет запретную резонансную зону вблизи
первой критической скорости. Если рабочая угловая скорость близка к
одной из высших критических скоростей, то условие надежности ротора
имеет вид
(0,93 ... 0,95) <к< (1,05 ... 1,07).
(11.99)
В последнем случае допускается более узкая запретная резонанс-
ная зона, так как резонансные пики для высших критических скоростей
являются более острыми и захватывают более узкий диапазон оборотов.
Если проектируемый ротор не удовлетворяет условиям надежности,
то приходится выполнять специальные мероприятия по борьбе с резонанс-
ными режимами. К таким мероприятиям относятся:
отстройка от резонансных режимов;
демпфирование колебаний ротора.
Отстройка от резонансного ре-
жима направлена на изменение вели-
чины критических угловых скорос-
тей, а не рабочей, так как последняя
определяется из условий рабочего
процесса ТНА на более ранних этапах
проектирования и не подлежит изме-
Рис. 11.35. Недопустимые зоны работы
ТНА на амплитудно-частотной характе-
ристике ротора
Область
315
нению на этапе конструирования. Таким образом, отстройка от резонанс-
ного режима обеспечивается путем изменения упруго-массовых характерис-
тик системы.
Демпфирование колебаний ротора направлено на уменьшение ампли-
туды его колебаний при разгоне и на рабочем режиме.
ОТСТРОЙКА ОТ РЕЗОНАНСНЫХ РЕЖИМОВ
Сдвиг резонансных режимов в область больших угловых скоростей по
сравнению с сор (вправо). Чаще всего сдвиг вправо производится в тех
случаях, когда сор ротора несколько меньше ближайшей сокр. Если при
этом ближайшей сокр является первая угловая скорость, то обеспечива-
ется работа ротора в области жесткого вала.
Основными мероприятиями по отстройке вправо являются:
а) повышение жесткости вала при изгибе путем увеличения сечения
вала уменьшением расстояния между опорами и введением дополнитель-
ной опоры;
б) переход на двухвальный ротор,
Сдвиг резонансных режимов в область меиьших угловых скоростей
(влево). Чаще всего сдвиг влево производят в тех случаях, когда сор
ротора несколько больше ближайшей шкр, или же если стремятся к ра-
боте ротора в области гибкого вала.
Работа ТНА в области гибкого вала характерна тем, что в диапазоне
угловых скоростей со » сокр ротор самоцентрируется и это уменьшает
как нагрузку на опоры, так и прогибы вала. Однако достижение закрити-
ческих угловых скоростей сопряжено с необходимостью перехода через
критическую скорость при разгоне и остановке ротора, что требует при-
менения специальных устройств, ограничивающих прогибы вала на пере-
ходных режимах.
Основными мероприятиями по отстройке влево являются:
а) уменьшение изгибной жесткости вала путем увеличения расстоя-
ния между опорами и перехода на консольную схему ротора вместо
междуопорной;
б) введение упругой опоры.
Сдвиг <окр влево путем снижения изгибной жесткости вала имеет
ограниченное применение, так как приводит к нежелательному увеличению
прогибов вала в рабочем диапазоне со. В этом отношении рациональным
решением является сдвиг критических режимов на более низкие значе-
ния сокр путем введения в конструкцию опоры специальных устройств,
снижающих жесткость опоры, так как при этом жесткость самого вала
сохраняется в допустимых пределах.
Рассмотрим влияние упругой опоры на критическую скорость ротора
на простом примере одномассовой системы без учета гироскопического
момента (рис. 11.36). Пусть одна из опор (в данном примере — правая)
316
Рис. 11.36. Схема ротора с упругой опорой
является упругой, т.е. имеет конечную жест-
кость соп. Введем величину приведенного
коэффициента жесткости ротора сПр в точке
закрепления диска А с учетом податливости
опоры. Тогда критическая угловая скорость
ротора определяется из равенства
(11.100)
со
кру
т ’
где т — масса диска;
Спр у ’
z пр
у = ув + уоп пр — смещение вала в точке закрепления диска под дей-
ствием силы Р.
Определим теперь спр с учетом жесткости опоры соп. Справедливо
следующее соотношение:
1 _ 1 + 1
/?/•/? *
пр в оп.пр
где св — коэффициент изгибной жесткости вала; соп пр — коэффициент
жесткости опоры, приведенный к точке закрепления диска Л.
Для схемы, изображенной на рис. 11.36,
(11.101)
_ 3 EJ I
(11.102)
Определим соп пр.
Z,
Из рисунка нетрудно увидеть, чтоуоп пр =уоп — .
Л)п Zi
С другой стороны,уоп = — , гдеРоп =Р — .
соп 1
Таким образом
Р
^оп.пр “ р
соп '
или з
С =с - (11.103)
оп.пр ОП р
Разрешив выражение (11.101) с учетом (11.103), получим форму-
лу для расчета приведенного коэффициента жесткости
317
I2
с с •—
в on р
спр “
Св + соп 7?
(11.104)
Если жесткость опоры без специальных упругих элементов сравнима
с жесткостью самого вала, то и в этом случае ротор рассматривают как
систему с упругой опорой, т-е. как единую систему ротор — опоры.
Значительное влияние на величину критических скоростей вращения
ротора ТНА оказывают щелевые уплотнения насосов и вала. При работе
ТНА в них возникают гидродинамические силы, что приводит к сущест-
венному увеличению критических скоростей ротора, а в некоторых слу-
чаях—к потере устойчивости движения ротора.
Гидродинамическая сила Fy, действующая со стороны уплотнения
на ротор, появляется вследствие различных эпюр статического давле-
ния в верхней и нижней частях кольцевой эксцентрической щели и пред-
ставляет собой интеграл сил давления жидкости по периметру кольце-
вой щели (рис. 11.37). Жесткость щелевого уплотнения
С = ~F / е,
У У7
(11.105)
гдее — эксцентриситет ротора.
Знак минус означает, что сила, действующая со стороны ротора
на уплотнение, равна силе Fy, но противоположна по направлению.
Сила Fy определяется следующим образом:
I 2 тг
F = J f R Р (ip, z) cos d \р d z (11.106)
0 0
Рис. 11.37. Схема щелевого уплотнения
вала
Рис. 11.38. Зависимость амплитудно-час-
тотной характеристики ротора от жест-
кости щелевого уплотнения
318
или
Fy =-- ir£\pRl2aXe, (11.107)
где Ар = Pi — Рг (Pi ~ давление перед уплотнением, р2 — давление за
уплотнением); R - радиус уплотнения; /= 1/8, I - длина щели; S - ради-
альный зазор; а — параметр, учитывающий трение в щели, а = (0,5 Хи +
+ I)2, X - коэффициент трения в щели, Х = 0,03 ... 0,05. Подставляя
(11.107) в (11.105), получаем
с = — я Ар R12 а'К.
у 4
(11.108)
Критическая скорость простейшей однодисковой системы при усло-
вии, что места расположения расчетной массы т и щелевого уплотнения
совпадают, определяется следующим образом:
= (11.109)
кр т
где св — жесткость вала; су — жесткость щелевого уплотнения.
На рис. 11.38 приводится зависимость амплитудно-частотной характе-
ристики ротора от жесткости щелевого уплотнения с
ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ РОТОРА
Демпфирование колебаний ротора обусловлено наличием сил треиия,
которые мало влияют на значение резонансных частот колебаний, но поз-
воляет существенно уменьшить их амплитуду на резонансных режимах.
При вращении ротора на него действуют силы трения в подшипниках,
силы трения элементов ротора о среду, в которой они вращаются (рабочие
жидкости насосов, газ турбины), силы внутреннего трения в материале
вала и другие силы трения.
Силы трения используются для уменьшения амплитуды колебаний ро-
тора в тех случаях, когда рабочая частота вращения находится вблизи резо-
нансной частоты или в процессе запуска ТНА приходится проходить резо-
нансные частоты.
Специальным конструктивным способом демпфирования колебаний
роторов является введение упрогодемпферных опор, некоторые примеры
, конструкций которых рассмотрены в разд. 10.12 и приводятся на рис. 10.47.
На рис. 11.39 показана принципиальная схема вала с упругодемпферной
опорой. Демпфирующие свойства опоры схематизированы поршнем, уста-
новленным с зазором в цилиндре с вязкой жидкостью. Упругие свойства
схематизированы пружиной. Характеристикой упругих свойств опоры
является ее жесткость соп, а характеристикой демпфирующих свойств —
коэффициент вязкого трения а.
319
Рис. 11.39. Схема ротора с упрутодемп-
ферной опорой
Рис. 11.40. Влияние иязкого трения в упругодемпфериой опоре на амплитудио-частот
иую характеристику системы
Амплитудно-частотная характеристика системы с одной степенью
свободы, имеющей упругодемпферную опору, определяется по формуле
со2 е
у =---------------------------------------
(11.110)
где <оКр у — критическая частота вращения ротора с упругой опорой,
определяемая по (11-100); т — расчетная масса.
На рис. 11.40 показано влияние вязкого трения в опоре на амплитуд-
но-частотную характеристику системы. С увеличением коэффициента
вязкого трения а амплитуда колебаний ротора уменьшается, особенно
заметное уменьшение амплитуды происходит на резонансном режиме.
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОПРОВЕРКИ
1. Перечислите возможные способы компенсации осевых сил на роторе ТНА.
2. Рабочая лопатка осевой газовой турбины имеет постоянное поперечное сечение
вдоль радиуса. Как изменится напряжение ар в корневом сечении, если;
а) вместо жаропрочной стали использовать титановый сплав?
б) не меняя конструкционный материал, вдвое увеличить площадь поперечного
сечения F!
3. Какими способами можно уменьшить значения напряжений изгиба от газовых
сил в лопатке осевой газовой турбины?
4. Как влияет центральное отверстие в диске турбины на распределение напряже-
ний в нем от центробежных сил?
5. В зависимости от соотношения значений каких параметров принято разделять
валы ТНА на ’’жесткие” и ’’гибкие” при расчете критических угловых скоростей вра-
щения?
6. Почему при прямой прецессии ротора его частоты собственных изгибных
колебаний возрастают с увеличением со, а при обратной прецессии падают?
320
Глава 12
КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ АВТОМАТИКИ
12.1. КЛАПАНЫ
Клапаны — наиболее многичисленные и разнообразные по конструк-
ции агрегаты среди устройств автоматики двигателя. Общая схема клас-
сификации клапанов ЖРД приведена на рис. 12.1.
Назначение — первая конструктивная характеристика клапана. Пнев-
могидросхема двигателя имеет большое число клапанов различного назна-
чения. Например, они устанавливаются на трубопроводах, подводящих
компоненты в насосы — входные клапаны; за насосами на магистралях
питания камеры двигателя — главные пуско-отсечные клапаны; на трубо-
проводах питания ЖГГ — газогенераторные клапаны и т.д. Срабатывая
по программе системы управления, клапаны обеспечивают управление
расходами компонентов при запуске, останове и других режимах двигате-
ля. На ряде трубопроводов устанавливаются обратные клапаны, пропус-
кающие расход компонента только в одном направлении. Для обслужива-
ния различных емкостей устанавливают заправочные, сливные и предох-
ранительные клапаны. Имеются клапаны и другого назначения.
Кратность действия — вторая конструктивная характеристика клапана.
Клапаны подразделяются на клапаны однократного действия и клапаны
многократного срабатывания. Одноразовые клапаны используются в
Рис. 12.1. Общая классификация клапанов ЖРД
11 - 1758
321
схемах двигателей с однократным запуском — остановом, тогда как много-
разовые клапаны предназначены для двигателей с многократным запус-
ком — остановом. Одноразовые клапаны, как правило, более просты по
конструкции, более надежны и имеют меньшую массу.
В современных двигателях одноразового применения с однократным
запуском — остановом часто устанавливают клапаны с многократным
срабатыванием. Благодаря им процесс экспериментальной доводки двига-
теля существенно сокращается как по времени, так и по расходу материаль-
ной части: такие клапаны позволяют производить многократные запуски
одного двигателя без снятия его со стенда для переборки. Кроме того,
появляется возможность проведения контрольно-технологических запус-
ков двигателя при его изготовлении.
В тех случаях, когда главные клапаны, установленные за насосами
на магистралях питания компонентами камеры двигателя и ЖГГ, осуще-
ствляют открытие и закрытие поступления компонентов, т.е. служат как
пусковые и отсечные, то они называются пуско-отсечными клапанами.
Способ или система привода клапанов — третья конструктивная харак-
теристика клапанов. По этому признаку имеется большое разнообразие
конструкций клапанов. Гидроклапаны приводятся в действие давлением
жидкости, как правило, давлением самих компонентов. Пневмоклапаны
приводятся в действие давлением сжатого газа. Электроклапаны могут
быть двух типов: одни приводятся в действие электромагнитом — электро-
магнитные клапаны, другие приводятся в действие электродвигателем,
Пироклапаны приводятся в действие давлением пороховых газов, обра-
зующихся при сгорании специальных пирозарядов — патронов.
Среди клапанов с многократным срабатыванием наиболее распрост-
раненными являются пневмоклапаны- Они срабатывают при подаче сжато-
го газа в управляющую полость. В ней находится подвижная часть в виде
поршня, сильфона или мембраны, которые соединены с запорным орга-
ном клапана. Он перемещается, закрывая или открывая тракт. Сжатый
газ подается в пневмоклапан с помощью другого — управляющего элект-
ромагнитного клапана, называемого электропневмоклапаном.
Пневмоклапаны могут быть двух типов, В одних случаях под дейст-
вием сжатого газа совершается одна операция — открытие или закрытие
клапана, а другая, противоположная операция, соответственно закрытие
или открытие, происходит под действием возвратной пружины. Этот пнев-
моклапан одностороннего действия. В других случаях под действием
сжатого газа могут совершаться обе операции — открытие и закрытие.
Этот пневмоклапан двухстороннего действия. Соответственно управляю-
щие электропневмоклапаны должны быть либо одностороннего действия,
либо двухстороннего действия.
Нормальное положение клапана, или исходная позиция запорного ор-
гана — четвертая конструктивная характеристика клапанов. Нормально
закрытым клапаном называют ‘такой клапан, который при отсутствии
управляющего воздействия под усилием возвратной пружины находится
322
в закрытом состоянии, причем в этом состоянии клапан должен быть
герметичным до определенного (расчетного) давления на входе.
Нормально открытый клапан — это такой клапан, который при отсут-
ствии управляющего воздействия под усилием возвратной пружины нахо-
дится в открытом состоянии. При подаче давления сжатого газа в управ-
ляющую полость пневмоклапана оно преодолевает усилие пружины и зак-
рывает клапан, обеспечивая полную герметичность при расчетном давлении
на входе. Открытие такого клапана может происходить либо при сбросе
управляющего давления, либо при давлении компонента на входе выше
расчетного значения.
Выбор типа клапанов определяется назначением двигателя, режимами
его работы, эксплуатационными, производственно-технологическими требо-
ваниями, условиями хранения и т.п.
В ряде двигателей применяются клапаны с однократным действием.
Их конструкция всегда содержит разрывной элемент (например, мемб-
рану, срезной буртик, утоненную шейку штока), который в нужный мо-
мент разрушается под действием давления жидкости или пороховых газов,
и клапан срабатывает — происходит движение запорного органа, который
открывает или закрывает тракт. Естественно, при одноразовых клапанах
каждая операция — открытие или закрытие тракта — требует отдельного
клапана.
При использовании одноразовых клапанов с пироприводом пневмо-
гидросхема двигателя получается наиболее простой. Мембранные клапаны
обладают также высокой герметичностью. Поэтому двигательные установ-
ки могут находиться длительное время с емкостями, заправленными ком-
понентами, Подготовка двигателя к запуску с ’’пироклапанной” автомати-
кой требует минимального времени — это тоже большое преимущество
пироклапанов. Кроме того, время срабатывания у пироклапанов значи-
тельно меньше, чем у пневмоклапанов. Благодаря этому время неустано-
вившихся процессов при запуске и останове, которые являются наиболее
опасными, будет минимальным.
Вместе с тем большое быстродействие пироклапанов вызывает появ-
ление в полостях гидросистем сильных гидроударов, которые могут выз-
вать разрушение трубопроводов и агрегатов, Это обстоятельство требует
принятия специальных мер защиты: установка на трубопроводах специаль-
ных демпферов, гидротормозов или снижение режима работы двигателя
перед закрытием пироклапанов.
Основным недостатком пироклапанов является невозможность про-
верки срабатывания клапанов после их установки на двигатель, что сни-
жает надежность. Кроме того, трудно и сложно подготовить повторный
запуск двигателя в процессе его экспериментальной доводки, так как
каждый раз двигатель должен сниматься со стенда для перезарядки пиро-
клапанов. Это удлиняет и удорожает процесс создания двигателя.
Многоразовые клапаны, например пневмоклапаны, в этом отношении
обладают заметными преимуществами. Они позволяют управлять неуста-
323
ловившимися режимами при запуске и останове, избежать гидроудары
в магистралях, производить проверку срабатывания клапанов перед каж-
дым запуском и тем самым повышать надежность. Кроме того, значитель-
но упрощается процесс стендовой отработки двигателя, поскольку он мо-
жет запускаться повторно без какой-либо переборки клапанов.
Однако и пневмоклапаны имеют недостатки. Конструкция клапанов
и сама пневмогидросхема двигателя получаются значительно более слож-
ными. Это увеличивает массу двигателя. Возникают трудности и с обеспе-
чением высокой степени герметичности, особенно необходимой при дли-
тельных перерывых между запусками двигателя.
Для большей безопасности обслуживания перед запуском двигателя
с пневмоклапанами следует отдавать предпочтение нормально закры-
тым клапанам, хотя их конструкция получается более громоздкой
из-за мощных пружин, устанавливаемых для обеспечения герметич-
ности.
Схемы конструкций некоторых типов клапанов приведены на
рис. 12-2—12.9.
На рис. 12.2 показана простейшая конструктивная схема мембранного
клапана свободного прорыва. Мембрана выполнена из тонкого листового
материала — фольги — и установлена между фланцами трубопровода. На
Рис. 12.2. Мембранный клапан свободного прорыва
Рис. 12.3. Мембранный клапан принудительного прорыва:
1 - штуцер; 2 ребро; 3, 6 - мембраны; 4 - штифт; 5 - поршень; 7 - пружина
324
Выход
Г
Рис. 12.4. Двухкомпонентный мембранный клапан:
а, б ~ отверстия; в - полость; 1, 4, 6 - мембраны; 2 -- сетка; 3 - нож; 5 - уплот-
нение
фольге сделаны специальные насечки, которые определяют форму проры-
ва мембраны. Он происходит при определенном давлении. Главный недос-
таток конструкции такого одноразового клапана — значительный разброс
значения давления, при котором происходит прорыв мембраны.
На рис. 12.3 показана конструктивная схема мембранного клапана с
принудительным прорывом. Здесь мембрана 6 прорезается поршнем-
ножом 5, на который через уплотнительную мембрану 3 воздействует
сжатый газ, например продукты сгорания пиропатрона, поступающие в
штуцер 1. Прорезанная мембрана свертывается вокруг ребра 2 под дей-
ствием пружины 7, при этом срезается стопорный штифт 4. Хотя конст-
рукция клапана с принудительным прорывом более сложная, но она надеж-
нее мембраны свободного прорыва.
На рис. 12.4 приведена конструктивная схема двухкомпонентного
мембранного клапана, обеспечивающего опережение подачи одного ком-
понента относительно другого. После срабатывания мембраны свобод-
ного прорыва 1 окислитель поступает в тракт. Одновременно он через
отверстие б заполняет полость в и действует на уплотнительную мембра-
ну 4, которая перемещает нож 3, прорезывающий мембрану принудитель-
ного прорыва 6 клапана горючего. Таким образом этот двухкомпонент-
ный мембранный клапан обеспечивает опережение подачи окислителя по
сравнению с горючим.
На рис. 12.5 показаны две конструктивные схемы обратных клапанов,
устанавливаемых в системе наддува баков и системе продувки полостей
за отсечными клапанами.
На рис. 12.6 приведена схема конструкции отсечного топливного
клапана с пироприводом. Клапан одноразовый нормально открытый. В
стальном корпусе 1 на трех ребрах укреплена направляющая втулка 15,
П*— 1758
325
Рис. 12.5. Обратные клапаны:
1 - корпус; 2 - клапан; 3 - штуцер; 4 - пружина; 5 - прокладка
Рис. 12.6. Отсечной топливный клапан с пироприводом:
1 - корпус; 2 - шток с чекой; 3 - гильза; 4 - втулка; 5 - корпус пирочекового
устройства; 6 - поршень; 7 - стакан; 8 - штуцер для пиропатрона; 9, 10, 12 -
прокладки; 11 - седло клапана; 13 - клапан; 14 - пружина клапаиа; 15 - корпус
подвижной части клапана
326
в которой установлен грибковый клапан 13 со сжатой пружиной 14 и
застопоренной чекой штока 2. Пирочековое устройство состоит из кор-
пуса 5, штока 2 с поршнем 6, гильзой 3 и стаканом 7. Пиропатрон вверты-
вается в штуцер 8. При срабатывании пиропатрона срезается буртик што-
ка 2, и он сдвигается ’’вверх” и заклинивается во втулке 3, освобождая
чеку клапана. Под действием пружины и перепада давлений клапан сдви-
гается и садится на седло, отсекая подачу компонента.
На рис. 12.7 показана схема конструкции нормально закрытого топлив-
ного клапана с гидроприводом от компонента. Клапан одноразовый, но
возможна его перезарядка при стендовой отработке двигателя.
Корпус клапана 1 входным фланцем крепится непосредственно к ТНА.
Корпус имеет два выходных патрубка 2 и один дренажный 3 с клапанным
дренажным устройством 4.
Клапан 5 прижимается к седлу ’’большой” пружиной 6. В стакане кла-
пана располагается ’’малая” пружина 7, которая законтрена в сжатом
состоянии чекой-стопором 8. Дренажное клапанное устройство закрыто
клапанной крышкой 9, которая через пружинную шайбу 10 прижата к
фланцу патрубка. Корпус дренажа 4 имеет снаружи кольцевую проточку и
два штуцера для установки пиропатронов.
С корпусом клапана 1 соединена крышка 11с выходным патрубком
Рис. 12.7. Топливный клапан с гидроприводом от компонента:
1 - корпус; 2 - выходной патрубок; 3 - дренажный патрубок; 4 - дренажное уст-
ройство; 5 - клапан; 6, 7 - пружины; 8 - чека-стопор; 9 - клапанная крышка;
10 - пружинная шайба; 11 - крышка корпуса; 12 - патрубок подачи компонента
в ЖГГ; 13 - штуцер опорожнения полости
327
12
A-A
Рис. 12.9. Управляющий электро-
магнитный пневмоклапан:
1 - входной штуцер; 2 - пружи-
на; 3 - нижний клапан; 4 -
уплотнение; 5 - шток; 6 -
выходной штуцер; 7 - верхний
клапан; 8 - дренажные каналы;
9 - электромагнит; 10 - якорь;
11- ярмо; 12 - шток
Рис. 12.8. Главный клапан горю-1
чего с пневмоприводом: 1
Д - жидкостная полость (вход- 1
ная), Е - управляющая полость; |
1 - корпус; 2 - стакан кла- I
пана; 3 - пружина; 4 - крыш- 1
ка; 5 - штуцер; 6 - обратный ]
клапан; 7 - корпус обратного 1
клапана 1
A—A
12, через который компонент поступает в тракт ЖГГ; на крышке установ-
лено пирочековое устройство.
При запуске после заполнения полостей насосов и клапанов при откры-
тии газогенераторных клапанов компоненты поступают в ЖГГ. По мере
нарастания давления подачи компонента клапан, преодолевая усилие ’’боль-
шой” пружины, плавно открывается, и компонент через выходные патруб-
ки поступает в тракт питания камеры.
При останове после срабатывания пиропатронов, во-первых, освобож-
дается чека-стопор 8. ’’Малая” пружина начинает действовать и совмест-
но с ’’большой” пружиной, преодолевая перепад давлений на клапане,
328
закрывают его. Во-вторых, срезается по кольцевой проточке крышка
дренажного устройства 4, давление компонента выталкивает клапанную
крышку 9, и компонент сливается из клапанных полостей. Вместе со сра-
батыванием пиропатронов закрывается отсечной газогенераторный клапан
и открывается дренажный, опорожняя полости через штуцер 13.
На рис. 12.8 показана конструктивная схема многоразового топлив-
ного клапана с пневмоприводом. Клапан нормально закрыт усилием пружи-
ны 3, расположенной в стакане клапана 2. Управляющий сжатый газ посту-
пает через штуцер 5 и обратный клапан 6 внутрь стакана клапана. Под дав-
лением сжатого газа и действия пружины клапан плотно прижимается к
седлу, чем обеспечивается высокая степень герметизации.
Для открытия клапана стравливается давление из управляющей полос-
ти через электропневмоклапан в атмосферу, причем стравливание происхо-
дит через отверстие в обратном клапане, который в этот момент закрыт.
Подбором диаметра этого отверстия можно регулировать в определенных
пределах темп открытия клапана.
На рис. 12-9 приведена схема конструкции управляющего электро-
пневмоклапана. В корпусе клапана установлено два клапана — нижний 3
и верхний 7. При отсутствии тока в электромагните 9 нижний клапан
закрыт, и управляющая магистраль сообщается с атмосферой через дре-
нажный клапан 8. При подаче тока верхний клапан закрывается, а нижний
открывается и сжатый воздух через него поступает в управляющую ма-
гистраль.
12,2. ДРОССЕЛИ И РЕГУЛЯТОРЫ
Дроссели и регуляторы — важнейшие агрегаты системы автоматики
двигателя. Дроссели, как известно, обеспечивают плавное изменение мест-
ного гидравлического сопротивления в трубопроводе, а регуляторы под-
держивают на выходе постоянными давление или расход компонентов,
а также изменяют их значения по командам системы управления.
В дросселях непосредственного воздействия запорный орган перемеща-
ется под воздействием самого компонента, т.е. они обеспечивают плавное
нарастание его расхода на выходе. В Дросселях с принудительным воздей-
ствием запорный орган перемещается специальным электрическим или
пневмогидравлическим приводом. Такие дроссели предназначены для
управления расходом компонента путем изменения местного гидравличес-
кого сопротивления.
Регуляторы также подразделяются на две группы. К первой группе
относятся регуляторы, в которых дроссельное устройство перемещается
под непосредственным воздействием ЧСУ, т.е. они не имеют промежуточ-
ного усилителя или сервопривода. Эта группа регуляторов называется
регуляторами прямого действия. Ко второй группе относятся регуляторы,
329
в которых дроссельное устройство перемещается под воздействием проме-
жуточного усилителя — сервопривода, работающего на каком-либо виде
энергии (электрической, гидравлической или пневматической). Важным
свойством регулятора является также характер настройки ЧСУ. В одних
случаях ЧСУ имеет постоянную настройку, в других — ЧСУ может изменять
настройку во время работы двигателя. Естественно, в первом случае расход
Рис. 12.10. Регулятор тяги:
1 - игла; 2, 8 - сильфоны; 3 жиклер; 4 - толкатель; 5, 7 - винты-
У - пружина; а.б полости; в - отверстие ' ’
330
6 - фланец;
или давление не изменяются, а во втором — они могут изменяться в соот-
ветствии с изменением настройки ЧСУ во время работы двигателя.
Конструктивных схем дросселей и регуляторов, используемых в
автоматике ЖРД, достаточно много. На рис. 12.10 —' 12.14 показаны некото-
рые из них.
На рис. 12.10 приведена конструктивная схема регулятора тяги дви-
гателя без дожигания. Он установлен на линии питания ЖГГ окислителем.
Этот регулятор является регулятором прямого действия с сильфонным
ЧСУ, которое является и силовым приводом дроссельного устройства —
иглы.
Регулятор состоит из регулирующей и управляющей частей, соединен-
ных накидной гайкой. К фланцу корпуса управляющей части 6 крепится
электродвигатель, который через шестерню управляющего винта 5 и тол-
катель 4 изменяет усилие пружины 9 — настроечного элемента регулятора
во время работы двигателя. Предварительная настройка пружины произ-
водится винтом 7. ЧСУ и силовым приводом регулятора является силь-
фон 2, в полостй а которого поступает компонент с входным давлением
через лыски дроссельной иглы 1. Сильфон 8 герметизирует полость регуля-
тора. Давление с внешней стороны сильфона — в полости б создается вслед-
ствие протекания компонента из внутренней полости через отверстия в
и далее через настроечный жиклер 3 на слив на вход в насос. Работа регуля-
тора происходит следующим образом. При увеличении давления на входе
в регулятор соответственно увеличивается давление во внутренней полости
сильфона! и последний, сжимая пружину 9, растягивается и перемещает
дроссельную иглу 1, прикрывая проходное сечение и тем самым поддержи-
вая постоянным давление на выходе. Наоборот, при уменьшении давления
на входе все происходит в обратном порядке, дроссельная игла приоткры-
вает проходное сечение. Аналогичные движения элементов регулятора
происходят и при случайных изменениях давления на выходе из регулятора,
т.е. данный регулятор во всех случаях будет поддерживать постоянным
давление на выходе.
На рис. 12.11 приведена схема конструкции регулятора, поддерживаю-
щего постоянным соотношение компонентов, поступающих в ЖГГ, —
стабилизатора газогенератора. В данном регуляторе ЧСУ является гибкая
мембрана 1, которая одновременно является и приводом дросселирую-
щего плунжера 3, т.е. это регулятор прямого действия. Слева на мембрану
действует управляющее давление окислителя, справа — регулируемое
давление горючего. При нарушении равновесия мембрана прогибается и
перемещает в соответствующую сторону дросселирующий орган, уве-
личивая или уменьшая проходное сечение канала горючего. Усилие упора 2,
действующего на мембрану, регулируется затяжкой пружины. Отрегули-
рованный регулятор будет поддерживать давление горючего, соответствую-
щего всем изменениям давления окислителя, что обеспечивает постоянство
соотношения компонентов, поступающих в ЖГГ.
На рис. 12.12 показана схема конструкции регулятора, поддерживаю-
331
Рис. 12.11. Стабилизатор газогенератора:
1 - мембрана; 2 - упор; 3 - плунжер
щего постоянство соотношения компонентов, поступающих в камеру дви-
гателя, — стабилизатора камеры. ЧСУ здесь также является мембрана 1,
исполнительным органом — профилированная дроссельная игла, которая
перемещается гидравлическим сервоприводом 3, т.е. это регулятор непря-
мого действия. При нарушении равновесия мембрана прогибается, изме-
няется зазор между ней и соплом 2 и давление горючего в полости а перед
сервопоршнем. Это давление определяется количеством горючего, перете-
кающего через сопло 2, жиклер 4 в полость б за сервопоршнем. Под дей-
ствием разности давлений между полостями а и б поршень перемещается,
изменяя проходное сечение тракта горючего.
На рис. 12.13 приведена конструктивная схема дросселя с электро-
приводом. Дроссель устанавливается на магистрали горючего, поступаю-
щего в камеру. Он является исполнительным органом СОБ. Дроссель пред-
ставляет собой заслонку, выполненную в виде двух решеток — неподвиж-
ной 2, вмонтированной в корпус, и подвижной 1, которая поворачивается
электродвигателем через посредство валиков 3 и 5 и червячную передачу.
Электродвигатель, устанавливаемый на фланец корпуса 4, вращает валик 5,
что приводит к осевому перемещению валика 3 и повороту решетки 2 отно-
332
сительно решетки 1. Проходное сечение тракта изменяется, и изменяется
местное гидравлическое сопротивление, что и изменяет расход компонента.
На рис. 12.14 показана схема конструкции дросселя рулевых сопел.
Дроссель предназначен для перераспределения расхода отработанного на
турбине газа между парой сопел. На двигателе установлено три дросселя,
каждый из которых обеспечивает управление одной из трех пар сопел -
Рис. 12.12. Стабилизатор камеры:
1 - мембрана; 2 - сопло; 3 - сервопоршень; 4 - жиклер; а, б - полости
333
Рис. 12.14. Дроссель рулевых сопел:
1 - корпус; 2, 4 - кольца; 3 - шторка; 5,6- втулки; 7 - шайба; 8 - узел соеди-
нения с приводом
334
тангажа, курса и крена. Управляющие моменты создаются вследствие пере-
распределения расхода между каждым соплом в паре.
Основным конструктивным элементом дросселя является стальная
литая шторка 3 6 валиком. Шторка установлена в корпусе 1 на графитовых
втулках 5 и 6. Уплотнение по валику осуществляется также графитовыми
кольцами 2 и 4, которые поджимаются пружинной шайбой 7. На конце
валика устанавливается узел 8 для соединения с электродвигателем- Рабо-
чая поверхность шторки имеет керамическое покрытие. Температура газа,
при которой работает дроссель, — около 900 К, а давление — примерно
0,5 МПа.
Вопросы для самопроверки
1. В чем состоят основные функции клапанов?
2. Какие известны системы привода клапанов в зависимости от кратности их
срабатывания?
3. В чем состоят особенности пуско-отсечных клапанов?
4. В чем состоят особенности пиро привода и когда он применяется?
5. Назовите особенности конструкции мембранных клапанов.
6. Назовите особенности конструкции однократных и многократных клапанов.
7. В чем состоит разница между дросселями и регуляторами?
8. Перечислите особенности регуляторов прямого действия.
9. В чем состоят особенности регуляторов непрямого действия?
10. Назовите основные элементы, из которых состоит регулятор.
Глава 13
ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ ВЫТЕСНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
И СИСТЕМЫ НАДДУВА
13.1. ГАЗОВЫЕ БАЛЛОНЫ
Общая характеристика газовых баллонов. В ДУ с вытеснительной
подачей газовые баллоны используют для хранения газа, подаваемого в
баки компонентов топлива для их вытеснения в двигатель.
В ДУ с насосной подачей также имеются газовые баллоны. Газ иэ
указанных баллонов используют для наддува топливных баков, для про-
дувки различных узлов, агрегатов и топливных магистралей, для управ-
ления клапанами ДУ и т.д.
Газовые баллоны обычно имеют сферическую форму, обеспечиваю-
щую наименьшую массу баллона при заданном давлении. Для уменьшения
объема баллона и соответствующего снижения его массы желательно выби-
335
рать большое начальное давление газа. Одно из наибольших значений дав-И
ления газа — 40 МПа — выбрано в газовом баллоне ИСЗ ’’Симфония”. Я
Большее давление газа применять нецелесообразно, так как одновременно
с уменьшением объема баллона в заметной степени увеличивается толщина Я
его стенок и не обеспечивается выигрыш в массе баллона. Кроме того, с Я
ростом давления усложняется обеспечение высокой герметичности, в Я
особенности при длительном хранении. Поэтому обычно начальное давле- Я
ние выбирают ниже 40 МПа. Например, в газовых баллонах ДУ орбиталь- я
ного маневрирования и ДУ РСУ МТКК ’’Спейс шаттл” выбраны значения 3
начального давления газа 33,16 и Т1,41 МПа соответственно, а в газовом 1
баллоне ЖРД SSME (газ предназначен для резервного управления глав- |
ными клапанами и для продувки) — давление 27,47 МПа. 1
Для снижения массы газовые баллоны ДУ изготовляют из материалов 1
с высокой удельной прочностью. Находят применение металлические и I
композиционные материалы, а также комбинация указанных материалов. 1
Из металлических материалов следует выделить титановые сплавы |
(в частности, сплав 6 А1 4 V). Для обеспечения высокой герметичности 1
баллона важно добиться однородной структуры материала; она характер- 1
на для проката и поковок. Поэтому чаще сферические баллоны изготав- 1
ливают из двух предварительно штампованных полусфер, сваренных между
собой. В сварных швах стенок и в литых деталях однородную структуру j
обеспечить труднее; поэтому важными являются тщательная отработка
технологии сварки и литься и эффективная проверка герметичности изго- \
товленных баллонов.
В частности, определенные технологические трудности имелись при
изготовлении гелиевых сферических баллонов системы наддува второй
ступени японской PH N, в первую очередь при штамповке и сварке доста-
точно толстостенных заготовок из титанового сплава.
Композиционные материалы применяют для газовых баллонов КА с
относительно непродолжительным сроком полета (не более одного года) .
Наиболее эффективны газовые баллоны из титановых и алюминиевых
сплавов, обмотанные волокнами из композиционного материала. Титано-
вые гелиевые баллоны ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ МТКК
’’Спейс шаттл” обмотаны синтетическим волокном кевлар 49, пропитан-
ным эпоксидной смолой; в таких баллонах в случае разрушения предвари-
тельно падает давление, что исключает повреждение соседних элементов
конструкции осколками баллона. Изготовленные баллоны подвергают
тщательному контролю на герметичность, а сварные швы — рентгеноконт-
ролю.
Для исключения разрушений газовых баллонов, которые наиболее
вероятны из-за усталости материалов, необходимо учитывать (и при
необходимости ограничивать) число нагружений баллона.
В качестве примера газового баллона более подробно рассмотрим
шаробаллон РД-119 (рис. 1.3), предназначенный для хранения сжатого
азота, который используется для работы пневмоавтоматики. Шаробаллон
336
г
Рис. 13.1. Шаробаллон РД-119:
1,4- переходники; 2, 3 - кронштейны; 5 - подкладка; 6 - полусферы
сварной конструкции состоит из двух штампованных полусфер 6 с прива-
ренными к ним бобышками, в которые вворачивают переходники 4 и 1.
Переходник 4 предназначен для заправки и подачи сжатого азота, а переход-
ник 1 — для измерения давления в баллоне- Подкладка 5 обеспечивает
качественное выполнение сварки полусфер. Два кронштейна 2, приварен-
ных к шаробаллону, служат для его крепления к раме двигателя. Кроме
того, к шаробаллону приварен кронштейн 3, предназначенный для установ-
ки ЭПК, управляющего подачей сжатого азота из шаробаллона. Все детали
шаробаллона — стальные.
Выбор вида вытесняющего газа. Рассмотрим факторы, существенно
влияющие на конечное состояние вытесняющего газа и, следовательно,
на его массу, которая должна быть возможно меньшей.
1. Испарение компонентов топлива. Компоненты топлива испаряются с
поверхности раздела жидкость — газ в различной степени- Масса испарив-
шихся компонентов зависит от их давления насыщенного пара, температу-
ры вытесняющего газа, его турбулентности, состояния поверхностного слоя
жидкости, геометрии бака (включая его внутренние элементы конструк-
ции) и скорости вытеснения компонентов из баков.
При наличии испарения температура вытесняющего газа уменьшается,
337
и в него добавляется пар компонента. Кроме того, при работе двигателя
уровень компонентов топлива в баках непрерывно уменьшается, и на стен-
ках бака может оставаться пленка жидкости, которая в дальнейшем испа-j
ряется и в виде пара поступает в вытесняющий газ. i
2. Температура стенок бака. Если вытесняющий газ более горячий,
чем стенки бака, то последние нагреваются, а газ охлаждается. С другой
стороны, аэродинамический нагрев стенок бака может приводить к подог-
реву вытесняющего газа; он может также подогревать компоненты топли-
ва и увеличивать их испарение.
3. Конденсация пара. Некоторые вещества вытесняющего газа (нап-
ример, вода) могут конденсироваться. Даже в том случае, когда темпера-
тура основной части газа находится выше точки росы конденсирующегося
вещества, местная конденсация может возникать на стенках бака или на
свободной поверхности компонента.
4. Растворимость вытесняющего газа. Если вытесняющий газ содержит
вещества, которые могут растворяться в компоненте топлива, то может 1
происходить диффузия указанных веществ. Растворимость в основном ;
определяется температурой и давлением. Газонасыщение компонентов
топлива влияет на характеристик и ЖРД.
5- Сжатие вытесняющего газа. Если перед началом работы вытеснитель-
ной системы газ подушки имеет низкое давление, то поступающий вытес-
няющий газ обеспечивает адиабатное сжатие газа подушки, что может
привести к значительному росту температуры в начале работы двигателя.
6. Химические реакции. Если какое-либо вещество вытесняющего
газа обладает химической активностью к компоненту топлива, то в газе
могут быть продукты химических реакций.
7. Турбулентность вытесняющего газа. Для уменьшения теплообмена
между вытесняющим газом и компонентом топлива необходимо исключить
турбулизацию поверхности компонента газом; для этой цели газ вводят в
подушку бака таким образом, чтобы обеспечивалось его плавное расте-
кание к верхней части бака и затем по его стенкам.
Использование гелия несколько ограничено из-за его высокой стоимости
и сложности хранения и транспортировки гелия в связи с необходимостью
предохранения газа от образования недопустимого количества влаги в цис-
тернах с гелием.
Для ЖРД у которых горючим является жидкий водород, вытесняю-
щим газом в баке жидкого водорода целесообразно выбирать водород,
обладающий наименьшей молекулярной массой из всех химических эле-
ментов.
Азот намного дешевле, чем гелий и его легко получать, но он имеет
относительно большую молекулярную массу.
С учетом изложенного основными требованиями к вытесняющему
газу являются:
1) низкая молекулярная масса вытесняющего газа;
338
2) отсутствие конденсации, а также растворения вытесняющего газа
(в случае его непосредственного контакта с компонентом топлива);
3) нейтральность по отношению к компонентам топлива;
4) стабильность в условиях длительного хранения.
В наибольшей степени этим требованиям удовлетворяет гелий, яв-
ляющийся инертным неконденсирующим газом с низкой молекулярной
массой.
Если в ДУ ИСЗ или КА кроме ЖРД с вытеснительной подачей входят
РД холодного газа, то газ, оставшийся в баллоне после завершения работы
ЖРД, целесообразно расходовать в указанном РД что позволит увеличить
срок эксплуатации ИСЗ или КА. Остатки вытесняющего газа можно ис-
пользовать для других целей, Например, остатки гелия в сферических
баллонах второй ступени японской PHN сбрасываются через сопла противо-
тяги, что обеспечивает разделение ступени и увод отработавшего блока
второй ступени. На баллон ЖРД КА, предназначенных для посадки на
другие планеты, могут устанавливать пироклапан для сброса давления газа
из баллона после прекращения работы двигателя.
13.2. РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
Общая характеристика разделительных устройств. Система подачи
компонентов топлива предназначена для подвода свободных от газовой
фазы жидких компонентов топлива из баков к двигателю при его работе.
Для ДУ ИСЗ, КА и КК, которые могут работать в условиях отрицатель-
ных или близких к нулю ускорений, система подачи должна:
обеспечивать контакт всего компонента или его части с заборным уст-
ройством бака;
предотвращать попадание газа в заборное устройство при запуске
и во время работы ДУ независимо от направления вектора ускорения ЛА;
сводить к минимуму воронкообразование, захват газа и механические
загрязнения, снижающие эффективность работы ДУ.
В табл. 13,1 приведены преимущества и недостатки некоторых типов
систем вытеснительной подачи компонентов топлива для ИСЗ, КА и КК.
Разделительные устройства должны быть совместимы с компонентами
топлива и в случае применения вытесняющего газа повышенной температу-
ры должны выдерживать длительный контакт с ним. Кроме того, раздели-
тельные устройства должны быть непроницаемы для вытесняющего газа и
компонентов топлива.
Предпочтительно применение разделительных устройств, допускающих
многократную заправку с последующим опорожнением при работе ДУ
после каждой заправки.
Поршневые разделители. Их применяли в некоторых ДУ КА (напри-
мер, КА ’’Марино?”). Поршень движется под давлением вытесняющего
газа. Для обеспечения герметичности в месте контакта поршня со стенка-
339
Q
ar
as
л
s
Й
g
о
4
о
X
д
S
I
s
s
С
q
Q
S
5
ti
«
о
s
о s
340
ми бака устанавливают уплотнительные кольца и предъявляют повышенные
требования к точности выполнения внутреннего диаметра бака и к шеро-
ховатости его стенки в месте контакта с поршнем. Трудности герметиза-
ции возрастают с ростом диаметра бака.
Если диаметр бака большой, то по его продольной оси устанавливают
шток, что позволяет увеличить жесткость поршня. В этом случае необходи-
мо дополнительно обеспечить герметичность в месте контакта поршня со
штоком, Силы трения, возникающие при движении поршня, увеличивают
рабочий перепад давлений на поршне и нагрузку на бак при заданном дав-
лении компонента топлива на выходе из него,
Сильфонные разделители. Такие разделители могут использовать
сильфон с большим ходом растяжения (с увеличением длины до 30 раз).
При подаче вытесняющего газа в сильфонный разделитель компонент
топлива вытесняется из цилиндрического бака вследствие увеличения дли-
ны и, следовательно, объема сильфона, В небольших ЖРД применяли метал-
лические сильфонные баки, При их размещении в общем цилиндрическом
баке и подаче вытесняющего газа между сильфонными баками обеспечи-
вается вытеснение компонентов из обоих баков,
Сильфонные разделители обеспечивают высокий коэффициент вытес-
нения и большое (до 1000) число циклов срабатывания.
Металлические сильфонные баки (типа ’’гармошки”) использовались
во вспомогательной ДУ ракетной ступени ’’Аджена” с ЖРД тягой 880 и
71 Н. Такие баки обладают хорошей надежностью и рассчитаны на много-
кратное использование.
Разделители в виде эластичных мешков. Возможно применение двух
вариантов: с надувным мешком И с эластичными топливными баками.
При использовании надувного мешка его размещают внутри сферичес-
кого или цилиндрического бака. При наполнении мешка вытесняющим
газом компонент топлива вытесняется из бака, В цилиндрическом баке
надувной мешок может крепиться на трубе, проходящей по оси бака. При
такой конструкции бака смещение центра масс сводится к минимуму, По
зарубежным данным, для вытеснения жидкого водорода целесообразно
использовать стенки мешка, состоящего из 10 слоев майларовой пленки и
полиамидной пленки толщиной 6 и 12 мкм каждый соответственно. Надув-
ной мешок может играть роль газовой подушки.
Эластичные топливные баки размещаются в прочной оболочке, в кото-
рую подается вытесняющий газ. При обжатии эластичных баков обеспечи-
вается вытеснение компонентов топлива в двигатель,
В сферической оболочке могут быть размещены два полусферичес-
ких бака (с окислителем и горючим). При сдавливании эластичных баков
давлением газа должно быть по возможности исключено образование ост-
рых кромок и складок, так как это может привести к преждевременному
разрушению эластичной стенки,
При использовании конструкции упругих мешков и эластичных баков
их можно многократно (до 300 раз) заполнять компонентами топлива и
опорожнять без разрушения разделительных устройств,
341
Материалы надувных мешков и эластичных баков должны обладать
малой проницаемостью для гелия, эластичностью, прочностью и теплоизо-
лирующими свойствами, В качестве материалов надувных мешков и
эластичных баков могут быть использованы политетрафторэтилен, резина и
резиноподобные материалы, пластмассы и металлы (гибкая фольга),
Стенка надувных мешков и эластичных баков может иметь один или нес-
колько слоев, В многослойных стенках чередуются герметизирующие и
уплотняющие слои.
Эластичные баки с многослойной стенкой использовались в ДУ КА
’’Сервейер”, Стенка толщиной 0,15 мм состояла из слоев термопластич-
ного политетрафторэтилена с алюминиевой фольгой и сополимера фтори-
рованных этилена и пропилена. Введение алюминиевой фольги значитель-
но уменьшило проницаемость гелия через стенку бака. Эластичные баки
устанавливались в цилиндрических баках таким образом, чтобы при вытес-
нении компонентов топлива эластичные баки прижимались к заборному
устройству.
Эластичные баки вспомогательной ДУ основного блока КК ’’Апол-
лон” изготовлялись из трехслойного нейлона (толщина стенки 75 мкм)
и помещались в оболочки из титановых и алюминиевых сплавов. Для ис-
ключения образования складок и разрушения эластичного бака он закреп-
лялся как зонт на трубе заборного устройства,
Эластичный бак в сферической оболочке может быть закреплен на
алюминиевых трубах, установленных на его днище по окружности. При
подаче вытесняющего газа в оболочку эластичный бак обжимается к дни-
щу, при этом компонент топлива вытесняется из бака в трубки через их
отверстия по всей длине, В цилиндрическом баке эластичный мешок можно
закрепить на трубе с отверстиями, проходящей по оси бака,
Диафрагменные разделители. Они представляют собой гибкую диаф-
рагму. Под давлением вытесняющего газа диафрагма прогибается и вытес-
няет компонент топлива из бака, В сферическом баке можно разместить
две диафрагмы с образованием полостей окислителя и горючего, разде-
ленных узкой центральной полостью вытесняющего газа. При такой кон-
струкции бака желательно, чтобы объемы окислителя и горючего были по
возможности одинаковы; при этом центр масс бака в процессе работы
ДУ смещается незначительно,
В последнее время гибкая диафрагма нашла применение в сферичес-
ких баках с монотонным падением давления в процессе работы ДУ (гидра-
зиновая ДУ ИСЗ ISPM, IUE и многоцелевого модульного многоразового
ИСЗ, ДУ ступени разведения МБР М-Х и др.).
Следует отметить, что в стандартных ДУ с ЖРДМТ при неполной заправ-
ке баков (в ДУ ступени разведения межконтинентальной баллистической
ракеты МБР М-Х это может быть при использовании различных боеголо-
вок) диафрагма подвергается длительным колебаниям, и необходимо
проведение специальных испытаний для проверки работоспособности диаф-
рагмы в указанных условиях,
342
В качестве материалов диафрагмы могут быть использованы эласто-
меры, политетрафторэтилен, пластмассы, композиционные материалы, а
также металлы — алюминий, коррозионно-стойкая сталь и др. Одной из
диафрагм из неметаллических материалов является диафрагма из много-
слойного политетрафторэтилена, но четырехокись азота через нее просачи-
вается. Материалом диафрагмы в ДУ ИСЗ IUE служит эластомер ЕРТ-10,
а в ДУ многоцелевого модульного многоразового ИСЗ — эластомер
AFE-332.
На рис. 13,2 показан один из возможных типов крепления диафрагмы,
выполненной из эластомера, в сферическом титановом баке.
К преимуществам использования диафрагмы из эластомера относятся
равномерность подачи, возможность многократного (до 120 раз) срабаты-
вания, простота изготовления, выдерживание полетных нагрузок на этапе
выведения ИСЗ с Земли при наличии в баках неполной (до 50%) заправки,
Однако время эксплуатации ДУ с баком, в котором применена диафрагма
из эластомера, ограничено одним-тремя годами.
Существенно большей герметичностью отличаются металлические
диафрагмы. При их применении отсутствует проблема совместимости с
компонентами топлива,
Ниже описан один из испытанных вариантов сферического бака с
металлической диафрагмой. Полусферический разделитель изготовлен из
тонкого (0,25 мм) листа коррозионно-стойкой стали AJSJ 321 глубокой
штамповкой. Для повышения запаса устойчивости диафрагма упрочнена
проволочными кольцами диаметром 0,2 мм из коррозионно-стойкой
стали AJSJ 308 ELC, припаянными к ее поверхности медным припоем, Для
обеспечения лучшей герметичности диафрагма приварена к стенкам бака
по периметру, Такая диафрагма может многократно выгибаться (пере-
кладываться) в другую сторону, а при заполнении компонентом топлива
возвращаться в исходное положение.
Возможно использование алюминиевых диафрагм со спиральной накат-
кой, Они, как и стальные диафрагмы, обладают достаточной жесткостью,
что уменьшает колебания компонента топлива в баке и обеспечивает его
ориентацию при любых ускорениях, но для таких диафрагм труднее обес-
печить многократность срабатывания,
Капиллярно-заборные устройства. При длительных полетах КК с ДУ
многократного включения система подачи должна обеспечить надежное
поступление в двигатели жидких компонентов топлива, свободных от
газовых включений, причем время между циклами работы ДУ может
Рис. 13.2. Конструкция крепления диаф-
рагмы, выполненной нз эластомера,
в сферическом титановом баке:
1 — правая полусфера; 2 - стыковой
сварной шов; 3 - левая полусфера;
4 - кольцо крепления диафрагмы; 5 -
диафрагма
достигать несколько лет, Поэтому при разработке топливных баков для J
ДУ, включаемых в условиях невесомости, большое внимание уделяют |
конструкции заборных устройств для разделения жидкой и газообразных 3
фаз при подаче компонентов топлива в ЖРД. Для этой цели наиболее эф- ।
фективным оказалось использование сил поверхностного натяжения, для
чего применяют специальные сетки, выбираемые из условия, чтобы силы .
инерции были значительно меньше капиллярных сил.
Внутрибаковые заборные устройства, работающие по принципу разде-
ления жидкой и газообразных фаз с использованием сил поверхностного
натяжения и обеспечивающие многократное включение ЖРД в условиях
невесомости, были использованы, в частности, в баках орбитальной ступени
КА ”Викинг-75”, при этом сетчатые устройства и экраны предотвращали
„опадание газа в заборные устройства баков.
Капиллярно-заборные устройства баков ДУ орбитального маневриро-
вания и ДУ ориентации МТКК ’’Спейс шаттл” (рис- 13,3) основаны на при-
менении гидрофобных сетчатых разделителей фаз, выполненных из титана,
и служат для ориентации компонентов топлива с использованием сил
поверхностного натяжения. Эти устройства обеспечивают разделение ком-
понента топлива и вытесняющего газа при воздействии сил поверхностного
натяжения при любых сочетаниях ускорений и уровней компонентов топ-
лива в баках, возможных в полете МТКК.
Капиллярно-заборное устройство бака ДУ орбитального маневрирова-
ния в худшем случае должно обеспечить проход газового включения на
вход в двигатель объемом не более 0,0283 м3, а при работе двигателей
ориентации от баков ДУ орбитального маневрирования проход газа вооб-
ще не допускается,
Указанное устройство выполнено в виде конической внутрибаковой
перегородки над днищем бака, имеющей три съемные титановые панели с
мелкоячеистыми сетчатыми элементами, которые имеют форму трапеции,
Под указанной перегородкой вдоль днища бака установлены четыре
изогнутых сборных коллектора прямоугольного сечения с прямоуголь-
ными сетчатыми элементами на стороне коллекторов, обращенных к стенке
бака, Компоненты топлива отбираются из бака из внутрибакового плос-
кого цилиндрического коллектора, к которому сборные коллекторы под-
соединены через сильфонные переходники. В коллекторе имеются выход-
ная задерживающая газ сетка и противовороночные перегородки,
Результаты летных испытаний МТКК ’’Спейс шаттл” показали, что
при работе ДУ орбитального маневрирования компоненты топлива без
газовых включений поступали через сетчатый экран в коллектор даже в
условиях, когда объем переднего отсека бака оставался наполненным
лишь на 4 %, Даже при действии отрицательных ускорений в полете компо-
ненты топлива не перетекали из коллектора через сетчатый экран в перед-
ний отсек баков.
Рассматриваемое устройство обладает высокой надежностью. Оно не
имеет ограничений по числу циклов работы ЖРД орбитального маневриро-
344
Рис. 13.3. Топливный бак с капил-
лярно-заборным устройством:
1 - сетчатый экран (три съемные
панели из Ti-сплава); 2 - пристеноч-
ные каналы (четыре пояса); 3 - вы-
ход компонента топлива; 4 - кол-
лектор
вания и расходам компонентов топлива, отбираемых для работы ЖРД
ориентации. При его использовании в баках необходимо учитывать раство-
рение гелия в компонентах топлива. Для достижения равновесной раст-
воримости гелия в компонентах топлива в баках требуется несколько
недель.
Использование капиллярных устройств, выполненных в виде совокуп-
ности профилированных перфорированных пластин, расположенных в баке
в области заборного устройства, является одним из методов обеспечения
разделения жидкости и газа в условиях невесомости при дозаправке ИСЗ
на орбите, что является важным фактором обеспечения будущих косми-
ческих полетов.
345
13.3. АГРЕГАТЫ НАДДУВА - Я
Агрегаты наддува предназначены для создания заданного давления в I
газовой подушке топливных баков при работе ДУ путем подачи в нее Я
газа. Поэтому системы наддува баков во многом аналогичны вытеснитель- 1
ным системам подачи компонентов топлива, но давление наддува баков 1
существенно меньше давления в баках при вытеснительной подаче и сос- |
тавляет 0,2 ... 0,4 МПа и лишь в отдельных случаях достигает 0,6 МПа. Я
Для наддува топливных баков используют как холодный, так и горя- I
чий газ. Наддув горячим газом, например с помощью специальных ЖГГ, I
вызывает некоторое усложнение ДУ, но обеспечивает, как и применение |
теплообменников, заметное снижение ее массы и поэтому находит приме- I
нение, особенно для баков горючего крупных PH. |
Наиболее простым является наддув гелием, хранящимся в специаль-
ном баллоне. Гелий подается через магистрали наддува и редукторы давле-
ния в каждый бак. С помощью такой системы легко обеспечить высокую
точность поддержания давления наддува баков. Наддув топливных баков
гелием использовался в ДУ экспериментального самолета Х-15 и приме-
няется в настоящее время во второй ступени PH ’’Ариан”, ракетной сту-
пени ’’Центавр” и кислородного бака второй ступени японской PH Н-1.
В ДУ более ранних разработок использовался наддув баков окисли-
теля и горючего (или только бака горючего, как в первой ступени PH
”Сатурн-1”) газообразным азотом, хранящимся в баллоне.
Однако выигрыш в массе залитой и сухой ДУ обеспечивает наддув
горячим газом. В некоторых кислородно-водородных ЖРД (J-2, SSME,
LE-5 и др.) для наддува бака жидкого водорода используется отбор нагре-
того газообразного водорода из того места в охлаждающем тракте камеры,
где он имеет необходимые значения температуры и давления. В ЖРД J-2
третьей ступени PH ”Сатурн-5” для наддува бака используется часть водо-
рода, отбираемого из охлаждающего тракта для перезарядки пускового
баллона, причем эта часть используется при пониженном давлении.
Давление наддува водородного бака основной ДУ МТКК ’’Спейс
шаттл” составляет 0,27 ... 0,28 МПа.
В системах наддува широко применяют теплообменники. Их обычно
устанавливают на линии отработанного турбинного газа (после турбины).
В ЖРД с дожиганием теплообменник размещают в газоводе. В ЖРД
SSME он размещается на выходе из турбины кислородного ТНА, при этом
теплообменник жидкого кислорода контактирует с турбинным газом,
имеющим избыток горючего, поэтому любая негерметичность теплообмен-
ника может привести к катастрофическим последствиям.
Указанный теплообменник представляет собой сложный сварной
узел и расположен в таком месте, где его дефектоскопия затруднительна,
Поэтому надежности такого теплообменника должно быть уделено особое
внимание.
Расход подогретого кислорода, поступающего в кислородный бак
346
основной ДУ МТКК ’’Спейс шаттл”, регулируется с помощью редуктора
давления, расположенного в баке.
Давление наддува указанного кислородного бака равно 0,137 ... 0,147
МПа. Давление наддува в обоих баках основной ДУ МТКК ’’Спейс шаттл”
перед стартом (до начала работы бортовой системы наддува) обеспечи-
вается гелием от наземного источника.
В ЖРД без дожигания теплообменник размещается непосредственно в
выхлопном коллекторе турбины (в двигателях РД-107.и РД-108) или в
выхлопном патрубке турбины (ЖРД F-1 и Н-1 и др.). Теплообменник дви-
гателя РД-119 для наддува кислородного бака размещался между выхлоп-
ным коллектором турбины и трубопроводом рулевых сопел.
В теплообменник может подаваться гелий из специального баллона;
баллон может размещаться не только вне топливных баков, но и внутри
бака с криогенным компонентом топлива. Например, бак горючего первой
ступени PH ”Сатурн-5” наддувался гелием из баллонов, прикрепленных к
шпангоутам внутри кислородного бака.
Чаще в теплообменник подается небольшая часть основного компо-
нента топлива из магистрали за главным клапаном. Таким компонентом
может быть любой криогенный компонент топлива, а также четырехокись
азота.
Теплообменник (испаритель) двигателя РД-119 (рис. 13.4) для надду-
ва кислородного бака состоит из сварных между собой корпуса 1, двух
змеевиков 4 и 5, входного штуцера 6, выходного штуцера 3 и фланца 2.
Корпус 1 представляет собой тонкостенную оболочку, сваренную из двух
штампованных половин. Со стороны вхо-
да обработанного турбинного газа кор-
пус имеет отбортовку, к которой при-
варивается фланец 2, служащий для
подсоединения теплообменника к вых-
лопному коллектору турбины. С другой
стороны корпуса имеется отбортовка
для приварки трубопровода рулевой
системы. На корпусе имеются две
штамповки с отверстиями, в кото-
рые вставляются и привариваются
входной штуцер 6 и выходной шту-
цер 3. Внутри корпуса имеются два
змеевика 4 и 5, вставленные один в
Рис. 13.4. Теплообменник (испаритель) двига-
теля РД-119:
1 - корпус; 2 - фланец; 3 - выходной шту-
цер; 4, 5 — змеевики; 6 - входной штуцер;
7 - отбортовка для приварки трубопровода
рулевой системы
347
другой. Жидкий кислород подается в змеевики через входной штуцер,
в котором устанавливается жиклер, обеспечивающий заданный расход
(0,17 кг/с). Зазор между витками каждого из змеевиков обеспечивается
обвязкой их проволокой в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Все детали теплообменника выполнены из коррозионно-стойкой стали.
Фланцем 2 теплообменник подсоединяется к выхлопному коллектору
турбины.
Проходя по змеевику, жидкий кислород испаряется и затем в газо-
образном состоянии подогревается отработанным турбинным газом, посту-
пающим из выхлопного коллектора турбины, до требуемой температуры
(450 ... 550 К), после чего отводится через выходной штуцер для наддува
кислородного бака.
Для разобщения змеевиков теплообменника и магистрали окислителя
до запуска двигателя в трубопроводе, подводящем кислород к нему, име-
ется обратный клапан. При раскрутке ротора ТНА окислитель своим давле-
нием преодолевает силу сжатия пружины и давление предстартового надду-
ва и открывает обратный клапан.
Для наддува топливных баков ДУ первой ступени PH ’’Титан-2” ис-
пользуется теплообменник, в который поступает отработанный турбинный
газ и, отдавая свою теплоту четырехокиси азота (она отбирается за насосом
ТНА), охлаждается и поступает в бак горючего (аэрозин-50). В свою оче-
редь, образовавшиеся газообразные продукты четырехокиси азота идут на
наддув бака окислителя (N2O4).
Наддув топливных баков наиболее целесообразно осуществлять без
использования вспомогательного рабочего тела, так как для него нужен
свой бак (для жидкого рабочего тела) или баллон (для газа) и соответст-
вующая система. Наличие вспомогательного рабочего тела, в составе ДУ
усложняет ее заправку и эксплуатацию. Однако в ДУ ранней разработки
для наддува топливных баков использовалась система с баком жидкого
азота и теплообменником.
Для наддува всех баков (окислителя, горючего, перекиси водорода и
жидкого азота) первой и второй ступеней PH ’’Восток и ’’Союз” исполь-
зован газообразный азот, образующийся в теплообменнике, размещенном
как уже отмечалось, непосредственно в выхлопном коллекторе турбины.
Жидкий азот подается из специального бака вспомогательным насосом,
входящим в состав ТНА. Для наддува керосинового бака ракеты ”Блю
Стрик” применяли газообразный азот, полученный путем испарения жид-
кого азота в теплообменнике, расположенном в выхлопном патрубке ТНА
одного из двух ЖРД ДУ. Бак жидкого кислорода этой ракеты наддувался
до давления 0,179 МПа газообразным кислородом. Он образовывался
в теплообменнике, размещенном в выхлопном патрубке второго ЖРД.
Для этого отбирался жидкий кислород от трубопровода ЖГГ через жик-
лер, обеспечивающий расход 1кг/с.
Газообразный кислород при температуре примерно 455 К направ-
348
г
Рис. 13.5. Смеситель двигателя РД-119:
1 - корпус; 2 - кронштейн; 3 - конус; 4 - штуцер
лялся по газопроводу с расширительными сильфонами к верхней части
бака.
Если в ЖРД основной ЖГГ является восстановительным, то роль аг-
регата наддува бака горючего может играть смеситель. Смеситель двигателя
РД-119 (рис. 13.5) представляет собой цельносварной узел, изготовленный
из коррозионно-стойкой стали. Смеситель состоит из корпуса 1 с приварен-
ными к нему конусом 3, кронштейном 2 и штуцером 4. Штуцер 4 приварен
к корпусу под углом 45°. В корпусе в месте приварки штуцера просверле-
но (также под углом 45°) отверстие, через которое вводится во внутрен-
нюю полость смесителя горючее. Газ из однокомпонентного ЖГГ подво-
дится через конус 3. Образовавшийся газ отводится через штуцер корпуса
на наддув бака горючего (НДМГ).
Баки первой ступени PH ’’Ариан” наддуваются продуктами сгорания,
отобранными из ЖГГ всех четырех ЖРД ступени; температура продуктов
сгорания, поступающих в баки, равна 675 К, а их давление — 0,4 МПа.
Для наддува топливных баков применяют также ЖГГ: окислитель-
ные — для наддува бака окислителя и восстановительные — для наддува
баков горючего. ЖГГ наддува могут устанавливаться непосредственно на
верхних днищах баков, при этом от двигателя к ним должен подводиться
соответствующий (относительно малый) расход основных компонентов.
Если ЖГГ входят в состав ЖРД то газы наддува, вырабатываемые в них, по
теплоизолированным трубопроводам подводятся к верхней части баков.
В последнем случае масса трубопроводов наддува получается большей.
При вводе горячих продуктов сгорания в газовую полость бака необ-
ходимо исключить турбулизацию поверхности компонента топлива, что
обеспечивается соответствующей конструкцией узлов ввода газа наддува
в бак, 349
Вопросы для самопроверки
1. Какие значения начального давления выбираются при проектировании газо-
вых баллонов ЖРД?
2. Назовите материалы, которые применяются для изготовления газовых балло-
нов ЖРД.
3. Какие факторы должны учитываться при выборе вида вытесняющего газа?
4. Какие виды вытесняющего газа применяются в ЖРД?
5. Назовите требования, которые предъявляются к разделительным устройствам.
6. В чем состоят трудности разработки поршневых разделителей?
7. Какова конструкция сильфонных разделителей?
8. Какие материалы применяются для разделителей, выполненных в виде эластич-
ных мешков?
9. Из каких материалов изготавливают диафрагму диафрагменных разделителей?
10. На каком принципе работают капиллярно-заборные устройства?
11. Из каких основных элементов конструкции состоит капиллярно-заборное
устройство?
12. Как можно обеспечить наддув топливных баков с использованием основных
компонентов топлива?
13. Где размещается теплообменник для испарения и подогрева газа, используе-
мого для наддува бака?
14. Где могут размещаться ЖГГ для наддува баков?
Глава 14
КОМПОНОВКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
И ЖРД И ИХ УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ
14.1. КОМПОНОВКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И ЖРД
Общая характеристика компоновки ЖРД и ДУ. Компоновкой ЖРД и
ДУ в целом называют целесообразное взаимное расположение их узлов и
агрегатов относительно друг друга.
Компоновку выполняют таким образом, чтобы удовлетворялись
следующие требования:
1) наибольшая простота ДУ; в частности, число систем, агрегатов и
узлов, входящих в состав ДУ, должно быть наименьшим;
2) наименьшие габаритные размеры и масса ДУ;
3) достаточная статическая и динамическая прочность ЖРД и ДУ в
целом;
4) наименьшая длина трубопроводов между узлами и агрегатами; в
этом случае уменьшается гидравлическое сопротивление трубопроводов, а
также их масса. Поэтому желательно соединять узлы и агрегаты друг с
другом непосредственно, без трубопроводов, а при возможности размещать
один узел (агрегат) внутри другого. Например, дроссель ЖРД J-2, регули-
рующий соотношение компонентов топлива, располагается в выходном пат-
рубке насоса жидкого кислорода.
350
ТНА окислителя;
351
ЖГГ должен располагаться возможно ближе к турбине ТНА, особенно
это относится к ЖРД с дожиганием, так как соответствующий трубопровод
(газовод) испытывает большие нагрузки из-за высоких значений давления
и температуры генераторного газа, В ЖРД SSME газоводы являются основ-
ными элементами конструкции, на которых закреплены два ЖГГ (с по-
мощью сварных соединений), основные ТНА, смесительная головка и ка-
мера в целом (рис, 14.1);
5) доступ к узлам и агрегатам, необходимый при сборке, а для много-
разовых ЖРД и при послеполетном техническом обслуживании, С этой
целью, в частности, основные ТНА ЖРД SSME установлены на смесительной
головке камеры под некоторым углом к продольной оси двигателя; это
облегчает доступ к ТНА, когда двигатель установлен на орбитальную сту-
пень МТКК ’’Спейс шаттл”;
6) минимальная площадь донной поверхности; это уменьшает массу
донного термозащитного экрана; число ЖРД с карданным подвесом долж-
но быть возможно меньшим, но достаточным для управления PH или
МТКК.
Компоновка ДУ существенно зависит от формы и взаимного располо-
жения баков, от положения двигателей относительно баков, а также от
числа двигателей.
Компоновка ДУ ракетной ступени с одним ЖРД и с вытеснительной
подачей показана на рис. 14.2 на примере бло-
ка второй ступени японской PH N-II.
Камера ЖРД с вытеснительной подачей для
сохранения длины ракеты может размещаться
внутри кольцевых баков окислителя и горю-
чего. В этих же целях ЖРД с ТНА может быть
расположен в одном из баков (в частности,
в баке горючего).
Топливные баки и гелиевые баллоны мо-
гут располагаться вокруг корпуса ИСЗ, что
позволяет уменьшить его длину и более эко-
номично использовать грузовой отсек МТКК,
если спутник запускается на орбиту из кораб-
ля. Можно отметить тенденцию к меньшему
числу топливных баков. Например, ДУ ИСЗ
с двумя баками предпочтительнее, чем с че-
тырьмя баками в связи с упрощением систе-
мы трубопроводов и уменьшением числа отсеч-
ных клапанов.
Рис. 14.2. Блок второй ступени японской PH N-H:
1 - сопловой насадок; 2 - камера; 3 - бак горю-
чего (аэрозин-50); 4 - бак окислителя N2O4; 5 -
силовая рама; 6 - сферические баллоны с гелием
352
Для поддержания динамической балансировки ИСЗ, стабилизируемой
вращением, по мере расходования компонентов топлива все баки распола-
гаются на одинаковом расстоянии от оси вращения спутника, причем
диаметрально противоположные баки попарно соединены уравнительными
трубопроводами. ДУ ИСЗ может быть смонтирована на трубчатом прост-
ранственном узле, позволяющем разместить все двигатели на необходимом
расстоянии от оси вращения спутника. Указанный узел должен сохранять
жесткость при воздействии вибрационных нагрузок.
Число ЖРД в ДУ. В состав основной ДУ ступени PH или МТКК может
входить от одного до восьми основных двигателей (см. приложение);
обычно используют от трех до пяти ЖРД.
Применение ДУ, состоящей из нескольких ЖРД, при наличии отработан-
ного двигателя определенной тяги обеспечивает создание ДУ большой тяги
в более короткий срок, т.е. существенно расширяются возможности ис-
пользования данного двигателя. С увеличением числа ЖРД в ДУ упроща-
ется изготовление, отработка (требуется меньшее время) и испытания от-
дельного двигателя (не требуются стенды для испытаний ЖРД большой
тяги), но снижается надежность ДУ и усложняется система управления ею.
Поэтому число ЖРД в ДУ ступени PH и МТКК должно быть оптималь-
ным, а именно минимальным, но обеспечивающим требуемую надеж-
ность ДУ.
При использовании ДУ, состоящей из нескольких ЖРД, можно достичь
высокой степени надежности, даже в случае аварийного выключения двига-
телей одного из них по команде бортовых ЭВМ. Например, при имевших
место случаях преждевременно выключения одного из пяти ЖРД второй
ступени PH ”Сатурн-5” и одного из трех ЖРД SSME орбитальной ступени
МТКК ’’Спейс шаттл” оставшиеся работоспособными двигатели путем уве-
личения времени работы компенсировали уменьшение общей тяги ДУ и
обеспечивали полет по расчетной траектории или по траектории близкой
к ней.
ДУ космического объекта (ИСЗ, КА, межорбитального, буксира)
часто целиком встраивают в объект и проектируют специально для него,
но она может быть выполнена в виде автономного блока, который после
выключения двигателя отделяется от объекта. Возможна и частичная интег-
рация ДУ и космического объекта.
Двигатели, предназначенные для ориентации ИСЗ и КА, выносят воз-
можно дальше от их продольной оси для достижения более высокого пле-
ча момента. Рулевые двигатели ступеней PH и БР размещают снаружи хвос-
тового отсека и для защиты от аэродинамического нагрева и уменьшения
аэродинамического сопротивления закрывают их соответствующим кожу-
хом. Стартовый самолетный ЖРД после взлета самолета и выключения
может электроприводами убираться в хвостовую часть фюзеляжа.
Применение блочной конструкции. Принцип блочности может обеспе-
чиваться на уровне как ДУ, так и ЖРД. При блочной конструкции ДУ и
ЖРД состоят от ограниченного числа блоков. Блочная конструкция ДУ
353
КА позволяет осуществлять ее модификацию в зависимости от цели поле-
та путем изменения одного или нескольких блоков. Блочную конструкцию
ДУ намечено использовать в КА ’’Маринер Марк II”.
Блочная ДУ может состоять из нескольких одинаковых двигателей-
блоков. Едиными в такой блочной ДУ обычно являются различные агре-
гаты автоматики ЖРД, электрокабели, пуско-отсечные клапаны, пусковые
бачки, газовые баллоны и т.д. Такая ДУ позволяет обеспечить создание
большой тяги набором двигателей-блоков при меньшей длине по сравнению
с однокамерным ЖРД той же тяги. Обычно такие ДУ используют на первых
ступенях PH. Примерами блочных ДУ являются ”Гамма-8”, LR-87-AJ-5,
LR-89-NAh РД-216.
Блочная конструкция ЖРД облегчает сборку и особенно ремонт и
целесообразна для многоразовых ЖРД.
Компоновка ЖРД зависит от типа его закрепления в хвостовом отсеке
и от числа основных узлов и агрегатов (камер, ТНА, ЖГГ).
Закрепление ЖРД в хвостовом отсеке. Двигатели могут быть закреп-
лены жестко к силовому шпангоуту через раму или могут быть отклоняе-
мыми, для чего их устанавливают на шарнирном или карданном подвесе.
Для уменьшения мощности, потребной для отклонения двигателя, желатель-
но прохождение осей шарнирного или карданного подвеса через центр масс
двигателя, который обычно находится в области горловины сопла. Однако
из конструктивных соображений карданный подвес двигателя часто разме-
щают в области головки камеры.
Четыре ЖРД на шарнирном подвесе располагают в хвостовом отсеке
так, чтобы оси их поворота пересекались на продольной оси отсека.
ТНА, агрегаты автоматики, баллоны со сжатым газом и другие узлы
и агрегаты крепят на раме двигателя, устанавливаемой на головке камеры,
или непосредственно на камере.
Число камер в ЖРД с ТНА. По числу камер двигатели подразделяют
на одно- и многокамерные; в многокамерных двигателях обычно приме-
няют две, три или четыре камеры.
Многокамерный двигатель по сравнению с однокамерным двигателем
той же тяги имеет более сложную конструкцию. Прежде всего многокамер-
ные двигатели имеют разветвленную сеть трубопроводов, подводящих
компоненты топлива от ТНА к камерам.
Обычно камеры устанавливают параллельно продольной оси хвостово-
го отсека; при наличии их разнотяговости может возникнуть недопустимо
большой эксцентриситет тяги двигателя, для ликвидации неблагоприят-
ного влияния которого необходима повышенная мощность системы управ-
ляющих моментов и сил. Можно упростить решение этой задачи путем неко-
торого наклона оси камер, который обеспечивает прохождение их оси
через центр масс ЛА, но в этом случае приходится мириться с некоторой
потерей тяги двигателя.
Система запуска многокамерного двигателя должна исключать неза-
354
г
Рис. 14.3. ЖРД F-1 первой ступени PH
”Сатурн-5” (США):
1 - камера сгорания; 2 - газогенератор;
3 - трубопровод горючего высокого
давления; 4 - трубопровод кислорода
высокого давления; 5 — основной клапан
горючего; 6 - основной клапан кисло-
рода; 7 - вход кислорода; 8 - узел
карданного подвеса; 9 — насос кисло-
рода; 10 - насос горючего; 11 - турби-
на; 12 - теплообменник; 13 - коллектор
генераторного газа; 14 - сопло
пуск какой-либо камеры, что воз-
можно, например, при отказе систе-
мы зажигания в случае применения
несамовоспламеняющегося топлива.
Число и размещение ТНА и ЖГГ
в ЖРД. ЖРД может иметь как один,
так и два основных ТНА. Два основ-
ных ТНА (жидкого кислорода и
жидкого водорода) применялись
в ЖРД J-2. Для максимально воз-
можного снижения давления наддува топливных баков в ряде двигателей
(например, в ЖРД SSME) применяют еще и бустерные ТНА, т.е. в составе
ЖРД может быть до четырех ТНА. В ЖРД SSME бустерные ТНА неподвиж-
ны (установлены на корпусе орбитальной ступени МТКК), а основные ТНА
смонтированы на камере и отклоняются вместе с ней в карданном подвесе.
Поэтому трубопроводы, соединяющие основные и бустерные насосы ЖРД,
имеют гибкие сильфоны.
Для крепления ТНА используют специальную раму, установленную на
раму двигателя, но чаще ТНА крепят непосредственно на камере. ТНА
размещают над камерой, при этом ось ТНА перпендикулярна оси двигате-
ля, или сборку камеры, причем ось ТНА должна быть примерно параллель-
на оси камеры. Последнее размещение обеспечивает компактность и мень-
шую массу и широко применяется, в особенности для отклоняемых двига-
телей. Оно использовано, в частности, в ЖРД F-1 (рис. 14.3) и РД-253
(рис. 14.4). В ЖРД J-2 ТНА окислителя и ТНА горючего установлены
по обеим сторонам камеры.
В двух-, трех- и четырехкамерных ЖРД ТНА целесообразно размещать
между камерами в области горловины сопел.
При наличии в составе ЖРД двух основных ТНА возможны два вари-
анта: один ЖГГ предназначается для привода турбины обоих ТНА или каж-
дый ТНА имеет свой газогенератор. Первый вариант реализуется, в част-
ности, в японском ЖРД LE-5, а второй - в ЖРД SSME. Второй вариант
облегчает регулирование режима работы двигателя, но более сложен по
конструкции и схеме.
355
Рис. 14.4. Двигатель РД-253 первой ступени PH ’’Протон”:
1 — дроссель; 2, 7, 9, 11, 14 — иироклапаиы; 3, 4 — насосы; 5 — турбина; 6 — регуля-
тор; 8 - газогенератор; 10 - газовод; 12 - струйный насос; 13 - камера
356
Для подвода компонентов топлива к отклоняемым ЖРД применяют,
как уже отмечалось, гибкие трубопроводы. Если компоненты топлива под-
водятся к камере через цапфы шарнирного подвеса, то можно обойтись
без гибких трубопроводов.
Отсечные топливные клапаны на входе в камеры и ГГ следует разме-
щать возможно ближе к ним, при этом уменьшается объем полости компо-
нентов топлива от клапана до форсунок и время, необходимое для запол-
нения полости за клапаном (уменьшается время выхода двигателя на
режим, время его выключения и импульс последействия тяги).
В ЖРД без дожигания трубопровод отработанного турбинного газа
(может быть два таких трубопровода) отводит газ турбины в район выход-
ного сечения сопла основной камеры; газ, истекающий через сопло указан-
ного трубопровода, развивает дополнительную тягу. В двигателе РД-119
отработанный турбинный газ поступает в рулевую систему, состоящую из
трубопроводов, газораспределителей тангажа, курса и крена и рулевых
сопел тангажа, курса и крена.
Топливные баки. Баки занимают до 80 ... 90 % всего объема ЛА.
Поэтому при разработке ДУ важно наиболее полно использовать объем
всего топливного (бакового) отсека для уменьшения его длины и массы.
Бак может быть выполнен отдельно от корпуса ЛА или заодно с ним.
Баки, стенки которых воспринимают нагрузки не только от внутреннего
давления, но и тягу двигателей, называют несущими. Применение таких
баков позволяет уменьшить массу сухого ЛА.
Баки ДУ с вытеснительной подачей нагружены высоким внутренним
давлением (до 2 ... 5 МПа), а баки ДУ с насосной подачей — низким внут-
ренним давлением (не более 0,2 ... 0,4 МПа).
В ДУ летательных аппаратов применяют баки цилиндрической, сфери-
ческой и тороидальной формы. Обычно используют цилиндрические и сфе-
рические баки. Сферические баки обеспечивают одинаковую прочность
при меньшей толщине стенки (а следовательно, их сухая масса меньше),
чем цилиндрические и тороидальные баки, но при использовании сферичес-
ких баков хуже используется объем ЛА. Сферические баки чаще исполь-
зуют в ДУ малой тяги, прежде всего в ДУ спутников и КА. В ДУ ракет-
носителей применяют цилиндрические баки, а также баки, контур которых
определяется контуром корпуса ракеты.
Тороидальные баки применяют в ДУ спутников, КА и КК; в ряде слу-
чаев они обеспечивают компактную конструкцию и высокую эффектив-
ность использования объема ДУ, но для них характерна повышенная масса.
Цилиндрические баки окислителя и горючего чаще размещают друг
за другом. При таком расположении для снижения массы баков выше
(ближе к головной части) размещают бак с тем компонентом топлива, для
насосов которого должно обеспечиваться большее давление на входе. Сфе-
рический бак чаще может применяться для компонента с большей плот-
ностью.
В ДУ первых ступеней PH в ряде случаев применяют несколько парал-
357
лельпо расположенных баков. Например, в первой ступени PH ”Сатурн-Г
использовалось девять баков: центральный бак жидкого кислорода, окру-
женный восемью баками, четыре из которых являются кислородными,
а четыре других предназначены для горючего RP-1.
Как цилиндрические, так и сферические баки могут иметь общую
перегородку; ее наличие в ряде случаев обеспечивает снижение массы
сухой ДУ.
Трубопровод, по которому компонент топлива поступает из верхнего
бака к двигателю, проходит через туннель нижнего бака или снаружи
его. Большая безопасность обеспечивается в последнем случае, но это при-
менимо лишь для ДУ малой тяги, Внутри баков могут размещаться газо-
вые баллоны и другие узлы.
Для придания жесткости бакам в ряде случаев используют стенки
вафельного типа, т.е. стенки, на внутренней поверхности которых мето-
дом химического фрезерования выполнены продольно-поперечные ребра.
Для демпфирования колебания жидких компонентов топлива на внут-
ренней поверхности баков устанавливают продольные и кольцевые попе-
речные перегородки.
Для уменьшения потерь криогенных компонентов топлива на испа-
рение на внутреннюю или наружную поверхность стенок баков наносят
специальный слой теплоизоляции. В частности, эффективна внешняя тепло-
изоляция с использованием пеноматериалов с низкой плотностью, например
пенополиуретана (р = 40кг/м3).
Баки с криогенными компонентами топлива могут иметь внешний
теплоизоляционный экран, который сбрасывается после выхода PH из
плотных слоев атмосферы. Такой экран уменьшает тепловые потоки в баки
из-за аэродинамического нагрева.
14.2. СОЕДИНЕНИЯ ТРУБОПРОВОДОВ, УЗЛОВ И АГРЕГАТОВ
Общая характеристика трубопроводов, узлов и агрегатов. Особое зна-
чение для надежной работы ДУ имеет обеспечение максимальной герметич-
ности всех ее соединений. Наличие негерметичности в соединениях ДУ ведет
к утечкам компонентов топлива, генераторного газа в тракте газогене-
ратор - газовод - смесительная головка камеры (для ЖРД с дожиганием)
и сжатого газа. Указанные виды негерметичности могут приводит к пре-
ждевременному израсходованию компонентов топлива или сжатого газа
или к пожару в двигательном отсеке и аварии ЛА.
Соединения трубопроводов, узлов и агрегатов должны обладать мак-
симальной герметичностью в достаточно тяжелых условиях работы. Соеди-
нения подвергаются воздействию компонентов топлива; их давление в
ЖРД с ТНА может достигать высоких значений — до 50 МПа. Некоторые
компоненты отличаются высокой агрессивностью к конструкционным
материалам (например, фтор) или высокой проникающей способностью
(в первую очередь это относится к водороду). Генераторный газ ЖРД с
358
дожиганием имеет высокие значения давления (до 35 МПа) и повышенные
значения температуры (до 1200 К). Следует считаться с высокой агрессив-
ностью генераторного газа, если он имеет избыток окислителя (например,
кислорода), и с его высокой проникающей способностью, если он имеет
избыток водорода. Гелий, как и водород, отличается малым размером
молекулы и поэтому обладает повышенной проникающей способностью,
поэтому герметизация соединений в гелиевых системах (например, в сис-
теме наддува баков) представляет собой достаточно сложную проблему.
При работе двигателя элементы соединений претерпевают температур-
ные деформации и подвергаются воздействию больших виброускорений
(до 200 g3) в широком диапазоне частот (до 10 кГц).
Кроме максимальной герметичности, соединения должны обладать по
возможности наименьшими значениями массы и гидравлического сопро-
тивления. Герметичность соединений должна сохраняться в течение всего
гарантируемого срока хранения ракеты, в течение длительной эксплуата-
ции ИСЗ, длительного (до 10 лет) полета межпланетного КА и т.д.
Соединения трубопроводов, узлов и агрегатов ДУ можно подразде-
лить на разъемные (разборные) и неразъемные (неразборные).
Каждое разъемное соединение создает определенную вероятность на-
рушения его герметичности. Поэтому при разработке конструкции узлов
и агрегатов ДУ обеспечивают относительно небольшое число разъемных
соединений, для чего используют рациональную компоновку, объединяют
несколько агрегатов в одном корпусе, исключают излишние переходные де-
тали (тройники, крестовины и т.д.)
При выборе типа соединений ДУ многоразовых ИСЗ предусматривают
разъемные (резьбовые) соединения, позволяющие производить замену вы-
шедших из строя отдельных двигателей или их блоков. Все остальные
соединения выполняют сварными.
Разъемные соединения. К разъемным соединениям относятся резь-
бовые ниппельные и фланцевые соединения.
Герметичность фланцевых соединений (рис. 14.5, а и б) обеспечива-
ется обжатием прокладки при стягивании фланцев с помощью болтов или
шпилек, при этом на поверхности прокладки создается требуемое кон-
тактное давление.
Фланцы могут быть приварными и накидными. При использовании
одного накидного фланца в соединении его сборка упрощается, так как
накидной фланец при сборке можно повернуть по окружности в любое
положение, Использование шпилек вместо болтов и вырезов на фланцах
обеспечивает снижение массы фланцевого соединения.
Герметичность резьбовых ниппельных соединений (рис, 14.5, в, г,
дне) достигается путем обжатия прокладки из мягкого металла (алю-
миния и его сплавов, меди и др.) при затяжке накидной гайки. Ниппель
соединяют с трубой с помощью сварки или пайки. Пайка обеспечивает
большую вибропрочность узла. Ниппели агрегатов часто выполняют заод-
но с их корпусом.
359
Ниппельные соединения применяют для относительно небольших
диаметров (от 4 до 30 мм).
Материалы прокладок должны сохранять химическую стойкость в
условиях длительного воздействия компонентов топлива, а для упругих
прокладок, рассматриваемых ниже, и упругие свойства.
Применяют как простые плоские, так и профильные прокладки- В
качестве материала прокладок используется резина, пластмассы, металлы
и их сплавы. Прокладки из резины и пластмасс имеют ограниченный тем-
пературный диапазон применения. Например, силиконовый каучук ис-
пользуют при температуре 200 ... 475 К, витон — 230 ... 475 К и политет-
рафторэтилен — 85 ... 555 К. Обычно применяют так называемые шнуровые
резиновые и пластмассовые прокладки, поперечное сечение которых пред-
ставляет собой круг.
Металлические прокладки изготавливают из стали, меди, алюминия
и других металлов. Указанные материалы обладают высокой термической и
химической стойкостью и высокой прочностью. Однако эти материалы
плохо следуют изменениям формы поверхностей соединения. Сила сжатия
соединяемых деталей при использовании металлических прокладок долж-
на быть достаточно большой; поверхности соединяемых деталей должны
быть хорошо обработаны и не должны подвергаться деформации при затя-
жке соединения.
Некоторым недостатком металлических прокладок является чувстви-
360
тельность к температурным деформациям деталей соединения, если они
изготовлены из металлов и сплавов с различным коэффициентом теплово-
го расширения. Однако в ряде случаев специально подбирают материалы
фланцев и прокладки с такими коэффициентами теплового расширения,
чтобы при изменении их температуры при работе двигателя обеспечивалось
увеличение давления в месте контакта прокладки и фланцев.
Плоские и близкие к ним прокладки (рис. 14.6, а) изготовляют из лег-
ких металлов — алюминия и его сплавов, меди и т.д. Плоские прокладки
размещают в стыке таким образом, чтобы при их обжатии металл нахо-
дился в замкнутом объеме и не мог растекаться (установка в замок)
(см. рис. 14.5,а).
Близкую к плоской прокладке форму имеют рифленые прокладки
(рис. 14.6, б). Обычно ширина поперечного сечения плоских и рифленых
прокладок в 1,5 2 раза больше их толщины. Указанные прокладки тре-
буют больших значений силы затяжки-
Эффективность рифленых и профильных прокладок определяется
уменьшенной контактной поверхностью. Твердость металлов указанных
прокладок должна быть несколько меньше твердости металла фланцев.
Профильные прокладки (рис. 14.6, в) обладают упругими свойствами
и сохраняют герметичность даже при некотором сдвиге фланца. Попереч-
ное сечение указанных прокладок имеет форму, близкую к форме латинс-
ких букв V, U, С, X и т.д- Отличительной особенностью фланцевых соеди-
нений с профильной прокладкой с усами является их относительно неболь-
шая масса, так как для обеспечения герметичности не требуется большой
силы затяжки фланцевых болтов или шпилек.
В качестве материала профильных прокладок с усами используют
коррозионно-стойкую сталь с никелевым покрытием, обеспечивающим
пластические деформации на поверхности прокладки, а также инконель
Х-150 и другие сплавы,
Наиболее простой профильной прокладкой является прокладка, пред-
ставляющая собой металлическую тонкостенную бесшовную трубку, ко-
торую сгибают в кольцо, точно подгоняют и сваривают встык с помощью
контактной сварки.
Лучшими материалами трубки являются коррозионно-стойкая сталь,
монель-металл и инконель. Для повышения герметизации и коррозионной
стойкости внешнюю поверхность трубчатых прокладок покрывают слоем
кадмия, никеля, свинца, серебра или политетрафторэтилена.
Рис. 14.6. Прокладки для разъемных соединений:
а - плоские; б - рифленые; в - профильные
12- 1758 361
Все детали соединения — фланцы, болты (шпильки) и прокладки, в
которых применены металлические трубчатые прокладки, - можно изго-
тавливать из одного и того же металла. Это полностью устраняет снижение
герметичности вследствие различных коэффициентов термического расши-
рения материалов деталей соединения.
Соединения с металлическими трубчатыми прокладками успешно
применяют при температурах до 1275 К и давлениях до 70 МПа.
Эффективны так называемые самоуплотняющиеся прокладки, Та-
кими прокладками являются трубчатые прокладки, внутренняя полость
которых соединена с рабочей средой мелкими радиальными отверстиями
(что обеспечивает дополнительную деформацию трубки и соответствующее
повышение контактного давления), а также V-образные прокладки, пока-
занные на рис. 14.6, в. У последних прокладок давление рабочей среды
дополнительно к упругому действию усов прокладки прижимает их к
местам контакта, обеспечивая соответствующее повышение давления.
Герметичность соединений с прокладкой зависит от правильного выбо-
ра ее обжатия или давления в месте контакта. Например, при недостаточ-
ной силе сжатия трубчатой прокладки развивается недостаточное контакт-
ное давление. При чрезмерной силе сжатия материал прокладки работает
за пределом упругости вцлоть до потери устойчивости и разрушения
трубки.
Необходимо учитывать температурные деформации элементов соеди-
нения и прокладки при работе ДУ; в первую очередь это относится к
криогенным магистралям и магистралям генераторного газа.
Самоуплотняющие прокладки широко применялись в ЖРД J-2 для
магистралей жидкого водорода, жидкого кислорода, гелия и генераторного
газа, Всего в двигателе J-2 имелось более ПО соединений, в основном для
агрегатов и измерительных датчиков. Наибольшим является уплотнение
диаметром 494 мм между камерой сгорания и смесительной головкой.
Применяют также спиральные прокладки, изготавливаемые навив-
кой V-образной металлической ленты с наполнителем (асбестом или поли-
тетрафторэтиленом). Сечение такой прокладки отличается повышенной
податливостью. Спиральные прокладки из коррозионно-стойкой стали с
асбестовым наполнителем работоспособны в интервале температур от 90
до 810 К. Для более тяжелых условий применяют прокладки с чечевице-
образным, треугольным, дельтаобразным и круглым поперечным сече-
нием.
Для обеспечения высокой надежности разъемные соединения подвер-
гают автономным испытаниям на специальных имитаторах с максималь-
но возможным воспроизведением всех эксплуатационных воздействий
на соединения.
Для каждого соединения определяют давление его разрушения. Ука-
занные испытания должны быть повторены при любом изменении соеди-
нения, даже если изменяется только материал-
362
Неразъемные соединения. К неразъемным соединениям относятся
сварные и паяные соединения.
Из сварных соединений (рис. 14.7, а) наиболее надежно стыковое,
которое часто выполняют наложением сварного шва на подкладку (коль-
цевой буртик или участок трубки, вставляемый внутрь соединения);
наличие подкладки исключает нежелательной проплав сварного шва. Сты-
ковые сварные швы легко контролировать с помощью разнообразных ме-
тодов дефектоскопии.
При использовании сварных соединений устраняются массивные флан-
цы и болты (шпильки), что существенно уменьшает массу и размеры со-
единений узлов, агрегатов и трубопроводов. Но сварные швы являются
потенциальным местом возникновения трещин (в том числе скрытых)
из-за термических напряжений при застывании шва. Поэтому к качеству
контроля сварных швов предъявляются очень высокие требования.
Сварные швы широко применяют в кислородно-водородных ЖРД.
Например, в ЖРД J-2 все соединения трубопроводов небольшого диамет-
ра выполнялись полностью сварными.
Сварные соединения особенно целесообразно применять в ЖРД с высо-
ким давлением в камере сгорания, в первую очередь в ЖРД с дожиганием,
так как в этом случае разъемные соединения обладали бы повышенной
массой.
В ЖРД SSME имеется около 200 сварных швов, выполняемых с по-
мощью электронно-лучевой сварки, причем толщина некоторых швов пре-
вышает 25 мм. Если во многих ранее разработанных двигателях отдель-
ные узлы ТНА, ЖГГ и смесительная головка соединялись друг с другом
(в том числе через трубопроводы) с помощью фланцевых соединений, в
ЖРД SSME применена цельносварная головка камеры вместе с ТНА, Тре-
бования к указанным сварным швам привели к необходимости существен-
ного повышения уровня технологии сварки. Несмотря на широкое приме-
нение сварных соединений в ЖРД SSME, обеспечен доступ к внутренним
полостям двигателя для осмотра и обслуживания, для чего используют,
в частности, штуцеры для установки телеметрических датчиков.
Если должны быть соединенены детали из разных металлов или спла-
вов, то применяют проставку из материала одной из соединяемых деталей,
причем проставку с деталью из другого металла соединяют, например, с
помощью сварки трения.
7 2
S в
Рис. 14.7. Сварные (без подкладки (а), с подкладкой (6) н паяные соединения (в)
1 - муфта; 2 - кольца припоя
363
Паяные соединения (рис. 14.7, б) можно выполнять с соединительной
муфтой. В ней обычно имеются две канавки, в которые предварительно
закладывают кольца из припоя, Их расплавляют путем индукционного наг-
рева, применение которого наиболее выгодно. Пайку проводят в среде
инертного газа (азота или аргона) , который подается как по соединяемым
трубам, так и с внешней стороны. Инертный газ исключает необходимость
применения флюса, вызывающего, как правило, коррозию и загрязнение
труб при пайке, и повышает текучесть припоя. Для обеспечения постоянных
зазоров для пайки, что важно для обеспечения ее высокого качества, концы
соединяемых труб необходимо калибровать.
Пайку приходится вести непосредственно на двигателе в условиях ог-
раниченного пространства, Поэтому оборудование для пайки должно быть
портативным, иметь относительно небольшую массу.
Паяные соединения в отличие от сварных можно применять при отно-
сительно невысоких температурах — обычно до 825 К (для предотвраще-
ния расплавления припоя); паяные соединения можно применять и на
криогенных магистралях (при температуре до 20 К).
Примером паянных соединений являются соединения в ДУ ступени
’’Аджена”, в которых припоем служит сплав золота и никеля.
Неразъемные соединения обладают существенно большей надежностью
в обеспечении герметичности, практически не увеличивают гидравличес-
кое сопротивление соединения и обладают наименьшей массой, но они
требуют выполнения сварки или пайки соединений трубопроводов, узлов
и агрегатов, в том числе непосредственно на двигателе, т.е. в условиях
ограниченного пространства, что представляет известные технологические
трудности,
Несмотря на свое название, неразъемные соединения можно разъе-
динить (разрезать или распаять) и затем вновь собрать, но это также в
достаточной степени затруднено.
14.3. ТРУБОПРОВОДЫ, ШЛАНГИ И СИЛЬФОНЫ
Трубопроводы, шланги и сильфоны осуществляют функциональную
связь между агрегатами и узлами ДУ; их применяют в тех случаях, когда
по условиям компоновки или по каким-либо другим причинам соответ-
ствующие узлы и агрегаты нельзя соединить друг с другом непосред-
ственно.
По трубопроводам (или магистралям) компоненты топлива, генера-
торный или сжатый газ поступают из одного узла ДУ в другой. Сильфоны
являются тонкостенными гофрированными цилиндрами, применяемыми
в магистралях для компенсации перемещений, которая может осуществля-
ться вследствие податливости гофров.
Гибкий шланг состоит из внутренней гофрированной трубы и внешней
силовой оболочки или проволочной оплетки.
364
Различают трубопроводы жидких компонентов топлива, генераторного
газа, пневмосистем и дренажные трубопроводы. В состав пневмосистем
могут входить трубопроводы, подводящие сжатый газ из баллонов к
агрегатам автоматики, трубопроводы системы продувки и т,д. Дренаж-
ные трубопроводы предназначены для отвода (обычно в область выход-
ного сечения сопла камеры) компонентов топлива и генераторного (тур-
бинного) газа, просочившихся через уплотнения ТНА.
Сечения трубопроводов компонентов топлива выбирают исходя из
оптимизации массы трубопроводов и их гидравлического сопротивления.
Обычно скорость жидких компонентов топлива принимают 5 ... 20 м/с.
Хотя при больших скоростях и снижается масса трубопроводов, но нам-
ного возрастает гидравлическое сопротивление (прямо пропорциональ-
но квадрату скорости жидкости). При малых скоростях уменьшается гид-
равлическое сопротивление, но возрастают размеры и масса трубопроводов.
Выбор скорости в магистралях от баков к двигателю может производиться
из условия обеспечения одного и того же внутреннего диаметра магистра-
лей; в этом случае для кислородно-водородных ДУ скорость в водородной
магистрали примерно в два раза больше, чем в кислородной.
В ДУ применяют как жесткие, так и гибкие трубопроводы.
Жесткие трубопроводы. Они имеют наиболее простую конструкцию,
но требуют высокой точности изготовления, использования специальных
стыковочных узлов для обеспечения сборки, для них характерно понижен-
ное гидравлическое сопротивление. Так как и при использовании жестких
трубопроводов их концы могут перемещаться в той или иной степени при
эксплуатации ДУ начиная с момента начала заправки топливных баков и
особенно при работе двигателя, то должна обеспечиваться компенсация
указанных перемещений. Компенсируются только термические переме-
щения и неточности сборки агрегатов. На указанную компенсацию можно
влиять выбором конфигурации трубопроводов (они могут иметь компен-
сационные витки или колена), материала и толщины труб.
При эксплуатации ЖРД F-1 и J-2 подтверждена высокая эффективность
жестких трубопроводов. В ЖРД F1 и J-2 такие трубопроводы использо-
вались на выходе из насосов при давлениях до 12 МПа. Диаметры трубо-
проводов — от 78 до 100 мм. Материал трубопроводов в ЖРД F-1 - алю-
миниевый сплав 6061-Т6, в ЖРД J-2 - сплав Армко 21-6-9.
Многие трубопроводы ЖРД F-1 изготавливались из никелевых сплавов.
Снижение массы трубопроводов обеспечивает использование титановых
сплавов (например, сплава 6 A1-4V). Однако отработка технологии сварки
титановых деталей представляет определенные трудности, в частности из-за
склонности таких швов к образованию трещин. Для изготовления трубо-
проводов широко применяют коррозионно-стойкую сталь (304 L и др.).
При выборе материала трубопровода учитывают не только требуемую
прочность (она зависит от давления и температуры рабочей среды и от
уровня виброускорений, воздействующих на трубопровод), но совмести-
мость материала с рабочей средой.
365
Для исключения разрушения жестких трубопроводов, которое чаще
всего наблюдается при небольших диаметрах трубки в месте ее соединения
с ниппелем, необходимо обеспечить возможно более плавные изменения
поперечного сечения ниппеля (места его резких изменений являются мест-
ными концентраторами напряжения), а также исключить большие коле-
бания трубопроводов, в частности путем крепления их консольных участ-
ков к жестким элементам конструкции с использованием специальных
амортизаторов.
Жесткие трубопроводы применяют в первую очередь в тех случаях,
когда отсутствуют относительные перемещения ТНА и камеры и большие
перепады температур в топливных магистралях.
Криогенные трубопроводы (особенно трубопроводы жидкого водо-
рода) имеют теплоизоляцию. Если кислородные трубопроводы в условиях
атмосферы покрываются слоем льда, обладающего хорошими теплоизо-
ляционными свойствами, то водородные трубопроводы имеют столь низ-
кую температуру, что лед не образуется, а происходит сжижение воздуха.
Образующиеся струи жидкого воздуха вызывают существенную утечку
теплоты, и поэтому их следует исключить.
Теплоизоляцию выполняют на внешней поверхности трубопроводов.
Различают пенообразную и вакуумную теплоизоляцию-
Пенообразная теплоизоляция, наносимая на внешнюю поверхность
трубопроводов, обладает высоким термическим сопротивлением, но склон-
на к растрескиванию при резком изменении температуры (а оно свой-
ственно всем криогенным трубопроводам) и подвергается значительной
усадке. Однако твердопенная теплоизоляция является наиболее дешевой,
Криогенные трубопроводы ЖРД НМ-4 имеют теплоизоляцию, выпол-
ненную из пенообразного полиуретана, который покрыт влагонепроницае-
мой пленкой. В ЖРД SSME на кислородных и водородных трубопроводах
применена также пенообразная теплоизоляция, Прежде всего пенообразную
теплоизоляцию применяют для кислородных трубопроводов.
Теплоизоляцию используют и для трубопроводов и других элементов
ДУ, работающих на топливе NaC^+MMT, если необходимо обеспечить
требуемый температурный диапазон элементов конструкции и компонен-
тов топлива в периоды между циклами работы в условиях космического
пространства.
Вакуумная теплоизоляция представляет собой вакуумированную по-
лость на внешней поверхности трубопровода, т,е. трубопровод является
двухстенным. Такая теплоизоляция обеспечивает наименьшие тепловые
потоки при минимальной массе, но сложна в конструктивном и техноло-
гическом отношении и имеет высокую стоимость. Вакуумная теплоизо-
ляция не только предотвращает конденсацию воздуха на трубопроводе,
но и обеспечивает минимальное время, требуемое на захолаживание магист-
рали. В вакуумированную полость в ряде случаев засыпают материал,
обладающий малой теплопроводностью и низкой плотностью (например,
шлаковую или стеклянную вату, перлит и т.д.).
366
г
Вакуумную теплоизоляцию чаще всего используют для водородных
трубопроводов. Вакуумную теплоизоляцию применяли в ЖРД J-2. Вакуум-
ную теплоизоляцию используют также в трубопроводе, по которому горю-
чее подается из верхнего бака через бак жидкого кислорода к двигателю
(во избежание замерзания горючего).
При выборе трубопроводов с вакуумной теплоизоляцией необходимо
учитывать термические напряжения и уменьшение размеров трубопрово-
дов при их охлаждении.
Г азоводы. Одним из важных элементов ЖРД с дожиганием явля-
ется трубопровод горячего газа, соединяющий выходную полость турбины
ТНА со смесительной головкой камеры. Указанный трубопровод назы-
вают газоводом. Он должен обеспечивать минимальный уровень турбулент-
ности газа и равномерное распределение газа на входе в форсунки, от чего
в значительной степени зависит полнота сгорания топлива.
Рассмотрим в качестве примера газоводы ЖРД SSME. В указанном
двигателе турбины ТНА окислителя и горючего соединены с коллектором
горячего газа смесительной головки камеры двумя и тремя газоводами
соответственно. Через газоводы ТНА горючего проходит примерно 70 %
общего расхода генераторного газа (температура газа 943 К, давление
24,6 МПа) и только 30 % газа (температура 808 К, давление 24,6 МПа) —
через газоводы ТНА окислителя. Газоводы соединены с турбиной кольце-
вым каналом, в котором поток поворачивается на 180° и направляется
в расширяющийся объем. Течение газа в газоводах отличается сложным,
трехмерным характером, наличием зон отрыва и высокой завихренностью
и турбулентностью. Газоводы служат также силовым конструктивным
элементом крепления двух ЖГГ и двух ТНА к коллектору смесительной
головки камеры. Для обеспечения необходимой жесткости газоводов и
предотвращения их усталостного разрушения из-за большого перепада
температур их выполняют двухстенными, с охлаждающим трактом, по
которому протекает водород. Внешняя стенка газоводов выполнена из
Инконеля 718. Внутренная стенка газовода имеет сложную конструкцию
и выполнена в виде ’’слоистого пирога’. В нее входят слой сетки из корро-
зионно-стойкой стали 316 (диаметр проволочек 0,114 мм) и слои из перфо-
рированного листа толщиной 0,051 мм; эти слои окружены со стороны газа
перфорированным листом толщиной 0,147 мм, а со стороны охладителя —
листом толщиной 2,4 мм, выполненным из сплава Хайнес 188. Слои со-
единяются друг с другом диффузионной сваркой, образуя цельную кон-
струкцию. Внутренняя стенка изготовлена из 14 деталей, приваренных друг
к другу и к внешней стенке.
Гибкие трубопроводы. Отличительной особенностью гибких трубопро-
водов является то, что в процессе установки на двигатель можно в некото-
рой степени изменять их длину и изгибать их. Поэтому применение гибких
трубопроводов позволяет уменьшить требования к точности установки аг-
регатов и узлов двигателя относительно друг друга. Гибкие трубопроводы
обладают повышенной работоспособностью в условиях воздействия виб-
367
раций при работе двигателя. Тепловые деформации узлов и агрегатов
двигателя также компенсируются конструкцией гибких трубопроводов.
К гибким трубопроводам относят трубопроводы с гофрированным
шлангом и с сильфоном. Сильфоны имеют существенно меньшее число
гофров, чем шланги. Для обеспечения требуемой прочности сильфоны
можно выполнять с так называемой бронировкой; в гофрах таких силь-
фонов снаружи помещаются металлические кольца, при этом несколько
возрастает жесткость сильфона.
Наиболее широко применяют металлические гофрированные шланги.
Их приваривают с помощью роликовой сварки к фланцам или ниппелям,
которыми шланг подсоединяется к узлу или агрегату двигателя. Для
существенного повышения прочности шланга на него надевают металли-
ческую оплетку, концы которой жестко заделывают в зажимной обойме
фланца или ниппеля,
Примерами гибких трубопроводов с гофрированным шлангом явля-
ются трубопроводы, подводящие окислитель и горючее к камере двигате-
ля РД-119. Они имеют аналогичную конструкцию. Трубопровод окисли-
теля (рис, 14.8, а) состоит из двухслойного гофрированного шланга 1,
приваренных к нему с обоих концов роликовой сваркой ниппелей 7 с на-
кидными гайками 8 и двухслойной оплетки 2. Оплетка защемляется между
наружными алюминиевыми кольцами 3 и двумя внутренними полуколь-
цами 4 при обжатии муфты 5, Для удержания наружного кольца от прос-
кальзывания на внутренней поверхности муфты имеются зубцы. Внут-
ренние полукольца фиксируются концевым выступом, входящим в соот-
ветствующую проточку на ниппеле. Все детали, кроме колец, изготовляли
из коррозионно-стойкой стали.
Применяют также шланги и оплетки из бронзы, никелевых и титановых
сплавов, а также шланги, изготовленные из политетрафторэтилена
(рис. 14-8, б).
К недостаткам гибких трубопроводов относятся их сложность, отно-
сительно большая масса, повышенное гидравлическое сопротивление, а
также трудности обеспечения большого ресурса работы. Сильфонные узлы
могут быть частью магистрали, остальные элементы которой являются
жесткие участки. Такие узлы являются сильфонными компенсаторами
перемещений.
Перемещения могут вызываться различными воздействиями: терми-
ческими расширениями и сжатием, монтажными отклонениями, функцио-
нальными отклонениями, например из-за отклонения двигателя для соз-
дания управляющих моментов и сил. Сильфонные узлы применяют в ЖРД
для магистралей с диаметром от 6 до 700 мм при температурах от 20 К
(температура жидкого водорода) до 1000 К (температура турбинного
газа) и при давлениях до 38 МПа для низкокипящих и высококипящих
компонентов топлива.
Различают два типа сильфонных компенсаторов — разгруженные от
сил давления и неразгруженные.
368
Рис. 14.8. Гибкий трубопровод окислителя двигателя РД-119 (а) и шлаиг из политет-
рафторэтилена с оплеткой (б):
1 - шланг; 2 - металлическая оплетка; 3 - кольцо; 4 - полукольцо; 5 - муфта;
6 - стопорное кольцо; 7 - ниппель; 8 - накидная гайка; 9 - шланг из политетраф-
торэтилена с оплеткой; 10 - гайка; 11 - ниппель
В разгруженных компенсаторах используются сильфонные узлы с жест-
кими внешними или внутренними связями, которые воспринимают осевые
силы, возникающие от давления, поэтому эти силы не передаются на смеж-
ные элементы. Жесткие связи имеют шарниры, что обеспечивает угловые
повороты конструкции (рис. 14,9).
Неразгруженные сильфонные компенсаторы используют для компен-
сации перемещений свободные сильфоны без ограничивающих связей.
Силы, возникающие в таких компенсаторах от давления, воспринимаются
конструкцией двигателя и ДУ в точках соединения с магистралью. В случае
больших отношений длины компенсатора к его диаметру могут потребова-
ться промежуточные крепления магистрали, чтобы избежать потерю ее
осевой устойчивости. Если рабочие давления и длина магистрали боль-
шие, то силы, обусловленные внутренним давлением, оказываются также
369
вив А
Рис. 14.9. Разгруженный сильфонный компенсатор
большими, а это ведет к возрастанию массы стыков. Поэтому неразгру-
женные компенсаторы применяют лишь при относительно небольших
давлениях, в частности в узлах подвода компонентов топлива к двигателю.
Для соединения агрегатов, близко расположенных друг к другу, приме-
няют односильфонный неразгруженный компенсатор, который обеспечи-
вает для его концов взаимные смещения всех видов, но относительно
небольшие по размеру.
14.4. ЭЛЕМЕНТЫ ТОПЛИВНЫХ
И ГАЗОВЫХ МАГИСТРАЛЕЙ
Фильтры. Для очистки компонентов топлив, жидкостей гидросистем
и управляющего газа, которая исключает возможность засорения сопел
форсунок, седел, клапанов, приводов, регуляторов и т.д., применяют
фильтры разнообразной конструкции.
Фильтры должны обеспечивать максимально высокую степень очист-
ки (улавливание различных частиц, содержащихся в жидкостях и газах)
при минимальном гидравлическом сопротивлении. Степень очистки опре-
деляется минимальным размером частиц, которые улавливаются фильтром.
Фильтры топливных магистралей должны выдерживать гидравлическое и
химическое воздействие компонентов топлива и вибрации, характерные
для ЖРД.
Топливные фильтры задерживают загрязнения и твердые примеси раз-
мером 1 ... 30 мкм.
В ЖРД в основном применяют металлические фильтры. Они представ-
ляют собой тканые сетки из коррозионно-стойкой стали, а для двигателей
малой тяги — набор шайб с лабиринтными каналами или фильтры, изго-
товленные методом спекания зерен бронзы или коррозионно-стойкой
стали с использованием методов порошковой металлургии. Металлические
фильтры сохраняют стабильность характеристик и работоспособность в
370
широком диапазоне температур, в том числе при воздействии агрессивных
компонентов топлива.
Фильтры встраиваются в клапаны, редукторы давления и другие агре-
гаты или устанавливают в соединения между узлами и агрегатами
двигателя.
Основой сетчатых фильтров является проволочный конус, к которому
припаивают металлическую сетку. Конус припаивают к фланцу, который
размещается между фланцами соответствующего соединения двигателя.
Такие фильтры могут задерживать частицы размером более 15 мкм.
Топливные фильтры лабиринтного типа являются набором большого
числа (до 1600) шайб, выполненных из коррозионно-стойкой стали, у ко-
торых на одной стороне электрохимическим фрезерованием выполняют
калиброванные лабиринты для прохода компонента топлива в радиальном
направлении от периферии шайбы к ее центру. Набор шайб надевают на
перфорированную трубку. Корпус фильтра сварной конструкции выпол-
няют из титана. Фильтр такой конструкции с набором 800 шайб фирмы
’’Хайес” отработан для ЖРД ряда ИСЗ с большим суммарным временем
функционирования на орбите. Фильтры лабиринтного типа задерживают
частицы размером более 1мкм. Такие фильтры более надежны, чем сет-
чатые фильтры.
Демпферы колебаний. Для исключения динамического взаимодействия
топливных магистралей с конструкцией ракеты (ПОГО-неустойчивости),
которое приводит к низкочастотным продольным колебаниям как топ-
ливных магистралей, так и элементов конструкции ракеты, включая ее
головную часть (в том числе они воздействуют на экипаж космического
корабля), в топливные магистрали встраивают соответствующие демпферы
колебаний. Различают два типа таких демпферов: с подсоединенным газо-
вым объемом и с демпфером поршневого типа.
В демпферах первого типа энергия колебаний давления жидкого
компонента топлива затрачивается на работу по изменению давления газо-
вой подушки и количества жидкости в демпфере. В демпфере поршневого
типа упругим элементом является не газ, а пружина. Конструкция обоих
типов демпферов обеспечивает их настройку таким образом, чтобы в мак-
симально возможной степени подавить все резонансные частоты рабочего
диапазона и, следовательно, демпфировать продольные колебания ракеты.
Колебания такого вида с частотой 5 Гц наблюдались при запусках
PH ”Сатурн-5”, Указанные колебания не приводили к поломкам, но они
неблагоприятно воздействовали на экипаж космического корабля. Было
решено подавить две основные частоты вводом неконденсирующегося
газа (гелия) в каждую из магистралей подачи жидкого кислорода к дви-
гателям F-1. Гелиевые пузырьки, распределенные в объеме жидкого кис-
лорода, действовали как ’’расстройщики” частотной характеристики ма-
гистрали.
Обычно демпферы колебаний устанавливают в магистрали подвода
компонентов топлива вблизи места их стыковки с двигателем, что приво-
371
дит к уменьшению частоты колебаний жидкости в магистрали и к ее от-
стройке от частоты взаимодействующей моды колебаний корпуса,
Сложный характер имеет ПОГО-неустойчивость в основной ДУ второй
ступени PH ’’Спейс шаттл’", так как собственные частоты подводящих
магистралей и корпуса несколько раз меняются в процессе полета. Поэтому
обычно используемый метод отстройки указанных собственных частот ока-
зался здесь непригодным. Из-за большой плотности жидкости кислорода
динамические характеристики его магистрали оказывают большее влия-
ние на устойчивость, чем магистрали жидкого водорода. Поэтому демпфер
колебаний устанавливается в магистрали жидкого кислорода.
Указанный демпфер представляет собой подсоединенный объем газо-
образного кислорода на входе в основной насос жидкого кислорода ЖРД
SSME. В качестве упругой среды используется газообразный кислород,
отбираемый в демпфер из магистрали на выходе из теплообменника сис-
темы наддува кислородного бака. Перед запуском основной ДУ демпфер
заполнен гелием, который при работе двигателя замещается газообразным
кислородом. Перед выключением двигателя демпфер продувается гелием.
Так как разрушение газообразного объема, в частности из-за конденсации
газообразного кислорода, приводит к возникновению колебаний, в демп-
фере имеется система контроля и поддержания заданного уровня жидкостй
(ее избыточное количество перепускается на вход в бустерный кислород-
ный насос). Контроль за работой указанной системы осуществляется конт-
роллером ЖРД SSME.
Жиклеры и расходные шайбы. Разъемные соединения магистралей ис-
пользуют для установки жиклеров и расходных шайб, если есть необходи-
мость в обеспечении расхода жидкости или газа в заданных пределах,
Жиклер (см. рис, 14.5, д) устанавливается в ниппельном соединении,
Он предназначен для подбора требуемого расхода жидкости через него
при проливке водой, Указанный подбор осуществляется снятием фаски
на входной (по потоку жидкости) кромке отверстия жиклера или под-
бором его диаметра. При необходимости значительного снижения давления
в гидромагистрали применяют блок жиклеров, в котором они располо-
жены последовательно друг за другом.
Расходная шайба обеспечивает заданный расход жидкости или газа при
точном выполнении заданного размера отверстия. Она может быть уста-
новлена как в ниппельном соединении (см. рис, 14.5, е), так и во фланце-
вом соединении (см. рис. 14.5,а).
14,5. РАМЫ, ПОДВЕСЫ И КРОНШТЕЙНЫ
Рамы. В состав ДУ могут входить: основная рама, предназначенная для
передачи тяги, развиваемой основным двигателем, на силовой шпангоут
корпуса ракеты и для точной установки оси двигателя относительно оси
ракеты; рамы для крепления рулевых ЖРД; рамы для крепления ТНА;
372
силовые кронштейны для крепления больших трубопроводов, узлов и
агрегатов двигателя.
Основная рама и рама ТНА имеются в двигателях РД-107, РД-108 и
РД-119. В конструкции двигателя РД-214 основная рама отсутствует (эле-
менты передачи тяги от двигателя к ступени входят в состав последней),
а рама ТНА крепится своими четырьмя опорами к верхней головке стяж-
ных болтов, соединяющих кронштейны каждых двух соседних камер
между собой (в двигателе РД-214 четыре камеры).
Обычно рамы и силовые кронштейны представляют собой простран-
ственную конструкцию, сваренную из стальных или титановых труб. Места
соединения труб усилены для обеспечения необходимой жесткости и проч-
ности врезными пластинами. Основная рама имеет узлы крепления (их
число должно быть не менее трех) как к силовому шпангоуту, так и к
камере.
Обычно в верхний конец каждой стойки или каждой пары стоек вва-
ривают штампованную плату, имеющую на полке отверстия для крепления
рамы с помощью болтов к шпангоуту. В нижний конец каждой основной
стойки рамы вваривают втулку, в резьбовое отверстие которой вворачи-
вают шаровую опору. С помощью шаровых опор раму закрепляют в трех
стаканах, которые обычно приваривают к силовому кольцу смесительной
головкикамеры (например, в двигателях РД-107и РД-108).
Для ракет с большими значениями боковых перегрузок для уменьше-
ния изгибающего момента, воздействующего на раму, ее крепят к камере
в центре масс двигателя.
Жесткое крепление шаровой опоры в стакане обеспечивается путем
ее установки на подпятник, имеющий сферическую поверхность, и обжа-
тия сверху сферы опоры двумя эксцентриками (внутренний эксцентрик
также имеет сферическую поверхность). Сжатие пакета шаровой опоры
осуществляется накидной гайкой, навинчиваемой на наружную резьбу
стакана.
Подпятник может перемещаться по дну стакана, а положение шаро-
вой опоры относительно стакана может изменяться с помощью проворота
эксцентриков один относительно другого.
Если двигатель многокамерный, то конструкция рамы существенно
усложняется: каждая камера крепится к раме в трех точках, а тягу надо
равномерно передать на несколько (до восьми) узлов, крепящихся на рав-
ном расстоянии по окружности к шпангоуту ступени.
Основные рамы и рамы ТНА имеют в своей конструкции элементы
регулировки и нивелировки положения камеры и ТНА при сборке дви-
гателя. В конструкции рам двигателей РД-107, РД-108 и РД-119 для этой
цели используются шаровые опоры с эксцентриками.
При сборке двигателя необходимо так установить по высоте шаровые
опоры во втулках основных стоек, чтобы ось камеры была строго перпен-
дикулярна плоскости, проходящей через верхние полки пят, а высота
двигателя выдерживалась с заданным допуском.
373
Рамы должны выдерживать не только осевые, но и поперечные нагруз-
ки, возникающие в полете, Рамы могут быть спроектированы так, чтобы их
основные трубы могли работать или на сжатие, или на растяжение, Послед-
ний случай нагружения имеет то преимущество, что исключается необхо-
димость учета сохранения устойчивости труб при их нагружении. В этом
случае для снижения массы рамы выгодно применять трубы из титановых
сплавов.
Титановые сплавы применялись в рамах маршевого двигателя КК
’’Аполлон”, ЖРД RS-2101 S орбитальной ступени КА ’’Викинг” (титановый
сплав 6 A 1-4V), используются в раме основной ДУ второй ступени МТКК
’’Спейс шаттл”, детали последней изготавливают из титана и бороэпоксид-
ного композиционного материала.
Возможно применение рам ТНА из высокопрочных алюминиевых
сплавов.
Подвесы. Если ЖРД установлен на шарнирном подвесе, то в конструк-
цию двигателя входят две траверсы, устанавливаемые в подшипниках на
опорах, приваренных к камере примерно в центре масс двигателя (для
уменьшения момента, требующегося для отклонения двигателя), Травер-
са представляет собой штампованный силовой узел в виде двухтавровой
балки, причем ширина тавра максимальна в центре траверсы (в районе
подшипника) и минимальна на ее концах. Концы траверсы закрепляются
на силовых элементах ступени, В целях снижения массы траверс их изго-
товляют из титановых или алюминиевых сплавов.
Камера, отклоняемая в двух плоскостях, устанавливается в кардан-
ном подвесе. В этом случае оси с подшипниками устанавливаются в двух
Рис. 14.10. Карданный поднес камеры
ЖРД без дожигания:
1 - сильфои горючего, скрепленный
с рамой ДУ; 2 — рама карданного
подвеса; 3 - кронштейн (2 шт.)
крепления к раме ДУ; 4 - сильфон
горючего, скрепленный с камерой;
5 - сильфон окислителя, скрепленный
с рамой ДУ; 6 - сильфои окислителя,
скрепленный с камерой; Ок - окис-
литель; Г — горючее
374
взаимно перпендикулярных плоскостях. Эти две пары подшипников зак-
репляются в раме карданного подвеса. Одна пара подшипников жестко
скреплена с камерой, другая (через кронштейны) — прикрепляется к
раме ЛА. На рис, 14.10 показана схема карданного подвеса камеры дви-
гателя, работающего по схеме без дожигания, а на рис. 14.11 — схема кар-
данного подвеса камеры двигателя с дожиганием, где изгиб при отклоне-
нии осуществляется по газоводу. На рис. 14.12 дана принципиальная схема
этого подвеса.
На трубопроводе подвода каждого компонента должно быть установ-
лено по два гибких элемента. Один конец одного гибкого элемента жест-
ко скрепляется с камерой, другой — с рамой ЛА, вторые концы обоих гиб-
ких элементов жестко скрепляются с рамой карданного подвеса, Оси
отклонения должны проходить через середины гибких элементов. В этом
случае его размеры (а следовательно, и масса) минимальны и обеспечива-
ются наиболее благоприятные условия работы (только изгиб).
Кронштейны. Съемные силовые кронштейны, входящие в состав ЖРД,
обеспечивают крепление больших трубопроводов, узлов и агрегатов к
другим (опорным) элементам конструкции. Для снижения массы в кон-
струкции кронштейнов также применяют титановые и алюминиевые спла-
вы, а также пластмассы.
В ИСЗ ЖРДМТ в ряде случаев крепят на титановых или алюминиевых
кронштейнах, которые обеспечивают жесткость конструкции и номиналь-
ное угловое положение двигателей.
В ряде случаев вместо съемных применяют приварные кронштейны,
при этом обеспечивается снижение массы, так как отпадает необходимость
в хомутах и деталях крепления.
Рис. 14.11. Карданный подвес камеры
ЖРД с дожиганием:
1 - камера; 2 — откос (2 шт.); 3 -
гибкий элемент иа трубопроводе жид-
кого компонента (2 шт.); 4 - цапфа
подвеса (2 шт.); 5 - рама карданного
подвеса; 6 — гибкий элемент газово-
да; 7 - цапфа рамы двигателя (2 шт.)
Рис. 14.12. Принципиальная схема кар-
данного подвеса
375
Крепежные детали (болты, шпильки, гайки, шайбы и т.д ) должны при
требуемой прочности обладать минимальной массой (с этой целью целе-
сообразно их изготовление из титановых сплавов) и обеспечивать надеж-
ную контровку резьбовых соединений в условиях больших виброускоре-
ний. В таких соединениях применяют контровочные шайбы, контргайки и
самоконтрящиеся гайки, а также контровку проволокой и контровочные
вещества, наносимые на резьбу при сборке. В ЖРД SSME используют кре-
пежные детали из сплава Рене 41.
Вопросы для самопроверки
1. Какие требования предъявляются к компоновке ЖРД и ДУ?
2. Перечислите критерии, которыми руководствуются при выборе числа ЖРД
в ДУ.
3. Чем определяется эффективность блочных ДУ?
4. Как выбирают число камер в многокамерном ЖРД?
5. Какую форму могут иметь баки ДУ? Какое их взаимное расположение при-
меняется?
6. Назовите требования, предъявляемые к соединениям ЖРД.
7. Какие типы разъемных соединений применяются в ЖРД?
8. Какая форма прокладок применяется в ЖРД?
9. Какие типы неразъемных соединений применяются в ЖРД?
10. Перечислите требования, предъявляемые к сварным соединениям ЖРД.
11. Каким нагрузкам подвергаются трубопроводы ЖРД?
12. Какие виды теплоизоляции трубопроводов применяются в ЖРД?
13. Назовите назначение и основные элементы конструкции газовода ЖРД с до-
жиганием.
14. Какие типы сильфонных компенсаторов применяются в ЖРД?
15. Какие типы фильтров применяются в ЖРД?
16. Каков принцип действия демпферов колебаний?
17. Назовите типы демпферов колебаний, используемых в ДУ.
18. Как устроен шарнирный подвес ЖРД?
19. Как устроен карданный подвес ЖРД?
Глава 15
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ ЖРД
15.1. ПОНЯТИЕ ОБ АВТОМАТИЗИРОВАННОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ
И СИСТЕМЕ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ
С развитием автоматизированного проектирования появилась потреб-
ность иметь однозначные определения его основных понятий, а также соот-
ветствующую терминологию. Ряд таких определений и терминов регламен-
тируются стандартом.
376
В настоящее время принято определение, в соответствии с которым
проектирование — это процесс составления описания, необходимого для
создания в заданных условиях еще не существующего объекта.
На рис. 15.1 дана простейшая схема проектирования. Проектирование
любого объекта начинается с задания на проектирование и заканчивается
проектом. Задание на проектирование — это первичное описание объекта
проектирования, представленное в заданной форме.
Процесс составления описания может быть представлен как последо-
вательность проектных процедур, т.е. совокупностей действий, заканчи-
вающихся проектными решениями (рис. 15.2).
Каждое проектное решение представляет собой промежуточное описа-
ние объекта, необходимое и достаточное для рассмотрения и определения
дальнейшего направления или окончания проектирования.
Процесс составления описания является наиболее творческой частью
проектирования, так как связан с принятием проектных решений. Сово-
купность проектных решений, необходимых для создания объекта проекти-
рования, представляет собой результат проектирования. Результат проекти-
рования содержит всю информацию, необходимую для создания объекта
проектирования, однако формы представления этой информации могут
быть самыми различными (в мыслях проектанта, в памяти ЭВМ, в виде
эскиза, в виде числовых значений параметров и т.д.), поэтому непосред-
ственное использование результата проектирования для практических
нужд затруднительно. С целью практического использования результата
проектирования необходимо составляющие его проектные решения пред-
ставить в виде документов, отвечающих установленной форме,
Совокупность проектных документов представляет собой проект,
а процесс составления проектных документов — документирование резуль-
татов проектирования.
Рис. 15.1. Простейшая схема проектирования
Рис. 15.2. Схема проектирования как последовательность проектных процедур
377
Документирование результатов проектирования является наименее
творческой частью проектирования, однако трудоемкость этого этапа
может быть очень большой, так как она определяется числом разрабаты-
ваемых проектных документов, которое, в свою очередь, зависит от слож-
ности объекта проектирования (количество параметров, деталей, сбороч-
ных единиц). Заметим, что в двигателе ЛА число деталей может составлять
десятки тысяч, а число сборочных единиц — сотни штук.
В настоящее время в зависимости от степени автоматизации различают
неавтоматизированное, автоматизированное и автоматическое проек-
тирование.
Неавтоматизированное проектирование — это проектирование, при
котором все преобразования описаний объекта осуществляет человек
(проектант). Заметим, что использование ЭВМ для автоматизации отдель-
ных вычислений при проектировании (прочность, динамика, теплопереда-
ча и т.д.) не является автоматизацией проектирования, так как не затра-
гивает процесса преобразования описаний объекта проектирования.
Автоматизированное проектирование — это проектирование, при ко-
тором отдельные преобразования описаний объекта проектирования осуще-
ствляются во взаимодействии человека и ЭВМ, Основной особенностью
АП является то, что проектные процедуры выполняются во взаимодей-
ствии (или диалоге) проектанта и ЭВМ-
Автоматическое проектирование — это проектирование, при котором
все преобразования описаний объекта проектирования осуществляются
без участия человека.
На первый взгляд кажется, что наиболее целесообразным является ав-
томатическое проектирование. Ведь быстродействие современных ЭВМ
огромно, и можно ожидать резкого сокращения сроков проектирования.
Однако основным препятствием к этому является отсутствие в настоящее
время надежных числовых критериев выбора наилучших проектных реше-
ний для большинства объектов проектирования. Оценку промежуточ-
ных и окончательных решений в большинстве случаев должен выполнять
проектант, поэтому проектирование протекает по итеративной схеме, изо-
браженной на рис. 15.3. Кроме того, ряд проектных процедур (например,
конструирование) очень трудно, а иногда и совсем невозможно формали-
зовать и составить соответствующие алгоритмы и программы для ЭВМ.
В то же время человек может выполнять такие процедуры достаточно лег-
ко, используя опыт, интуицию, ассоциативное мышление. Поэтому наи-
Рис. 15-3. Схема проектирования как итеративный процесс
378
более эффективным считается проектирование в режиме диалога человека
и ЭВМ, в котором сочетаются творческие способности человека и огром-
ное быстродействие, память и безошибочность ЭВМ, т.е. автоматизиро-
ванное проектирование.
Автоматизированное проектирование выполняется в системе автома-
тизированного проектирования (САПР). САПР представляет собой органи-
зационно-техническую систему, состоящую Из комплекса средств автома-
тизации проектирования, взаимосвязанного с подразделениями проектной
организации, и выполняющую автоматизированное проектирование.
Составными структурными частями САПР являются подсистемы.
Каждая подсистема обладает всеми свойствами системы в целом и может
создаваться как самостоятельная система. Возможно разделение САПР на
подсистемы по двум признакам: по назначению и по отношению к объекту
проектирования.
По назначению подсистемы САПР делятся на проектирующие и обслу-
живающие.
Проектирующие подсистемы предназначены для выполнения проект-
ных процедур, а обслуживающие — для поддержания работоспособности
проектирующих подсистем. К проектирующим подсистемам относятся,
например, подсистема проектирования камеры, подсистема проектирова-
ния деталей. К обслуживающим подсистемам можно отнести, например,
подсистему графического отображения объектов проектирования, под-
систему информационного поиска.
Проектирующие подсистемы, в свою очередь, разделяются на объект-
но-ориентированные, или объектные, и объектно-независимые, или инва-
риантные. Например, подсистема проектирования камер является объект-
ной, а подсистема проектирования деталей — инвариантной.
Такие разделение САПР на подсистемы позволяет обеспечить рацио-
нальное разделение труда различных специалистов как при создании САПР,
так и в процессе автоматизированного проектирования в ней.
Каждая подсистема имеет комплекс средств автоматизации проекти-
рования с одинаковой структурой, В любой подсистеме такой комплекс
включает семь компонентов: методическое, лингвистическое, математи-
ческое, программное, техническое, информационное и организационное
обеспечение.
Методическое обеспечение представляет собой документы, в которых
отражены состав, правила отбора и эксплуатации средств автоматизации
проектирования.
Лингвистическое обеспечение - языки проектирования и термино-
логия.
Техническое обеспечение (ТО) представляет собой сочетание устройств
вычислительной и организационной техники и средств передачи данных.
Математическое обеспечение (МО) — методы, математические модели
и алгоритмы проектирования. Разработка математического обеспечения
предшествует разработке другой компоненты — программного обеспе-
чения. ,
Программное обеспечение (ПО) представляет собой все имеющиеся
в системе программы как на ручных, так и на машинных носителях, а
также соответствующие эксплуатационные документы.
Информационное обеспечение (ИО) представляет собой документы
с записью различных данных, а также файлы и блоки данных на машинных
носителях с записью указанных документов.
В организационном обеспечении (00) представлены различные положе-
ния, инструкции, приказы и другие документы, регламентирующие орга-
низационную структуру подразделений и их взаимодействие с комплек-
сом средств автоматизации проектирования.
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ МЕСТО КОНСТРУКТОРА
Автоматизированное рабочее место (АРМ) конструктора представ-
ляет собой специализированную графическую систему, предназначенную
для автоматизированного проектирования конструкций. В зависимости от
объекта конструирования и специфики проектно-конструкторских проце-
дур возможна различная комплектация АРМов техническими средствами.
Примером автоматизированного места конструктора изделий машиност-
роения (АРМ-М) служит графическая система, в которой в качестве цент-
ральной ЭВМ используется ЭВМ СМ-4 (рис. 15,4).
В составе ЭВМ СМ-4 имеется внешняя память, построенная на базе
двух накопителей на магнитных дисках ИЗОТ-1370 емкостью по 2,4 Мбай-
та, двух накопителей на магнитной ленте ИЗОТ-5903 емкостью по 108 бит
и двух накопителей на кассетных магнитных лентах типа РК-1 емкостью
по 0,7 Мбайт. Кроме того, в составе СМ-4 имеется алфавитно-
цифровой дисплей ВТА-2000, через который пользователь взаимодействует
с операционной системой и прикладными программами, а также устройство
алфавитно-цифровой печати ДАРО-1156 и перфоленточное устройство
ввода — вывода данных.
Для работы с графической информацией к ЭВМ СМ-4 через устройство
расширения системы (УРС) подключены графический дисплей УПГИ со
световым пером и алфавитно-цифровой клавиатурой, планшетный графо-
построитель АП-7251 и полуавтомат кодирования графической информации
380
ПКГИО. Для расширения возможностей данного АРМ предусмотрена его
связь с ЕС ЭВМ через устройство связи вычислительных машин (УСВМ).
Данное АРМ-М является достаточно универсальным и позволяет решать как
графические, так и аналитические задачи проектирования конструкций
машиностроения.
15.2. МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ СОЗДАНИЯ
СПЕЦИАЛЬНОГО МАТЕМАТИЧЁСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
СИСТЕМЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЖРД
При создании САПР ЖРД ключевой проблемой является разработка
специального математического обеспечения, так как именно этот компо-
нент определяет лицо объектно-ориентированных подсистем и может быть
создана лишь при помощи специалистов в области проектирования и кон-
струирования двигателей. Математическое обеспечение представляет собой
совокупность математических моделей двигателя, его подсистем и эле-
ментов, а также математических и логических методов реализации этих
моделей в САПР. При разработке математического обеспечения должны
рассматриваться в тесном единстве три составные части проблемы: объект
проектирования (ЖРД и его элементы), процесс проектирования и САПР.
СИСТЕМОТЕХНИЧЕСКИЙ ПОДХОД К ПРОЕКТИРОВАНИЮ ЖРД
Системотехнический подход заключается в использовании принципов
системотехники — науки, разрабатывающей методологические основы
проектирования сложных технических систем.
Основными признаками сложной технической системы является на-
личие:
определенной цели и назначения;
большого числа составных частей, которые могут иметь различную
физическую природу;
сложной структуры;
сложной взаимозависимости между показателями качества.
Для ЖРД характерны все основные признаки сложной технической
системы.
1- ЖРД является составной частью ЛА, обеспечивающей тягу в соответ-
ствии с заданным законом управления ЛА.
2. Для ЖРД характерно наличие большого числа составных частей.
Число агрегатов и сборочных единиц в составе двигателя достигает нес-
кольких сотен. В свою очередь, агрегаты и сборочные элементы состоят
из множества простых элементов — деталей, которых в двигателе может
381
насчитываться несколько десятков тысяч. Наряду с физическими элемен-
тами двигатель как функционирующая система имеет такие составные час-
ти, как законы регулирования, законы, определяющие протекание рабочих
процессов в камере, ТНА и других подсистемах.
3. Для ЖРД характерно наличие сложной структуры.
Структура является одним из фундаментальных свойств любой систе-
мы. Она представляет собой совокупность устойчивых связей и отношений
между элементами, обеспечивающих целостность системы и сохранение ос-
новных свойств при различных внешних и внутренних изменениях.
Для ЖРД как объекта проектирования характерна сложная иерархичес-
кая структура (рис. 15.5) . Элементы и подсистемы ЖРД распределяются по
четырем уровням иерархии (подчиненности). На самом низком, четвертом,
уровне располагаются простые элементы, представляющие собой отдельные
детали (внутренняя оболочка камеры, вал ТНА и т.п.).
На третьем уровне расположены простые подсистемы, представляющие
собой сборочные единицы, как правило, не выполняющие автономную
рабочую функцию (секция сопла, форсуночный блок, насос горючего
и т.п.).
Второй уровень занимают подсистемы двигателя, являющиеся агрега-
тами или системами агрегатов, выполняющими в составе двигателя авто-
номные рабочие функции. К ним относятся камера, ТНА, газогенератор
Рис. 15.5. Иерархическая структура ЖРД
382
и т.п. Наконец, сам двигатель является элементом первого уровня структу-
ры — высшего по отношению к другим трем уровням.
Особенностью ЖРД, как и любой другой системы, является то, что он,
являясь системой, включающей множество составных частей и элементов,
сам входит как составная часть (или подсистема) в систему более высоко-
го уровня — двигательную установку. В свою очередь, двигательная уста-
новка входит в состав ЛА, а ЛА — в состав комплекса ЛА.
Подобная структура сложной системы позволяет рассматривать каж- .
дую его составную часть как систему, имеющую определенные связи по вер-
тикали (с подчиняющими и подчиненными элементами) и по горизонтали
(с соподчиненными элементами).
Изучение структуры двигателя очень важно, так как позволяет раз-
работать систему целей проектирования составных частей двигателя и
структуру процесса проектирования.
4. К показателям качества ЖРД как технической системы относятся,
показатели технического совершенства и надежности. В свою очередь,
вся совокупность показателей технического совершенства разделяется на
ряд групп; в такие группы объединяются показатели энергетического, кон-
структивного и технологического совершенства двигателя. Наиболее важ-
ным проявлением сложной взаимозависимости между показателями каче-
ства ЖРД является наличие так называемых конкурирующих показателей
качества. Два показателя являются конкурирующими, если улучшение од-
ного из них приводит к ухудшению другого. В ЖРД, как и в других неста-
ционарных энергоустановках, конкурирующими являются показатели
энергетического и конструктивного совершенства (например, удельный
импульс и относительная масса конструкции двигателя), конструктивного
совершенства и надежности (например, масса оболочек камеры и вероят-
ность ее безотказной работы), энергетического совершенства и надеж-
ности в тех случаях, когда улучшение показателей энергетического совер-
шенства двигателя сопровождается повышением тепловых и механических
нагрузок. Наличие конкурирующих показателей качества ЖРД обусловли-
вает необходимость оптимизации его параметров.
В основе системотехнического подхода лежат следующие принципы:
максимум эффективности системы;
декомпозиция системы;
центральное доминирование.
Принцип максимума эффективности гласит, что наилучшим вариантом
проектируемой системы является вариант, обладающий наибольшей эф-
фективностью.
Под критерием эффективности системы понимается соотношение или
разность двух показателей: показателя ценности конечного результата,
получаемого при эксплуатации системы, и показателя затрат на создание и
эксплуатацию системы.
Принцип максимума эффективности является наиболее фундаменталь-
ным, так как позволяет правильно определить цель проектирования систе-
383
мы и выбрать соответствующую целевую функцию (критерий оптималь-
ности системы).
Принцип декомпозиции заключается в том, что единая проектируе-
мая система разделяется на отдельные части (подсистемы), устанавлива-
ются возможные варианты реализации этих подсистем, связей между
ними и на заданном множестве вариантов выбирается структура системы,
отвечающая принципу максимума эффективности.
Использование принципа декомпозиции позволяет свести задачу проек-
тирования всей системы в целом к множеству задач проектирования ее под-
систем, увязанных в общесистемном плане.
Принцип центрального доминирования позволяет правильно выбрать
целевые функции проектируемых подсистем (локальные целевые функ-
ции), увязав их в общесистемном плане с целевой функцией системы в
целом (с глобальной целевой функцией). Принцип центрального домини-
рования гласит, что целесообразным является такое состояние подсистем,
которое продвигает систему в целом по пути наилучшего достижения ее
конечной цели, т.е. интересы целого доминируют над интересами ее частей.
Другими словами, в качестве локальных целевых функций должны выби-
раться такие, при экстремальных значениях которых глобальная целевая
функция также принимает экстремальное значение (или близкое к нему),
соответствующее наилучшему проектному решению в целом.
Важными следствиями перечисленных принципов системотехники
являются следующие:
целесообразной является совместная оптимизация соподчиненных под-
систем (элементов) по общему критерию;
в качестве критерия оптимальности подсистем следует принимать по-
казатель качества или комплекс показателей качества системы, в которую
данные подсистемы входят как подчиненные;
максимальная эффективность системы достигается путем обеспече-
ния ее рациональной структуры, а не за счет наивысшего качества ее
подсистем.
Пренебрежение указанными принципами и их следствиями приводит
к серьезным ошибкам в принятии проектных решений. Типичной ошибкой
является неправильный выбор критерия оптимальности. Такая ошибка
чаще всего связана со стремлением принять в качестве критерия оптималь-
ности проектируемой подсистемы какой-либо ее собственный показатель
качества или комплекс таких показателей. Соответствующее решение,
которое принято называть локальным решением, конечно позволяет полу-
чить наилучшее качество проектируемой подсистемы, однако оно не спо-
собствует достижению наилучшего конечного результата, т.е. максималь-
ной эффективности системы в целом.
Рассмотрим два примера, иллюстрирующие сказанное.
На рис. 15,6 приведены графики зависимости удельных импульсов
камеры 1К и двигателя ^жрд от давления в камере сгорания рк и постоян-
ном значении давления на срезе сопла ра для схемы двигателя без дожи-
I
Рис. 15.6. Зависимость удельных импуль-
сов ЖРД и камеры от давления рк
Рис. 15.7. Зависимости удельного им-
пульса ЖРД и конечной скорости ЛА от
коэффициента а
гания генераторного газа. Если при проектировании камеры в качестве кри-
терия оптимальности принять ее собственный показатель энергетического
совершенства Г который с ростом рк неограниченно возрастает, то мож-
но сделать вывод, что ограничения на значение рк существуют лишь в связи
с усложнением проблемы охлаждения и обеспечения прочности камеры.
Данное решение, являющееся локальным, не улучшает качества двигателя
в целом.
Совершенно другое решение получается, если рассматривать камеру
как составную часть двигателя наряду с другими его составными частями,
ТНА и ЖГГ, и принять в качестве критерия оптимальности удельный им-
пульс двигателя АкРД- Соответствующая кривая /Жрд = f (Рк) имеет
четко выраженный максимум, обусловленный ростом потерь удельного
импульса Д/ТНА ТНА в связи с выбросом генераторного газа при увели-
чении давления рк. Оптимальное значение давления Рк для большинства
двигателей без дожигания составляет 0,9 ... 1,2 МПа.
Рис. 15.7 иллюстрирует то, к какой ошибке может привести локальное
решение при определении оптимального значения коэффициента избытка
окислителя а для топлива ’’жидкий кислород — жидкий водород”. Если в
качестве критерия оптимальности принять удельный импульс двигателя
/жрд> 10 оптимальное значение aopt составляет 0,5 ... 0,6. Соответствую-
щее значение идеальной конечной скорости vK и летательного аппарата,
являющейся более объективным критерием его эффективности, не сов-
падает с максимальным, а меньше его примерно на 7,5 %. Оптимальное
значение коэффициента а по величине конечной скорости ЛА составляет
aopt = 0,9 ... 0,95.
Несовпадение максимумов /жрд и 'к и объясняется тем, что меньшим
значениям а соответствует меньшая плотность топлива (из-за малой плот-
ности Я2ж). Это приводит к значительному увеличению объема бака жид-
кого водорода и тем самым к увеличению массы конструкции ракеты.
385
МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ И АЛГОРИТМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Математические модели и алгоритмы проектирования составляют
специальное математическое обеспечение САПР. При создании объектно-
ориентированных проектирующих подсистем разработка специального
математического обеспечения относится к числу наиболее важных и ответ-
ственных задач. Ее выполнение почти целиком возлагается на так назы-
ваемых квалифицированных пользователей, т.е. специалистов в области
разработки ЖРД, умеющих программировать на языках высокого уровня
и общаться с вычислительной машиной при помощи входных языков.
Математическая модель (ММ) представляет собой систему математи-
ческих объектов (чисел, переменных, таблиц, множеств и т.п.) и отноше-
ния между ними, отражающие некоторые свойства технического объекта.
Как правило, проектируемый объект является системой, поэтому
свойства объекта можно рассматривать как совокупность свойств систе-
мы, свойств ее элементов и свойств внешней среды. Эти свойства отоб-
ражаются при помощи соответственно выходных, внутренних и внешних
параметров.
Пусть Y = (уь у2, ... , ут) - вектор выходных параметров, X = (xj,
х2, ... , хп) — вектор внутренних параметров и Q = (qx, q2.q() — вектор
внешних параметров. К числу выходных параметров ЖРД можно отнести,
например, его тягу Р и массу А/дв; к числу внутренних параметров —
давление в камере сгорания рк и частоту вращения турбонасоса иТНА;
внешними параметрами являются, например, давление внешней среды
Рвнешн’ температура окислителя на входе в двигатель fOK вх.
В обобщенном виде ММ объекта может быть представлена следующим
образом:
Y = F(X,Q). (15.1)
Внутренние параметры образуют и-мерное пространство, которое
ограничивается условиями работоспособности объекта. При проекти-
ровании осуществляется целенаправленный выбор точки в ограничен-
ном и-мерном пространстве внутренних параметров, т.е. допустимого
варианта объекта, которому соответствует наперед заданное значение
вектора Y выходных параметров при известном векторе Q внешних пара-
метров.
К ММ предъявляются следующие основные требования: универсаль-
ность, точность, адекватность и экономичность.
Универсальность характеризует полноту отображения в модели свойств
реального объекта.
Точность представляет собой степень совпадения значений параметров
реального объекта и тех же параметров, рассчитываемых по ММ. В пер-
вую очередь требование точности относится к выходным параметрам.
Пусть: YM = (у1М, у2М, , утМ) - вектор выходных параметров
математической модели, a Y„CT = (ух ист, у2ист, ... , утист) - вектор вы-
ходных параметров объекта.
386
Относительная погрешность расчета параметра у-
е. = (у — у. ) /у.
) v) М ист7ист
Векторная оценка точности математической модели е = (еь е2, ... , ет).
Скалярная оценка точности
ем=|е1= тах ег
/6 [1:т] '
Адекватность модели — это ее способность отображать свойства объек-
та с погрешностью, не выше заданной. Любая модель обладает адекват-
ностью лишь в некоторой ограниченной области значения вектора внеш-
них параметров Q, которую принято называть областью адекватности (ОА) .
Условия адекватности описываются следующим выражением
ОА = { Q \ем <5} , (15.2)
где б — наперед заданная погрешность (6 > 0).
Экономичность ММ характеризует затраты вычислительных ресурсов
системы (времени работы процессора, объема оперативной памяти и т.д.)
на численную реализацию модели.
Указанные требования являются конкурирующими, поэтому при раз-
работке ММ следует обеспечивать оптимальное соотношение между сте-
пенью удовлетворения каждого из них.
При автоматизированном проектировании выполнение любой проект-
ной процедуры должно происходить в соответствии с некоторой последо-
вательностью формализованных предписаний, которую принято называть
алгоритмом проектирования. Алгоритм проектирования обладает такими
свойствами, как определенность, дискретность, массовость и результатив-
ность.
Определенность алгоритма заключается в однозначности толкования
его правил, в точности, не оставляющей места для произвола, и понят-
ности для возможных исполнителей.
Дискретность — расчлененность определяемого алгоритма процесса
на отдельные шаги, возможность выполнения которых человеком или
машиной не вызывает сомнений.
Результативность — есть свойство алгоритма, заключающееся в его
способности приводить к результату после конечного числа шагов.
Массовость алгоритма означает его пригодность для решения любой
задачи данного класса, т.е. один и тот же алгоритм должен быть пригоден
для решения задачи при различных исходных данных.
Классификации ММ и проектных процедур. Классификация позволяет
установить принадлежность математических моделей и проектных проце-
дур к тем или иным группам в зависимости от классификационных приз-
наков, вследствие чего облегчается задача создания универсальных мате-
матических моделей и типовых проектных процедур.
По характеру отображаемых свойств объекта математические модели
делятся на структурные и функциональные. В структурных моделях отоб-
387
ражаются перечень элементов объекта и отношения между ними. Функцио-
нальные модели отображают основные принципы функционирования и
характер физических и информационных процессов, протекающих в объек-
те. По принадлежности к иерархической структуре описания объекта ММ
делятся на микроуровневые, макроуровневые и метауровневые модели.
Микроуровневые модели отображают внутренние свойства элемента,
например, напряженно-деформированное состояние детали под действием
внешних нагрузок. Макроуровневые модели отображают свойства системы,
состоящей из простых элементов. Примером такой системы является
гидравлическая система насосного агрегата, упругомассовая система ро-
тора, ТНА и т.п. Метауровневые модели отображают свойства больших
систем, таких, например, как комплекс ЛА, системы массового обслужи-
вания и т.п. По способу получения ММ делятся на теоретические и эмпи-
рические.
При классификации проектных процедур принято их делить на про-
цедуры синтеза и анализа.
Рис. 15.8. Обобщенная схема процесса проектирования
388
Проектные процедуры синтеза делятся на процедуры структурного
и параметрического синтеза. В процедурах структурного синтеза опреде-
ляется перечень элементов и способов связи между ними в составе объек-
та. В процедурах параметрического синтеза определяются числовые зна-
чения параметров элементов при заданной структуре объекта и условиях
его работоспособности. Проектные процедуры анализа делятся на про-
цедуры одновариантного и многовариантного анализа. При одновариант-
ном анализе исследуются свойства объекта в точке пространства его внут-
ренних параметров, а при многовариантном анализе — в некоторой об-
ласти пространства.
Обобщенная схема процесса проектирования. На рис. 15.8 приведена
схема, описывающая последовательность процесса проектирования техни-
ческого объекта. Из схемы видно, что процесс проектирования является
многоуровневым и итеративным. Он включает как процедуры синтеза,
так и анализа объекта, а также оценку промежуточных проектных реше-
ний и выбор способа улучшения проекта. Возможны три способа улучшения
проекта: модификация параметров, изменение структуры и корректиров-
ка технического задания. Последний способ возможен лишь в тех случаях,
когда исчерпаны возможности первого, а затем и второго способа.
15.3. ПРИМЕРЫ МАТЕМАТИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
НЕКОТОРЫХ ПРОЕКТНЫХ ПРОЦЕДУР
СИНТЕЗ КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ
ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
АЛГОРИТМ ВЫБОРА РЕШЕНИЙ
И ТАБЛИЧНЫЙ МЕТОД ЕГО ОПИСАНИЯ
Данная задача является задачей структурного синтеза.
Формально задачу синтеза компоновочной схемы можно определить
как процесс получения (выбора) некоторого частного решения по конк-
ретным значениям параметров (условий), определяющих этот выбор.
В основе автоматизированного решения такой задачи лежит алгоритм,
относящийся к классу алгоритмов выбора решений. В алгоритме выбора
решений осуществляется целенаправленная проверка выполнимости всех
или некоторых условий из заданного множества условий и выбор соот-
ветствующего решения (решений), обладающего определенными свой-
ствами, из заданного множества решений.
В практике алгоритмизации проектно-конструкторских задач данного
класса эффективным средством описания алгоритма являются таблицы
применяемости.
Таблица применяемости имеет следующую структуру.
389
Пусть имеется множество вариантов решения
К=Г {у1,У2,-,Ут}
Пусть имеется также множество параметров-условий, по которым
выбираются решения из множества У:
Х= ...........
Каждый из параметров может принимать несколько значений, т.е.
х. = , , х. „ ,... , х. I .
I L 1, I I, 2 I, tj
Применительно к задаче синтеза компоновочной схемы ТНА элемен-
тами множества У являются варианты схемы, отличающиеся по какому-
либо классификационному признаку (например, у 1 — редукторная схема,
у2 — безредукторная схема и т.п.). Множество параметров образовано
наименованиями факторов, влияющих на выбор компоновочной схемы,
например, хх — свойства рабочей жидкости насоса, х4 — тип турбины и т.п.
Множество значений параметра х,- образовано альтернативными зна-
чениями /-го фактора, например,
= {Х4,ГХ4,2’Х4,3}'
где х4 г — осевая активная турбина; х4 2 — осевая предкамерная турби-
на; х4 3 — центростремительная предкамерная турбина.
Таблица применяемости строится следующим образом (табл. 15.1).
Столбцам присваиваются значения параметров, сгруппированные по их
наименованиям. В каждой строке справа записывается некоторое реше-
ние из множества решений У, соответствующее множеству значений пара-
метров в строке. Клетки таблицы заполняются единицами и нулями. Нали-
чие в клетке единицы означает, что параметр принимает соответствующее
значение. Нули, как правило, не пишутся и соответствующие клетки оста-
Таблица применяемости Таблица 15.1
X, х2 хп
Y
X) j X) 2 х2 | Х2, 2 Х2, 3 ХП, п ХП, 2
1 1 1 У,
1 1 1 У2
1 1 1 Уг
...
...
I 1 1 Уп
390
ются пустыми. Таким образом, в каждой строке таблицы описано одно-
значное соответствие между значениями параметров и решением.
Особенностью табличного описания алгоритма является то, что оно
позволяет легко составить соответствующую машинную программу. Дей-
ствительно, каждая строка табл. 15.1 может быть записана следующим
образом:
У 1 = Х1, 2 ' Х 2, I ' ' ' ’Хп,2’
У*=Х1,2 * Х2, 3 ’ * ' ' Хп,2 ’>
У^\,2'Х2,2--- 'Хп, ! ’ (15.3)
Ут = Х1,2'Х2,2- - 'ХП,2-
Если произведение значений параметров i-й строки равно 1, то прини-
мается соответствующее решение у у, в противном случае (если произ-
ведение равно 0) данное решение не принимается.
Для реальных задач синтеза компоновочных схем ТНА характерно
наличие большого числа параметров-условий и их значений и большого
числа типов схем, отличающихся по какому-либо классификационному
признаку. Поэтому оказывается целесообразным применить так назы-
ваемый последовательностный метод решения, в соответствии с которым
алгоритм решения строится путем последовательного выбора так назы-
ваемых частичных решений, причем ранее определенное частичное решение
(или решения), как правило, становится одним из условий выбора после-
дующего (или последующих) частичного решения.
Соответствие между значениями параметров-условий и частичными
решениями описывается так называемыми частичными таблицами. При
последовательном методе выбранил компоновочная схема формально
описывается как произведение выбранных частичных решений, т.е.
Zi = У 1,1 У2, к Уз.т-Уп.Г
где у1 ... ,уп t — выбранные частичные решения, причем первый индекс
(1, ..., и) означает номер классификационного признака, а второй индекс —
номер типа схемы, отличающейся по данному признаку.
ПРИМЕР АЛГОРИТМИЗАЦИИ ЗАДАЧИ СИНТЕЗА
КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
В соответствии с табличным методом разработка алгоритма должна
включить следующие этапы: формирование множества частичных реше-
ний, множества параметров и их значений, составление частичных таб-
лиц применяемости и оценку частичных решений, составление схемы реали-
зации задачи в режиме диалога в САПР.
391
Рассмотрим кратко содержание каждого из этапов, иллюстрируя их
примерами.
Формирование множества частичных решений. В описанной нами клас-
сификации компоновочных схем рассматривается семь классификацион-
ных признаков:
кинематика передачи вращения, расположение турбины, тип ротора,
число опор вала, расположение насосов, взаимная ориентация насоса горю-
чего и турбины, взаимная ориентация насоса окислителя и турбины.
Данным классификационным признакам соответствуют семь подмно-
жеств частичных решений, которые приводятся в таблице 15.2.
Формирование множества параметров и их значений. Параметры и их
значения являются факторами, которые влияют на выбор вариантов ком-
поновочной схемы. В табл. 15.3 приводится их формальная запись.
Составление частичных таблиц применяемости. Для каждого подмно-
жества частичных решений, т.е. для решений по каждому классификаци-
онному признаку, составляется соответствующая таблица применяемости.
С целью уменьшения объема в ней приводятся только те параметры и их
значения, которые могут оказать влияние на выбор частичных решений по
Таблица 15.2
Классификация компоновочных схем
Классификационный признак Частичное решение Обозначение
Кинематика передачи Редукторная схема Ь, 1
вращения у, (много роторная) Безредукторная схема (однороторная) Л, 2
Расположение Междуопорная схема З'г, 1
турбины у2 Консольная схема У 2 , 2
Тип ротора у3 Схема с одновальным ротором Уз, 1
Схема с двухвальным ротором Уз. 2
Число опор вала у„ Схема с двухопорным валом У,, .
Схема с трехопорным валом У*, 2
Расположение Схема с насосом горючего Уз, .
насосов у5 рядом с турбиной, справа Схема с насосом горючего рядом с турбиной слева Уз, 2
Взаимная ориентация Направления входа в насос Уз, >
насоса горючего и горючего и в турбину совпа-
турбины у6 дают
Направления входа в насос горючего и в турбину не Уз, 2
совпадают
Взаимная ориентация Направления входа в насос Ут, 1
насоса окислителя и окислителя и в турбину
турбины уq совпадают
Направления входа в насос окислителя и в турбину не Ут , 2
совпадают
392
Таблица 15.3
Факторы, влияющие на выбор схемы
Параметр Обоз- начение Значение параметра Обозна- чение
Характеристика Высококипящее *1,1
горючего Низкокипящее *1, 2
Характеристика Высоко кипящий *2, 1
окислителя *2 Низкокипяший *2 , 2
Характеристики гене- Восстановительный *3, 1
раторного газа Х3 Окислительный *3 , 2
„ Шгшах Отношение *4 шг max^o шах *4, 1
СО о max со /со >4 г max о max *4,2
Кратность включения Однократное включение *5, 1
Многократное включение *5, 2
Тип турбины Х„ Автономная турбина *4, 1
Предкамерная турбина *6 , 2
Тип насоса горючего: Центробежный насос Х1 , 1
а) по наличию шнеко- Шнекоценгробежный
вого преднасоса Х1 насос *7, 2
б) по числу ступеней Одно ступенчатый *3, 1
давления X* насос
Многоступенчатый
насос *8 , 2
в) по числу входов С односторонним
в насос Хв входом С двухсторонним *9, 1
входом Х9 , 2
г) по типу подвода *10 С осевым подводом X 10,1
С радиальным подводом *1 0 , 2
С кольцевым подводом *1 0,3
Со спиральным-подводом *10 4
Тип насоса окислителя: Центробежный насос *11,1
а) по наличию шнеко- Шнеко-центробежный
вого преднасоса *11 насос *1 1 , 2
б) по силе ступеней Одноступенчатый насос *12, 1
давления *12 Многоступенчатый насос *12,2
в) по числу входов С односторонним ВХОДОМ Х 1 3,1
в насос *13 С двухсторонним входом *13,2
г) по типу подвода *14 С осевым подводом *14,1
С радиальным подводом *1 4,2
С кольцевым подводом *1 4,3
Со спиральным подводом *14,4
Способ охлаждения и Консистентная смазка *15,1
смазки подшипников *15 Смазка и охлаждение рабочей жидкостью
насоса *15,2
Способ раскрутки *14 Без пусковой турбины *14,1
ротора С пусковой турбиной *16,2
13- 1758
393
Таблица 15.4
Таблица частичных решений по признаку у!
Х1 х2 х3 *3 х6 Уг
1 2 1 2 1 2 1 2 1 2
1 1 1 1 1 Уг, 1 .
1 1 1 1 1 Уг.гг
1 1 1 1 1 Уг,гз
1 1 1 1 1 Уг, г.
1 1 1 1 1 У1,22
1 1 1 1 1 Угггз
1 1 1 1 1 У2,24
1 1 1 1 1 У2,2 5
Таблица 15.5
Таблица частичных решений по признаку у 3
х7 Х1 1 Х 1 2 Уг Уз
1 2 1 2 . 1 2 1 2
111 1 З'з.И З'Э,.!
1 1 1 1 Уг > 2 Уз 1 2
1 1 1 1 Уг 1 2 Уз 1 3
1 1 1 1 Уг 1 3 Уз 2 t
1 1 1 1 1 Уг 2 1 Уз 1 4
1 1 1 1 Уг 2 1 Уз 1 5
1 1 1 1 Уг 2 2 Уз 1 6
• - • • - • • •
• • • • • •
1 1 1 1 Уг 2 5 Уз 2 8
1 1 1 1 Уг 2 5 Уз 2 9
394
данному признаку. Тём не менее из-за большого числа возможных сочета-
ний параметров частичные таблицы могут оказаться весьма громоздкими.
Ниже приводятся в качестве примера две неполные таблицы применяемос-
ти; табл. 15.4 описывает частичные решения по признаку у2 — расположе-
ние турбины, а табл. 15.5 - по признакуу3 - тип ротора.
Математическое описание решений, получаемых в соответствии с
табл. 15.4, имеет следующий вид:
^2,11 = *1,1 *2,1 *3,1 *5,2 *6,1 ;
Л,12 =*1,1*2,1 *3,1 *5,1 *6,1 ;
Л,13 = *1,1 *2,2 *3,1 *5,1 *6,1 •’ (15'5)
Л,25 =*1,1 *2,2 *3,2 *5,1 *6,1'
Математическое описание решений, полученных в соответствии с
табл. 15.5, в сокращенном виде будет следующим:
^3,1 1 ^2,1 1 *7,1 *9,1 *1 1,1 *12,1 ’
^3,12 --^2,12 *7,1 *9,1 *1 1,1 *12,1 ’
(15.6)
^3,23 -^2,21*7,2*9,1*11,2*12,2’
^3,29 -^2,25 *7,2 *9,1 *11,2 *12,2 '
Имея такие математические описания для всех частичных таблиц приме-
няемости, нетрудно составить соответствующие машинные программы.
Каждую из таких программ целесообразно оформить в виде подпрограммы
SUBROUTINE, так как при этом обеспечивается модульная структура
программного обеспечения этой проектной процедуры. Подпрограмма
описания таблицы выбора типа схемы по признаку у2 приводится на
рис. 15.9.
SUBROUTINE NY2CNXlbNX12>NX21 ,NX22,NX31,NX32,NX51,NX52>
NX61л NX62>NY211,NY212> NY213л NY221л НУ222л NY223л NY224,NY225)
NY211=NX11*NX21*NX31*NX52*NX61*3
NY212=NX11*NX21ЖЫХ31*NX51*NX61*2
NV213=NX11tNX22*NX31ЖНХ51*NX61
NY221=NXll<NX21*NX31*NX51*NX61x3
NY222=NX11*NX22*NX31*NX51ЖЫХ61ЖЗ
NY223=NX11ЖИХ21ЖНХ31жМХ52жИХб1Ж2
NY224=NX11ЖНХ21ЖЫХ32ЖЫХ51ЖЫХ62ЖЗ
NY225=NX11ЖНХ22жНХ32жНХ51жНХ62жЗ
RETURN
END Рис. 15.9. Текст подпрограммыN
395
вызов рабочей
программы
| 2. блок синтеза решения
2.1
2.7
Выбор типа схемы
па признаку у7
Выбор типа схемы
па признаку у2
Выбор типа схемы
па признаку у7
| 3. блок отображения решения
N=N3
N=N2
N^H1
3.1 Текстовое описание
схемы на АЦПУ
^Сообщения на зкранедисплея^
I \Укажите нон ер устройства I
j“|_ отображения ।
3.2 Отображение схемы
на зкране дисплея
3.3 Вычерчивание схемы
на графопостроителе
Конец задачи )
Нужно ли отображение
на другом устройстве?
j VНужны ли изменения
И в компоновочной схеме?
Укажите номер признака,
4- по которому изменяется
схема
\УНужно ли решение задачи I
]Тлро других Входных данных!^
I________________________________I
Рис. 15.10. Схема синтеза компоновочной схемы ТНА в режиме диалога
396
( Начало задачи
у (вхад в подблок 2.2)
Да
NX; ;=?
^Формирование входных~\данных
! Нет
Введите исходные данные,
отвечая на Вопросы
,, да “ или „ нет “
NX11, NX12, NX21, NX22,
..., NX61, NX62
|?. Формирование Возможных Вариантов
I I Вызов подпрограммы NYZ
Возможные Варианты компоновоч-
ных схем по признаку YZ
[Сообщение на охране о
возможных Вариантах.
L
донец задачи
(выход из подблока 2.2)
Рис. 15.11. Схема программы N Уг
397
Составление схемы решения задачи в режиме диалога в САПР. На
рис. 15.10 приведена принципиальная схема одного из возможных вариан-
тов решения задачи выбора компоновочной схемы ТНА в САПР. Соответ-
ствующее программное обеспечение имеет модульную структуру и состоит
из прикладных программных модулей и управляющей программы.
Управляющая программа является ’’жесткой” и обеспечивает диало-
говый режим работы, формируя пользователю запросы от системы.
На рис. 15.11 дана схема решения задачи выбора типа компоновоч-
ной схемы по признаку у2 — расположения турбины. Схемы решения ос-
тальных шести задач блока синтеза решения имеют такую же структуру.
ОПТИМАЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Оптимизация является необходимым этапом на всех уровнях проекти-
рования технического объекта. При этом в зависимости от уровня проекти-
рования возможен различный подход как к выбору критерия оптималь-
ности, так и к построению схемы решения. Вместе с тем на всех уровнях
могут использоваться одинаковые формализованные методы оптимизации.
Целью оптимального проектирования конструкции является полу-
чение такого ее вектора параметров, при котором выбранный критерий
качества конструкции принимает экстремальное значение.
При неавтоматизированном проектировании прямая оптимизация
конструкции затруднена. Конструктор стремится достигнуть оптималь-
ного варианта путем итерационного процесса, содержащего многократ-
ный анализ, проверку ограничений, определение значений критерия каче-
ства и соответствующее изменение структуры и размеров конструкции.
При этом число итераций, длительность и трудоемкость процесса зависят
от субъективных качеств конструктора. Указанный путь позволяет дости-
гать оптимального варианта лишь для простейших конструкций, в большин-
стве же случаев реального проектирования может быть получен вариант,
более или менее близкий к оптимальному.
При автоматизированном проектировании возможно сведение процес-
са поиска оптимального варианта конструкции к вычислительной проце-
дуре, реализуемой на ЭВМ, что резко уменьшает трудоемкость процесса.
Алгоритмической основой такого поиска являются численные методы
оптимизации. Разумеется, что окончательную оценку и принятие решения
относительно наивыгоднейшего варианта конструкции должен осущест-
влять конструктор.
Большинство реальных задач оптимального проектирования конструк-
ций является многокритериальными задачами. Однако в некоторых слу-
чаях удается рассматривать их как задачи с одним критерием оптималь-
ности. При этом на остальные критерии накладываются ограничения исходя
398
из инженерного смысла задачи. Ниже рассматриваются только однокрите-
риальные задачи оптимального проектирования.
Задача оптимального проектирования конструкции математически
формулируется следующим образом.
Пусть известен критерий качества конструкции f (X) (целевая функ-
ция) , являющийся функцией вектора параметров состояния конструкции
X. Кроме того, известна область R допустимых значений вектора X, зада-
ваемая системой равенств и неравенств:
F, (Х)>0;
Fi (Х)>0;
(15.7)
Fm(X)>0.
Требуется определить такое значение вектора X*, при котором
/•(X^extr;
[Х*]ея.
Применительно к конструкции под проектом минимальной массы
понимается вариант конструкции с таким распределением геометрических
параметров, при котором конструкция способна нести приложенные наг-
рузки с допустимыми запасами прочности при ее минимальной массе.
Задачи поиска проекта минимальной массы конструкции имеют
следующие особенности.
1. За критерий качества принимается масса конструкции.
2. Варьируемыми аргументами критерия качества (параметрами управ-
ления) являются геометрические размеры конструкции.
3. Ограничения на параметры управления, задаваемые в явном виде
(ограничения на управление) вызываются в основном конструктивными
и технологическими требованиями.
4. Ограничения на параметры управления, задаваемые в неявном виде
(ограничение на состояние конструкции) определяются условиями проч-
ности, жесткости и т.п.
На рис. 15.12, а дан пример ограничений на управление, на рис. 15.12,5 -
пример ограничений на состояние; здесь и kN - соответственно дей-
ствующий и нормативный коэффициент запаса прочности.
Для решения реальных задач оптимизации конструкции применяются
численные методы. На первый взгляд кажется, что наиболее удобным из
них является метод прямого перебора вариантов, так как он приводит к
очень простому алгоритму. При этом достаточно организовать пошаговое
изменение каждого из параметров управления, а также вычисление на
каждом шаге значения критерия качества и определение его экстремаль-
ного значения. Однако при этом методе число рассчитываемых вариантов
конструкции и время счета могут оказаться чрезмерно большими.
399
Amin Рис" 15.12. Пример ограничений:
xjk+Amin-Xlt^O кц-крЩЦО
а В
В настоящее время наиболее эффективными методами решения опти-
мизационных задач, в том числе и задач поиска проекта конструкции ми-
нимальной массы, являются методы математического программирования.
Математическое программирование представляет собой раздел приклад-
ной математики, занимающийся разработкой численных методов оптими-
зации с учетом ограничений на область поиска.
В математическом программировании принято выделять два фунда-
ментальных раздела: линейное и нелинейное программирование*.
Методами линейного программирования решаются задачи, в которых
как критерий оптимальности, так и функции-ограничения линейны отно-
сительно параметров управления.
Методами нелинейного программирования решаются задачи, в которых
критерий оптимальности и по крайней мере одна функция-ограничение
нелинейны относительно параметров управления.
С точки зрения решения задач оптимального проектирования конструк-
ции наибольший интерес представляют методы нелинейного программи-
рования. Существует большое число методов нелинейного программи-
рования, которые условно разделяются на ряд групп, основными из кото-
рых являются группа методов с использованием производных функции —
критерия оптимальности — и группа методов поиска.
МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ДИСКА ТУРБИНЫ МИНИМАЛЬНОЙ МАССЫ
Рассматривается диск осевой газовой турбины ТНА, находящийся в
поле центробежных сил и неравномерного нагрева вдоль его радиуса.
Исходные данные (компоненты вектора V):
со — угловая скорость диска;
В литературе Встречается также термин ’’линейная и нелинейная оптимизация”.
400
Rn - наружный радиус диска;
Ro — радиус центрального отверстия;
oR л — контурная нагрузка на ободе диска;
— предел прочности материала диска;
t (R) — распределение температуры вдоль радиуса диска.
Известны также ширина обода, бурта и ступицы диска (см. рис. 15.13).
В данной задаче независимой переменной является радиус R.
Разобьем рассматриваемый промежуток Ro < F С /? v на W участков.
Требуется определить такое распределение толщин ht полотна диска в
допустимой области толщин, при котором обеспечивается минимум массы
диска.
Критерий качества конструкции принимает следующий вид:
N
f = S 0,5 р 7г (hi + h. _ ^R. +Ri_l) AF„ (15.9)
i = 1
где p — плотность материала; &Rt- — приращение радиуса на гм участке.
Функции-ограничения на управление
= ^1ЛбО>0;
f3=v*cTo>°’‘ = i;
F4=/z. , - h. > 0, i = 1;
н i- 1 стО ’
Л=й,.-йб1>0;
При формулировке ограничений
на состояние надо учитывать необхо-
димость обеспечения запасов прочно-
сти дисков как по местным напряже-
ниям, так и по несущей способности.
Тогда естественные ограничения при-
нимают вид
f7 kNR
~кмв ^0’ (15.11)
F9 - kNv > 0,
где к , к, куур — нормативные
коэффициенты запаса прочности дис-
ка соответственно по радиальным и
окружным напряжениям и по разру-
Рис. 15.13. Расчетная схема диска
(15.10)
401
шающей частоте вращения; к л кд., кр — действующие коэффициенты за-
паса прочности соответственно по местным напряжениям и разрушающей
частоте вращения; F7, Fs, Fg — функции — ограничения на состояние.
Проверка выполнения ограничений на состояние связана с необходи-
мостью вычисления значений напряжений в диске и значений разрушаю-
щей частоты вращения, которые могут определяться известными методами,
причем такие вычисления должны проводиться на каждом шаге опти-
мизации.
В качестве эффективного метода определения напряжений в диске
может использоваться, например, метод кольцевых элементов. Определе-
ние запаса прочности по разрушающей частоте вращения можно проводить
по формуле (11.75).
Рассмотренная постановка задачи оптимального проектирования кон-
струкции позволяет свести процесс поиска оптимального варианта к фор-
мальной вычислительной процедуре, используя при этом известные методы
нелинейного программирования, реализуемые численно на ЭВМ.
На рис. 15.14 приводятся результаты оптимизации диска турбины мето-
дом случайного поиска. При расчете запасов прочности учитывался нерав-
номерный нагрев диска вдоль радиуса и упруго-пластические деформа-
ции материала. Материал диска — сталь 37Х12Н8Г8МФБ. Угловая скорость
= 1750 рад/с, контурная нагрузка оЛл = 150 МПа; диск имеет централь-
ное ненагруженное отверстие. Исходный, не оптимальный по массе диск
имеет полотно конической формы (изображено на рисунке пунктирными
Рис. 15.14. Результаты оптимизации конструкции диска турбины методом случай-
ного поиска
402
линиями). Распределение соответствующих напряжений и запасов мест-
ной прочности показано пунктирными линиями.
При оптимизации варьировались (в пределах ограничений на управле-
ние) толщины диска; ограничения на ширину ступицы и обода диска по
конструктивным соображениям задавались в виде равенств.
Профиль оптимального диска и соответствующее распределение напря-
жений и запасов прочности изображены сплошными линиями. После опти-
мизации запасы прочности выровнялись и на большей части диска стали
равны минимальным запасам до оптимизации. Масса диска уменьшалась
с 27,8 до 19,5 кг, т.е. примерно на 30 %.
СИНТЕЗ ВСПОМОГАТЕЛЬНЫХ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ТРАКТОВ
НАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Вспомогательный гидравлический тракт насосного агрегата, т.е. тракт
утечек перекачиваемой жидкости и подвода ее на охлаждение подшипни-
ковых опор, представляет собой систему с сетевой структурой, включаю-
щую некоторое число гидравлических элементов.
Такими элементами могут быть кольцевые полости между рабочим
колесом насоса и корпусом, осевые и радиальные зазоры, отверстия в ра-
бочем колесе и в корпусе, импеллеры, подшипники и т.п.
Как структура, так и гидравлические характеристики элементов тракта
существенно влияют на распределение расходов жидкости и давления в
тракте , а следовательно, и на значение осевой силы на роторе и расход
охлаждающей жидкости через подшипниковые опоры.
Целью синтеза конструкции вспомогательного гидравлического трак-
та является определение такой его структуры и такой геометрии элементов,
при которых удовлетворяются наперед заданные условия работоспособ-
ности НА. В качестве критериев работоспособности следует использовать
величину допускаемой осевой силы на радиально-упорной подшипниковой
опоре [/?zon] и величины допустимых расходов охлаждающей жидкости
через подшипники [и?охЛ].
Эту задачу можно поставить следующим образом: пусть задана струк-
тура гидравлического тракта, т.е. перечень его элементов и отношения меж-
ду ними, пусть также: X = (хь хг, ... , х„) - вектор внутренних парамет-
ров вспомогательного тракта, компонентами которого являются геометри-
ческие размеры элементов тракта. В «-мерном пространстве вариантов кон-
струкций тракта формируется допустимая область при помощи ограниче-
ний в форме равенств и неравенств на величину осевой силы на подшип-
никовой опоре и на величину расхода жидкости через подшипники:
[*гоП]-МХ)>0; (15Л1)
403
[Ж ~ r, (X)> 0.
1 ОХЛ-* ОХЛ v 7
(15.12)
Необходимо определить вектор X*, удовлетворяющий ограничениям.
МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ
При описании вспомогательного гидравлического тракта насосного
агрегата (рис. 15.15) на макроуровне его можно представить в виде графа,
ребрами которого являются элементы тракта, а вершинами — точки на вхо-
де в элементы и выходе из них (рис. 15.16).
Математическая модель системы получается путем объединения компо-
нентных и топологических уравнений. Компонентные уравнения описы-
вают законы функционирования элементов системы. Для данной гидрав-
лической системы — это уравнения, определяющие гидравлические харак-
теристики ее элементов, т.е. зависимость между расходом mt и перепадом
давления Др1- на <-м элементе. В данной задаче используются компонентные
Рис. 15.15. Схема вспомогательного гидрав-
лического тракта насосного агрегата:
1 ... 11 - граничные точки гидравлических
элементов; а ... м - гидравлические эле-
менты
Рис. 15.16. Граф вспомогательного гидравли-
ческого тракта насосиого агрегата
404
уравнения, которые в процессе решения задачи представляются в единооб-
разной форме в виде кубического сплайна:
кр.=А{+ В.пс + С\т2. + Dfin3.. (15.13)
Здесь nij и t\pj — фазовые переменные, Л(-, В{, Cf, Dt — коэффициенты
сплайна.
Топологические уравнения определяют связи между однородными
фазовыми переменными, относящимися к разным элементам системы.
Для получения топологических уравнений используется метод, основанный
на использовании информации, заключенной в М-матрице (матрице конту-
ров и сечений). М-матрица строится на основании ориентированного графа
вспомогательного тракта. Для формирования М-матрицы необходимо
после дополнения незамкнутых циклов графа хордами (на рис. 15.16
изображены пунктирными линиями) выполнить обход этих контуров в
направлении, заданном дополнительными хордами. М-матрица рассмат-
риваемого графа представлена в табл. 15.6. В строке матрицы записыва-
ются обозначения ребер, а в столбце — обозначения дополнительных хорд.
Отношения между ребрами и дополнительными хордами задаются
в матрице при помощи 0, +1,-1. Если в клетке матрицы стоит 0 или она
пустая, то соответствующее ребро и хорда относятся к разным контурам,
если стоит +1 (или —1), то они относятся к одному контуру и совпадают
(или противоположны) по направлению.
Топологические уравнения с использованием М-матрицы имеют
вид
М Д р + Д р = 0;
р х
m — Мт m =0,
р X
(15-14)
где Дрр, Дрх - векторы разностей давлений на ребрах графа и хордах;
шр, тх - векторы секундных расходов жидкостей на ребрах графа и
хордах; Мт — транспонированная М-матрица.
Таким образом расчет распределения расходов и давлений в сети сво-
дится к решению системы алгебраических уравнений 1- и 3-го порядков.
Матрица контуров и сечений
Таблица 15.6
Д -1 -1 1
и 1 -1 -1 1
405
Система формируется программно на основании М-матрицы и решается
численным методом Ньютона.
По известному распределению давления определяются как осевые
усилия на отдельные элементы ротора, так и суммарное осевое усилие.
Схема алгоритма проектной процедуры соответствует общей схеме
процесса проектирования, изображенной на рис. 15.8.
Входные данные формируются как результат предыдущих этапов
проектирования. Затем определяется структура вспомогательного тракта
и формируется соответствующий граф. Математическая модель созда-
ется путем формирования соответствующей системы компонентных и
топологических уравнений с помощью М-матрицы. Исходные значения
внутренних параметров тракта определяются на основании результатов
эскизного проектирования насосного агрегата. На этапе анализа в резуль-
тате решений системы уравнений определяются расходы ш,- и давления
Ар,- в характерных точках тракта, а также определяются осевая сила на
роторе Rz и расход жидкости через опору отохя. Здесь же проверяются
ограничения (15.11) и (15.12). Если ограничения не удовлетворяют, то
возможными способами улучшения проектного решения являются пара-
метрический синтез, изменение структуры тракта или корректировка вход-
ных данных.
Вопросы для самопроверки
1. В чем различие между автоматизированным и автоматическим проектиро-
ванием? Почему автоматизированное проектирование ЖРД более предпочтительно?
2. Какими признаками сложной технической системы обладает ЖРД?
3. К параметру какого типа (внешний, внутренний, выходной) относится каж-
дый из нижеперечисленных параметров ЖРД? (тяга Р, давление окружающей среды
Рц, габаритные размеры двигателя, угловая скорость ТНА со, давление на входе в
насос рвх, давление на выходе из насоса РВЬ1Х,-масса конструкции .
4. К проектной процедуре какого типа (структурный или параметрический
синтез, одновариантный или многовариантный анализ) относится каждая из перечис-
ленных ниже процедур (расчет высотной характеристики двигателя, определение
основных размеров шнека, определение напряженно-деформированного состояния
оболочек камеры, выбор компоновочной схемы ТНА, выполнение чертежа детали)?
5. Каков физический смысл ограничений на управление и состояние для
конструкции, изображенной на рис. 15.12?
6. Какие варианты конструкции вспомогательного гидравлического тракта
(допустимые или оптимальные) позволяет проектировать описанная в 15.3.3 ММ?
Чем нужно дополнить ММ, чтобы появилась возможность проектировать и те и другие
варианты?
406
Глава 16
ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК С ЖРД
В настоящей главе рассмотрены основные направления, по которым
ведутся работы по повышению эффективности ДУ с ЖРД носителей (одно-
разовых PH и многоразовых транспортных КК) и космических ЛА (ИСЗ,
КА и др.).
Новые жидкие ракетные топлива и новые области их применения.
Эффективность ДУ с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса
двигателей и плотности жидкого ракетного топлива, причем в последнее
время предъявляются все большие требования к экологической чистоте
как самих компонентов ракетного топлива, так и их продуктов сгорания.
В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилуч-
шим экологически чистым высокоэффективным жидким ракетным топ-
ливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего
70 кг/м3) существенно ограничивает возможность его применения на пер-
вой ступени совместно с жидким кислородом, но не исключает указан-
ную возможность. Например, топливо (О2)ж + (Н2)ж намечено применять
на разрабатываемой в настоящее время японской рн Н-2.
Однако наилучшим для ДУ первой ступени PH и МТКК является топ-
ливо, состоящее из жидкого кислорода (О2)ж и углеводородного горю-
чего (УВГ). Такое топливо применяли в американской PH ”Сатурн-5”
(сУВГ RP-1 типа керосина) и до настоящего времени применяют на
всех трех ступенях PH ’’Союз” (ее первые две ступени аналогичны PH
’’Восток”). В ЖРД первой ступени PH ’’Энергия” также применено кис-
лородно-углеводородное топливо.
До сих пор в качестве углеводородного горючего чаще всего исполь-
зуют керосин (в США керосин марки PR-1). Однако керосину свой-
ственен ряд недостатков: при прохождении по охлаждающему тракту он
образует углеродистые отложения, что может привести к перегреву и
прогару стенки камеры: в продуктах сгорания (особенно в восстановитель-
ных газогенераторах ЖРД с дожиганием) содержится повышенное количе-
ство свободного углерода (сажи), осаждение которого на элементах газо-
вого тракта снижает надежность двигателя.
В США рассматривают применение в качестве УВГ метана СН4, пропа-
на С3 Н8 и сжиженного природного газа. Недостатком применения сжи-
женных газов является заметное уменьшение плотности топлива.
При использовании топлива О2 + СН4 можно создать ЖРД с более вы-
соким давлением рк для камер с регенеративным охлаждением горючим.
Наряду с вариантами двухступенчатых МТКК (’’Спейс шаттл” и др.)
за рубежом рассматривается эффективность использования одноступен-
чатых МТКК. Использование топлива О2 + С3 Н8 в ДУ таких кораблей дает
некоторое снижение массы сухой ДУ по сравнению с топливом О2 + RP = 1.
407
Применение метана и пропана для регенеративного охлаждения камер
кислородно-углеводородных ЖРД с дожиганием и с высоким давлением
в камерах позволяет поднять указанное давление для ЖРД на топливе О2 +
+ СН4 выше 27,5 МПа, а для топлива О2 + С3 Н8 — до 23,5 МПа.
Возможно создание высокоэффективных ЖРД и на топливах О2 +
+ RP-1 и О2 + RJ-5, если для охлаждения камеры применять жидкий
кислород. Регенеративное охлаждение камеры ЖРД жидким кислородом
впервые за рубежом было осуществлено фирмой ’’Мессершмидт Бельков”
(ФРГ). Теоретические и экспериментальные исследования, проведенные
в США, показали, что максимальное давление в кислородно-углеводород-
ных ЖРД с регенеративным охлаждением жидким кислородом может
достигать 27,5 МПа.
Синтетическое углеводородное горючее RJ-5 имеет плотность
1001 кг/м3, т.е. существенно выше, чем у керосина. Однако для синтети-
ческих горючих характерна повышенная стоимость.
Разработке углеводородных горючих повышенной плотности, в част-
ности из отходов и побочных продуктов нефтехимического производства,
уделяют большое внимание: эффективно применение таких горючих с
плотностью, близкой к 1000 кг/м3, обеспечивающих с жидким кислородом
такое же (или несколько большее) значение удельного импульса, как и
для топлива О2 + керосин.
Для увеличения полезного груза космических ракетных ЛА эффектив-
но применение переохлажденных компонентов топлива, с этой целью мож-
но использовать:
смесь переохлажденного жидкого й твердого водорода, а также смесь
переохлажденного жидкого и твердого кислорода в виде шуги с размером
частиц твердой фазы примерно 3 мкм, наиболее вероятным считают приме-
нение шугообразного водорода со средней плотностью, соответствующей
содержанию твердой фазы 50 %; плотность такого водорода составляет
81,4 кг/м3, т.е. на 15 % выше, чем у жидкого водорода. Применение таких
компонентов топлива позволяет увеличить длительность хранения в баках
КА (другие направления повышения эффективности ДУ КА рассмотрены
ниже), уменьшить массу их теплоизоляции, реже производить или вооб-
ще исключить дренаж баков из-за испарения компонента, уменьшить раз-
меры баков и давление в них;
кислород и водород в состоянии, соответствующем их тройной точке',
если температура.кипения при нормальном давлении для кислорода и во-
дорода равна 90,2 и 20,3 К, то в тройной точке она равна 54,3 и 13,8 К
соответственно, при этом плотность кислорода возрастает с 1141 до
1306 кг/м3 (на 14 %), а плотность водорода - с 71,1 до 76,9 кг/м3
(на 8 %).
Однако для использования шугообразных компонентов топлива и ком-
понентов в тройной точке должен быть решен целый ряд проблем, в том
числе проблемы производства таких компонентов в больших количествах,
а также проблемы их хранения и транспортировки к PH или МТКК на стар-
товой позиции.
408
Использование атмосферного воздуха. Одним из направлений повыше-
ния эффективности ДУ многоразовых носителей является использование
атмосферного воздуха на участке полета носителя в плотных слоях атмос-
феры, которое можно осуществить двумя путями: применением воздуш-
но-реактивного двигателя и жидкостного ракетного двигателя, в котором
используется атмосферный воздух, входящий в воздухозаборник носителя,
сжижаемый на его борту и подаваемый в камеру двигателя в качестве жид-
кого окислителя. ЖРД на сжижаемом воздухе планируется использовать на
английском МТКК ’’Хотол”. Вообще для выведения полезных грузов
массой до 30 т на низкую орбиту с малым наклонением предпочтение за
рубежом отдается одноступенчатым МТКК с маршевыми ВРД или ЖРД
на сжиженном воздухе, а для полезных грузов массой более 60 т — двух-
ступенчатым многоразовым крылатым носителям с маршевыми ДУ с
использованием ЖРД.
Увеличение давления в камере сгорания. Чем больше давление в ка-
мере сгорания (для ЖРД перспективных PH и МТКК оно должно быть
выше 25 МПа), тем выше удельный импульс ЖРД и лучше его компонов-
ка. Увеличение давления в камере сгорания является вторым по важности
после использования высокоэнергетических топлив способом повышения
энергетических характеристик ДУ и ракетного летательного аппарата в
целом.
Использование максимально реализуемых давлений в камере сгорания
для ЖРД с насосной подачей зависит от вида схемы ЖРД и охладителя
камеры.
При разработке кислородно-углеводородных ЖРД с дожиганием и с
высоким давлением в камере сгорания выявились некоторые трудности,
связанные с проблемой охлаждения камеры. Быдо установлено, что угле-
водородные горючие типа керосина RP-1 и синтетического горючего RJ-5
обладают плохими охлаждающими свойствами (разлагаются при относи-
тельно низких температурах) и в ряде случаев являются непригодными для
регенеративного охлаждения (без использования пристеночного слоя с
пониженной температурой и завес) для маршевых ЖРД с высоким
давлением.
Для ЖРД с дожиганием при охлаждении пропаном в камерах, работаю-
щих на топливе О2 + С3Н8, можно обеспечить давление в камере сгора-
ния до 23,5 МПа, а при охлаждении метаном или жидким кислородом
в камерах, работающих на топливах О2 + СН4 и О2 + УВГ — до 27,5 МПа.
Поэтому Лэнглийским научно-исследовательским центром НАСА рассмат-
ривались другие схемы ЖРД на топливе О2 + УВГ, в которых можно будет
реализовать более высокие давления в камере сгорания. Установлено,
что проблему создания ЖРД с рк = 34,4 МПа с одновременным снижением
массы сухого МТКК можно решить, используя уникальные свойства
водорода, который обладает в жидком и газообразном состоянии в ка-
честве охладителя камеры исключительно высокой охлаждающей способ-
ностью, а в газообразном виде является наилучшим рабочим телом тур-
бины из-за минимальной атомной массы водорода из всех веществ.
409
В составе перспективных МТКК, в которых предполагается исполь-
зовать ЖРД на топливе 02 + УВГ, обязательно будет бак с жидким водо-
родом. Расчеты показали, что для охлаждения высокоэффективных ЖРД
на топливе 02 + УВГ и привода ТНА достаточен расход водорода, состав-
ляющий всего 1,0 ... 1,5 % общего расхода компонентов топлива через
двигатель. Это позволяет применять схему без дожигания с вводом отрабо-
танного турбинного газа в конец расширяющейся части сопла. При давле-
нии в камере сгорания, составляющем 27,5 МПа, потери удельного импуль-
са из-за применения схемы без дожигания составляют всего 26 м/с.
Такой ЖРД с двухкомпонентной камерой с высоким давлением в ка-
мере сгорания и с общей магистралью охладителя и турбинного газа может
оказаться проще ЖРД с дожиганием на топливе О2 + УВГ благодаря надеж-
ному решению проблемы охлаждения камеры водородом и из-за отсут-
ствия необходимости разработки и включения в схему двигателя генера-
тора, работающего на топливе О2 + УВГ с избытком горючего. Давление на
выходе из насоса УВГ в этом случае будет лишь немного превышать давле-
ние в камере сгорания, что позволяет снизить массу топливных магистралей
высокого давления. Для разработки такого ЖРД необходимо решить такие
сложные технические проблемы, как разработка смесительной головки
для камер с высоким давлением рк, разработка технологии использования
переохлажденных горючих (например, пропана), исследования горения
новых горючих (пропана и др.).
За рубежом считают осуществимой реализацию давления в камере
сгорания до 28 МПа в 90-е годы.
Уменьшение массы сухой ДУ. Для снижения массы ЖРД и ДУ в целом
используют:
1) конструкционные материалы с высокой удельной прочностью
(титан, алюминий, магний, бериллий и их сплавы, пластмассы и особенно
композиционные материалы) ; широкое применение в конструкции (кроме
топливных баков) композиционных материалов позволяет уменьшить
массу ДУ на 10 ... 20 %; например, для термозащитных экранов и особен-
но для силовых рам ДУ весьма эффективна замена металла на компози-
ционные материалы; применение более совершенных материалов обеспе-
чивает не только снижение сухой массы ЖРД и ДУ, но и повышение их
надежности и ресурса работы;
2) разработку насосов ТНА с возможно меньшим потребным значе-
нием избыточного давления жидкого компонента топлива относительно
давления его насыщенного пара, а в предельном случае — с нулевым зна-
чением указанного избыточного давления;
3) передовую технологию производства: вакуумное литье, порошко-
вую металлургию, сварку электронным лучом, электроискровую, электро-
химическую и лазерную обработку материалов, лазерные методы упро-
чения поверхностного слоя деталей и т.д.
Уменьшение габаритных размеров ДУ. Уменьшение габаритных раз-
меров ЖРД и ДУ в целом достигают переходом на высокие давления в
410
камере сгорания, усовершенствованием компоновки двигателя и баков и
конструкции его агрегатов, а в дальнейшем использованием камер новой
конструкции, в частности камер с центральным телом, двухконтурных ка-
мер и т.д.
Увеличение ресурса ДУ и носителя в целом. Ресурс работы ЖРД повы-
шают путем применения конструкционных материалов с большей жаро-
прочностью и усталостной прочностью, использования высокоэффективных
термозащитных покрытий и т.д.
Принципиально радикальным способом увеличения ресурса ЖРД, ДУ
и носителей в целом и снижения стоимости вывода 1 кг полезного груза
на орбиту является переход к использованию многоразовых ЖРД, ДУ и
носителей, при этом одновременно достигается значительная экономия
материальных, трудовых и денежных средств. Промежуточный эффект
достигается при использовании частично многоразовых носителей.
Из числа используемых и перспективных технических решений для
носителей рассмотрим следующие:
1) спасение первой ступени при поперечном делении ступеней или
боковых блоков первой ступени при продольном делении ступеней с ис-
пользованием парашютной ступени (частично многоразовый носитель
с парашютной системой спасения первой ступени);
2) спасение первой крылатой многоразовой ступени частично много-
разовой PH. Такая ступень возвращается на взлетно-посадочную полосу
космодрома, с которого обеспечивается вертикальный запуск PH;
3) применение двухступенчатых и одноступенчатых крылатых пол-
ностью многоразовых носителей. В первую очередь будут создаваться,
вероятно, полностью многоразовые носители двухступенчатой конструкции
сначала с вертикальным, а затем с горизонтальным стартом. Многоразо-
вые носители с горизонтальным стартом будут проектироваться для старта
и посадки на взлетно-посадочной полосе космодромов, а в дальнейшем в
обычных аэропортах.
Увеличение тяги одиночных ЖРД. Одной из тенденций развития ЖРД
большой тяги является увеличение*^яги одиночного двигателя.
Тягу одиночного ЖРД выбирают по условиям обеспечения повышен-
ной надежности ДУ и носителей в целом исходя из того, что число ЖРД в
ней обычно не превышает пяти-шести; в этом случае запуск ЖРД, управ-
ление носителем и подвод компонентов топлива к двигателям получаются
не слишком сложными. При меньшем числе двигателей облегчается задача
их одновременного запуска.
В ряде случаев для расширения возможностей применения серийно
изготавливаемых ЖРД (в основном из-за постоянной тенденции к росту
массы полезного груза носителей) возникает необходимость в увеличении
их номинальной тяги (в форсирований), которое обеспечивается либо без
каких-либо конструктивных переделок (увеличением расхода компонен-
тов топлива с одновременным ростом давления в камере сгорания), либо
при их возможно меньшем числе. В первую очередь могут потребоваться
411
изменения размеров форсунок камеры и газогенераторов, увеличение
площади минимального сечения сопла и расхода компонентов топлива
(если желательно сохранить неизменным давление в камере сгорания),
некоторая модификация ТНА (усиление роторов турбин, корпусов и
крыльчаток насосов и т.д.). В качестве вариантов для увеличения массы
полезного груза МТКК ’’Спейс шаттл” намечена программа модернизации
ЖРД SSME с увеличением его максимальной тяги со 109 до 115 % (а в
дальнейшем до 130 %) ее номинального значения. Для указанной модерни-
зации будут повышены рабочие давления и температуры. В результате мо-
гут возрасти уровни вибраций, турбулентности потоков компонентов
топлива, нагрузки на лопатки турбины, подшипники, уплотнения и на
элементы камеры сгорания. При модернизации важное значение отводится
теоретическому компьютерному моделированию. Всего модернизации
будут подвергнуты 130 различных элементов ДУ. Эта модернизация будет
завершена в 1991 г.
Увеличение тяги ДУ первой ступени носителей. Одним из способов
увеличения тяги ДУ первой ступени носителей является использование
двух и большего числа боковых блоков первой ступени. В США часто в
качестве блоков первой ступени применяют навесные твердотопливные
ускорители, представляющие собой блоки с РДТТ средней или большей
тяги. В PH ’’Энергия” используются четыре блока первой ступени с самы-
ми мощными в мире кислородно-углеводородными ЖРД.
Для второй ступени МТКК и для второй и последующих ступеней
PH оптимальным практически со многих точек зрения (в первую очередь
из-за существенно более высокой эффективности и полной нетоксичности)
является топливо жидкий кислород и жидкий водород. Применение этого
топлива для указанных ступеней ограничено только повышенной стои-
мостью жидкого водорода. Двигатели второй ступени могут запускаться
либо одновременно с запуском двигателей первой ступени (т.е. на земле,
при продольном делении ступеней), либо после отделения блоков первой
ступени (т.е. на большой высоте, при поперечном делении ступеней). В
обоих случаях двигатели второй ступени длительное время работают в
условиях большой высоты, практически в условиях пустоты. Поэтому
степень расширения камер ЖРД второй ступени выбирают существенно
более высокой, чем для камер двигателей первой ступени.
Для камер ЖРД второй ступени PH и МТКК в первую очередь следует
рассматривать применение выдвижного соплового насадка. Его можно
эффективно использовать и для камер ЖРД первой ступени PH и МТКК.
Следует отметить, что увеличение удельного импульса двигателей,
работающих большую часть времени при очень низком атмосферном дав-
лении, и сокращение габаритных размеров двигателей и носителя в целом
наиболее легко обеспечить именно применением выдвижного соплового
насадка, т.е. применением сопла с высотной компенсацией. Сопла с выдвиж-
ным сопловым насадком называют двухпозиционными.
Носители с двухрежимными ДУ. Для одноступенчатых и двухступен-
412
чатых носителей за рубежом рассматриваются различные варианты ДУ с
двухрежимными ЖРД, имеющими высокие абсолютные и удельные пара-
метры.
Различают следующие двухрежимные ЖРД:
1) двигатели с выдвижным сопловым насадком;
2) двигатели с двумя режимами работы на одном и том же топливе,
значитейьно отличающимися соотношением компонентов топлива;
3) трехкомпонентные двухтопливные двигатели.
Основной особенностью двухрежимного кислородно-водородного ЖРД
является ступенчатое изменение соотношения компонентов топлива при
переходе с первого режима на второй. При первом режиме двигатель рабо-
тает при соотношении компонентов топлива 13:1, а на втором — 7 : 1. На
первом режиме работы обеспечивается большая плотность топлива, но
пониженный удельный импульс, а при соотношении 7:1, наоборот , -
наибольший удельный импульс и наименьшая плотность топлива.
Такие же режимы работы, обеспечивающие наибольшее значение харак-
теристической скорости носителя, реализуются в трехкомпонентных ЖРД,
работающих на одном окислителе и двух горючих. Они на первом режиме
работы используют жидкий кислород и углеводородное горючее, а на вто-
ром — жидкий кислород и жидкий водород.
В состав ДУ одноступенчатого носителя могут входить одновременно
и кислородно-углеводородные и кислородно-водородные ЖРД, причем
возможны следующие два режима работы:
сначала работают кислородно-углеводородные, а затем кислородно-
водородные ЖРД;
сначала работают ЖРД обоих типов, а затем только кислородно-во-
дородные двигатели.
Однако более эффективны так называемые двухконтурные ЖРД;
сначала работают оба контура двигателя (на топливе О2 + Н2 и О2 + УВГ),
а затем только контур на топливе О2 + Н2.
ИСЗ и КА. Как уже отмечалось, в настоящее время в ДУ ИСЗ и КА
в основном применяют двухкомпонентные топлива N2Oj + N2H4 или
N2 04 + ММГ, а также однокомпонентное топливо N2H4. Учитывая ток-
сичность указанных топлив, а также их лишь среднеэнергетические харак-
теристики, за рубежом рассматривают возможность более эффективных
и нетоксичных топлив, в первую очередь О2 + Н2. В тех случаях, когда
требуются прежде всего высокие энергетические характеристики ДУ и
одновременно не имеет особо большого значения токсичность топлива,
могут быть эффективными фторные (F2 + Н2, F2 + NH3, F2 + N2 Н4)
и металлосодержащие топлива (F2 +Н2 +Li и О2 +Н2 +Ве).
413
Вопросы для самопроверки
1. Какие углеводородные горючие намечают применять в перспективных ЖРД?
2. Как можно повысить эффективность топлива О2 + Н2 ?
3. Какие факторы обусловливают максимально реализуемые давления в камере
сгорания?
4. Какие уникальные свойства водорода можно использовать для упрощения
схемы ЖРД и снижения давления в его магистралях?
5. Какие преимущества обеспечиваются при использовании многоразовых ЖРД?
6. Перечислите способы реализации форсирования ЖРД.
7. Какие преимущества обеспечиваются при использовании выдвижного сопло-
вого насадка?
8. Назовите типы двухрежимных ЖРД.
9. Чем объясняется эффективность применения трехкомпонентных двухтоплив-
ных ЖРД?
414
I
I
415
416 | 417
Продолжение прил.
Двигатель Страна, фирма Окислитель горючее Кт , кН Рз -^,м/с 7у.з Рк’ МПа Пода- ча ^дв.сух > тдв.зал кг г, с Число ЖРД в ДУ Применение
RL-1OA-3-3 США, "Пратт- Уитни” о2 н2 5 66,78 4354 2,76 н 133 470 2 Верхняя сту- пень Центавр"
LR-87-AJ-5 США, ’’Аэро- джет джене- рал” n2o4 1,93 1054 2810 5,4 726 (1468) 155 2 1 -я ступень МБР ”Гитан-2”
аэрозин-50 956 2533 н - (1738)
LR-91-AJ-5 США, "Аэро- джет дженерал” N2O4 1,80 445 3043 5,7 499,4 180 1 2-я ступень МБР "Титан-2”
аэрозин-5 0 - - н 559
RS-27 США, "Рокет- дайн” о2 2,24 - - 4,81 223 1 -я ступень PH "Торад- Дельта”
керосин 921 2884 н
AJ-10-118 К США, "Аэроджет” Н-1 США n2o4 41,2 3129 0,854 4,86 450 2-я ступень PH "Торад- Дельта”
НДМГ о2 2,23 1023 2901 н 912
дайн” керосин 912 2583 н - 155 8 1 -я ступень PH ”Сатурн-1” и ”Сатурн-1В”
F-1 США, "Рокет- дайн” о2 2,27 7776 2982 7,78 7860 168
керосин 6770 2603 н 5 1-я ступень PH ”Сатурн-5”
о2 1023 4168 1567
J-2 США, ’’Рокет- 5,5 — 5,38 н — 480 5 2-я ступень
дайн” н2 — — PH ”Сатурн-5”
N2 О4 35,6 2960 96
AJ-10-138 США, "Аэро- 2,0 — 0,7 в — 440 2 Верхняя сту-
джет дженерал” аэрозин-5 0 — — - пень PH "Транс-
тейдж”
N2O4 97,5 3060
AJ-10-137 США, "Аэро- 1,6 — 0,7 в - До 1 Маршевый
джет дженерал” аэрозин-50 — — 585 ЖРДКК”Апол-
лон”
о2 2089 4464 ЗОЮ
SSME США, "Рокет- — 20,5 н 520 3 2-я ступень,
дайн” н2 1668 3562 - основная ДУ
МТКК "Спейс
шаттл”
N2O4 26,68 3100 118
OMS США — 0,863 в 1250 2 2-я ступень,
ММ1 — — - ДУ орбиталь-
ного маневри-
рования МТКК
"Спейс шаттл”
N2O4 3,87 3002 9,5
R-40A США "Марк- — 1,05 в 500 2-я ступень,ос-
вардт” ММ1 — — - новной ЖРД
ДУ РСУ МТКК
"Спейс шатлл”
N2O4 0,108 2845 3,7
R-1E США, "Марк- — 0,746 в — 1500 2-я ступень,
вардт” MM1 — — - вспомогатель-
ный ЖРД РСУ
МТКК "Спейс
шаттл
Продолжение прил.
Примечанием - насосная подача; в - вытеснительная.
418
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Алемасов В.Е., Другалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей /
Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1980. 533 с.
2. Ануреев И.И. Ракеты многократного использования. М.: Воениздат, 1975.
216 с.
3. Байбиков А.С., Карахеньяи В.К. Гидродинамика вспомогательных трактов
лопастных машин. М.: Машиностроение, 1982. 112 с.
4. Башта Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.: Машино-
строение, 1967. 495 с.
5. Беляев Н.М., Уваров Б.И. Расчет и проектирование ракетных систем управ-
ления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1976. 304 с.
6. Белоусов А.И., Иванов А.И. Расчет осевых сил, действующих в турбомашинах.
Куйбышев: Изд.КуАИ, 1981. 84 с.
7. Варгафтик Н.В. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкос-
тей. М.: Наука, 1972. 720 с.
8. Володин В.А., Ткаченко Ю.Н. Конструкция и проектирование ракетных дви-
гателей / Под ред. В.П. Советского. М.: Машиностроение, 1984. 272 с.
9. Воронин С.Н., Захарченко Ф.П. Определение нестационарных температурных
полей в турбинной лопатке насосного агрегата. Прочность, динамика, надежность и
колебания реактивных двигателей. М.: Изд. МАИ, 1985. С. 29—36.
10. Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М.: Машино-
строение, 1987. 302 с.
11. Горев И.И. Основы производства ЖРД. М.: Машиностроение, 1969. 356 с.
12. Гуров А.Ф., Сурнов Д.Н., Севрук Д.Д. Конструкция и расчет на прочность
космических электроракетных двигаталей. М.: Машиностроение, 1970. 482 с.
13. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Машиностроение,
1968.396 с.
14. Космонавтика.М.: Советская энциклопедия, 1985. 528 с.
15. Мелькумов Т.М. и др. Ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1976. 399 с.
16. Овсянников Б.В., Боровский Б.И. Теория и расчет агрегатов питания жид-
костных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1986. 375 с.
17. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / Под ред.
В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1983. 703 с.
18. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и
расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981. 550 с.
19. Сточек Н.П., Шапиро А.С. Гидравлика жидкостных ракетных двигателей.
М.: Машиностроение, 1978. 128 с.
20. Тимошенко С.П., Войновский-Кригер С. Пластинки и оболочки. М.: Наука,
1966. 635 с.
21. Феодосьев В.И. Прочность теплонапряженных узлов жидкостных ракетных
двигателей. М.: Оборонгиз, 1963. 212 с
22. Хронин Д.В. Теория и расчет колебаний в двигателях летательных аппаратов.
М.: Машиностроение, 1980. 296 с.
23. Эдельман А.И. Топливные клапаны жидкостных ракетных двигателей. М.: Ма-
шиностроение, 1970. 244 с.
419
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Автоматика двигателя 45
дроссель 47, 81, 92, 93, 329, 331 - 335
мембранный клапан 47, 68, 324, 325
пироклапан 33, 34, 47, 83, 92, 324
пневмоклапан 47, 323, 324
регулятор 49
регулятор давления 50, 51
состав 46
Амплитудно-частотная характеристика
ротора 304, 315, 318, 319
Бустерные насосные агрегаты 40, 60
94, 95, 195, 222 - 226
Воспламенение компонентов топлива 74
Вытеснительная система подачи 14, 29,
30 - 32, 39, 335, 340
газовые баллоны 33, 335 - 337
разделительные устройства 339 - 342
Газовая турбина 27, 38, 41, 61, 68, 71,
72, 81 - 85
конструкция 216, 219, 220
- рабочих лопаток 262, 277
основные параметры 216
прочность дисков 262, 291, 299, 300
Газогенераторы 27, 80 - 88, 90 - 97
- двухзонные 145
- двухкомпонентные 139
- однозонные 145
- однокомпонентные 146, Г48, 150
Зажигание компонентов топлива 74
- пиротехническое 76
- химическое 75
- электроискровое 77
Запуск двигателя 46
захолаживание 78, 79
перегрузка 64
схема раскрутки ТНА 69-73
этапы 65, 66
Камера двигателя 27, 100
конструкция двухкомпонентных
форсунок 129, 130, 136
- завесы охлаждения 116-119, 126
- однокомпонентных форсунок 128,
129
- охлаждающего тракта 101 - 104,
124 - 126
схема подвода охладителя в тракт
104, 105, 120- 122
- расположения форсунок 130, 131,
135
Критическая угловая скорость ротора
301, 303- 306, 315, 316
расчет 311
Момент газовых сил 261, 277, 285, 286
- приложенный к валу ТНА 263
- центробежных сил 277, 279, 288,
289
Нагрузки, приложенные к камере и газо-
генератору 167 - 170
— к турбонасосному агрегату 261,
265
Наддув баков безгазогенераторный на
основе ЖГГ 55 - 60
— газогенераторный 5 7
----на основе ТТГГ 59
— с испарительной схемой 57
— сжатым газом 56
Наружное днище камеры 189
----сферическое 189, 190
----торосферическое 189, 190
----эллиптическое 189, 190
Напряжения изгиба от газодинамических
и центробежных сил 262, 277, 279, 284,
286 - 290
- растяжения от центробежных сил
262,277,278,280, 282,283
— температурные в рабочем колесе
турбины 262, 277, 278
Насосы осевые 214
- центробежные 203, 213
- шнекоцентробежные 199, 203, 204,
208, 211 - 213
Опоры ТНА гидростатические и гид-
родинамические 253
— качения 246
— упругие 251, 319, 320
Останов.двигателя 46, 64, 66 - 68
Пневмогидравлические схемы ЖРД 80
----РД-107 80 - 82
----РД-119 82 - 84
----РД-11184-86
420
---F-1 86 - 89
---J-2 89 - 91
---SSME 94 - 97
---RL-10 98 - 100
Предельное давление газов 172, 173, 177
Прецессия ротора 306, 307
Проектирование 377
- автоматизированное 376, 378, 380, 381
- неавтоматизированное 378
- оптимальное 398 - 400
Прочность камеры и газогенератора 167
- связей 172, 178, 179, 181
- связанных оболочек 172, 177, 178
- смесительной головки 182
Ракетные двигатели 6
классификация 39, 40
типы 5, 8
Регулирование соотношения компонен-
тов 49, 5 3, 54
- тяги 49, 51,52
Режим (ы) работы камеры и газогенера-
тора 167 - 169
— турбонасосного агрегата 262
- резонансный ротора 264, 301 - 303,
316, 320
Связи между оболочками 171, 178, 180
Система автоматизированного проекти-
рования 376, 379, 381, 398
Смесительная гоцовка 127,128,131- 137
Сопло 5, 100, 101, 125, 126
Схемы ЖРД с вытеснительной системой
подачи 31 — 37
— с насосной подачей 38 - 41
--------без дожигаьия 41, 42
--------с дожиганием 43 - 45
Турбонасосный агрегат 27
общие требования 191
компоновочные схемы 192 - 194,
199, 201
Удельная масса двигателя 8, 9, 39
Уплотнения ТНА бесконтактные 228,
235 - 237, 239
— комбинированные 228, 241 - 245
— контактные 228 - 230, 232
Управление вектором тяги 61-63
форсунки 127 — 136
Частотная диаграмма ротора 308, 309
421
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие...........................................................3
Глава 1. Общие сведения о ракетных двигателях и двигательных установках ... 5
1.1. Основные типы ракетных двигателей и двигательных установок...5
1.2. Основные параметры ЖРД.......................................8
1.3. Классификация ракетных двигательных установок................10
1.4. Требования к двигательным установкам ........................20
1.5. Особенности оптимизации двигательной установки в составе летатель-
ного аппарата .................................................... 25
1.6. Основные узлы и агрегаты ЖРД.................................26
Глава 2. Принципиальные схемы ЖРД.....................................29
2.1. Выбор схемы подачн...........................................29
2.2. Схемы двигательной установки с вытеснительной подачей........jj
2.3. Схемы ЖРД с насосной подачей ................................38
Глава 3. Автоматика ЖРД ..............................................45
3.1. Основные задачи автоматики и ее состав.......................45
3.2. Регулирование тяги и соотношения компонентов топлива.........49
3.3. Наддув баков ................................................55
3.4. Управление вектором тяги.....................................61
Г лава 4. Запуск и останов ЖРД........................................64
4.1. Основные требования к запуску и останову. Этапы запуска и останова . 64
4.2. Раскрутка турбонасосного агрегата............................69
4.3. Зажигание и воспламенение компонентов топлива................74
4.4. Захолаживание двигателя перед запуском.......................78
Глава 5. Примеры пневмогидравлических схем ЖРД........................80
5.1. ЖРД без дожигания генераторного газа.........................80
5.2. ЖРД с дожиганием генераторного газа..........................91
Глава 6. Конструкция корпуса камеры...................................100
6.1. Конструктивные особенности камеры сгорания и сопла...........100
6.2. Особенности технологии изготовления деталей и узлов камеры дви-
гателя ...........................................................108
6.3. Конструкция поясов завесы охлаждения.........................116
6.4. Коллекторы подвода компонентов топлива.......................120
6.5. Особенности конструкций камер кислородно-водородиых ЖРД......123
Глава 7. Конструкция блока смесительной головки.......................127
7.1. Конструктивные особенности смесительной головки..............127
7.2. Примеры конструкций смесительных головок.....................132
7.3. Арматура, дополнительные узлы, дмали головки и камеры сгорания . . 137
Глава 8. Жидкостные газогенераторы и камеры ЖРД малой тяги............139
8.1. Газогенераторы ЖРД...........................................139
8.2. Камеры ЖРД малой тяги........................................152
422
Глава 9. Прочность камеры и газогенератора............................167
9.1. Режимы работы и нагрузки.....................................167
9.2 Общая схема и последовательность расчета камеры на прочность.171
9.3. Общая несущая способность оболочек камеры....................172
9.4. Местная прочность корпуса камеры.............................178
9.5. Прочностные расчеты смесительной головки.....................182
Глава 10. Турбонасосный агрегат.......................................191
10.1. Общие требования к насосным агрегатам ......................191
10.2. Компоновочные схемы турбонасосных агрегатов.................192
10.3. Устройство турбонасосного агрегата н основные характеристики
качества конструкции..............................................202
10.4. Конструкция шнекоцентробежного насоса и его основные параметры . 208
10.5. Конструкции газовых турбин и их основные параметры..........216
10.6. Бустерные насосные агрегаты.................................222
10.7. Конструкции уплотнений турбонасосных агрегатов,'классификация
и требования к ним .............................................. 227
10.8. Опоры качения роторов турбонасосных агрегатов...............246
10.9. Гидростатические и гидродинамические подшипники.............253
10.10. Особенности работы опор турбонасосных агрегатов при низких тем-
пературах и в вакууме.............................................255
10.11. Конструкция соединений элементов турбонасосных агрегатов...256
10.12. Редукторы турбонасосных агрегатов..........................258
Глава 11. Прочность и колебания элементов турбонасосного агрегата.....261
11. Нагрузки, действующие на элементы конструкции.................261
11.2. Осевые силы на роторе турбонасосного агрегата и конструктивные
пути их уменьшения................................................266
11.3. Прочность рабочих лопаток газовых турбин....................277
11.4. Прочность дисков газовых турбин.............................291
11.5. Понятие о критической угловой скорости роторов турбонасосных
агрегатов.........................................................301
11.6. Критическая угловая скорость невесомого вала с одним диском.
"Жесткий” и ’’гибкий” валы........................................303
11.7. Понятие о прецессии ротора. Влияние гироскопического момента
на критические угловые скорости ротора............................306
11.8. Особенности расчета критических скоростей вращения ротора тур-
бонасосного агрегата как системы с несколькими степенями свободы .... 311
11.9. Способы борьбы с критическими режимами роторов..............315
Глава 12. Конструкция основных агрегатов автоматики.................321
12.1. Клапаны.....................................................321
12.2. Дроссели и регуляторы.......................................329
Глава 13. Элементы конструкций вытеснительной системы подачи и системы
наддува...............................................................335
13.1. Газовые баллоны ............................................335
1 3.2. Разделительные устройства..................................339
13.3. Агрегаты наддува............................................346
Глава 14. Компоновка двигательной установки н ЖРД н их узлы общей сборки . з5О
14.1. Компоновка двигательной установки и ЖРД.....................350
14.2. Соединения трубопроводов, узлов и агрегатов.................358
14.3. Трубопроводы, шланги и сильфоны.............................364
14.4. Элементы топливных и газовых магистралей....................370
14.5. Рамы, подвесы и кронштейны..................................372
423
Глава 15. Автоматнзвровавное проектирование элементов ЖРД............376
15.1. Понятие об автоматизированном проектировании и системе автома-
тизированного проектирования ................................... 376
15.2. Методологические основы создания специального математического
обеспечения системы автоматизированного проектирования ЖРД.......381
15.3. Примеры математического обеспечения некоторых проектных про-
цедур ...........................................................389
Глава 16. Основные ваправлення совершенствования двигательных установок с
ЖРД..................................................................407
Приложение...........................................................415
Список литературы....................................................419
Предметный указатель.................................................420
Учебное издание
Гахун Георгин Георгиевич, Баулнн Владимир Иванович,
Володин Владимир Алексеевич н др.
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Редактор Н.В. Корженевская
Художественный редактор В.В. Лебедев
Технический редактор Н.В. Павлова
Корректор Г.Л. Сафонова
Операторы О.И. Поливко, И.В., Павлова, Н.В. Лоб
ИБ № 5227
Сдано в набор 29.11.88. Подписано в печать 10.10.89. Т-17802.
Формат 60X 88 1/16. Бумага офсетная № 2. Гарнитура Пресс Роман.
Печать офсетная. Усл. печ. л. 25,97. Уел. кр.-отт. 25,97. Уч.-изд. л. 30,05.
Тираж 4700 экз. Заказ № 1758. Цена 1 р. 30 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство ’’Машиностроение”,
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Отпечатано в московской типографии № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР по делам издательств,
полиграфии и книжной торговли, 101898, Москва, Хохловский пер., 7,
с оригинала-макета, изготовленного в издательстве ’’Машиностроение”
на наборно-пишущих машинах