Author: Гахун Г.Г. Володин В.А. Баулин В.И.
Tags: тепловые двигатели (кроме паровых машин и паровых турбин) междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) машиностроение двигате
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@75.8)
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 телей: Учебник для студентов вузов по специальности
"Авиационные двигатели и энергетические установки" / Г. Г. Гахун, В. И.
Баулин, В. А. Володин и др.; Под общ. ред. Г. Г. Гахуна. - М. :
Машиностроение, 1989. - 424 с: ил.
ISBN 5-217-00360-Х
Даны классификация и характеристики жидкостных ракетных
двигателей (ЖРД). Рассмотрены пн ев моги драв лические схемы ЖРД. Приведены
сведения о конструкции и проектировании основных узлов и агрегатов ЖРД.
Проанализированы стадии разработки ЖРД и автоматизированное
проектирование его элементов. Рассмотрены вопросы надежности ЖРД.
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
"Восток" и "Союз", которые обеспечили запуск первых советских
искусственных спутников, первый полег человека в космос и открыли эру
завоевания космического пространства.
Развитие космических исследований обусловило подготовку
инженерных кадров в высших учебных заведениях страны.
В настоящее время вышло из печати большое число учебников и
учебных пособий по теории ЖРД. Однако учебников, посвященных
конструкции ЖРД, нет как в нашей стране, так и за рубежом.
В настоящем учебнике изложены основы конструирования и
проектирования 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, 11,
15 — В. И. Баулиным, гл. 10 — М. В. Краевым, предметный указатель
составлен Г. Г. Гахуном.
При подготовке глав, относящихся к конструкции камер,
использованы материалы ЭЛ. Гутковского, за что авторы выражают ему
благодарность.
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.
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
БНГ - бустерный насос горючего
БНА - бустерный насосный агрегат
БНО - бустерный насос окислителя
БР - баллистическая ракета
БТНА - бустерный турбонасосный
агрегат
ВЧ - высокая частота,
высокочастотный
ГГ - газогенератор
Г - горючее
ДУ - двигательная установка
ЖГГ - жидкостный газогенератор
ЖРД - жидкостный ракетный
двигатель
ЖРДМТ - жидкостный ракетный
двигатель малой тяги
ЖРТ - жидкое ракетное топливо
ИСЗ - искусственный спутник Земли
К А, КК - космический аппарат,
космический корабль
Л А - летательный аппарат
МБР - межконтинентальная
баллистическая ракета
ММ Г - монометил гидразин
МТКК - многоразовый транспортный
космический корабль
НВ - насос вспомогательного
компонента 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
гибридного топлива
РДТТ - ракетный двигатель
твердого топлива
РКС - регулирование кажущейся
скорости
РН - ракета-носитель
РСУ - реактивная система управления
С А - сопловой аппарат
СОБ - синхронное опорожнение баков
СУ — система управления
Т - турбина
ТГГ - твердотопливный газогенератор
САПР - система автоматизированного
про ектиров ания
CAP - система автоматического
регулирования
ТКК - транспортный космический
корабль
ТНА — турбонасосный агрегат
ТП - турбина пусковая
УВГ -углеводородное горючее
ЭНА - злектронасосный агрегат
ЭПК - злектропневмоклапан
ЭРД — электрический ракетный
двигатель
ЯРД - ядерный ракетный двигатель
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
силу для перемещения аппарата в пространстве путем преобразования
энергии собственного или внешнего источника в кинетическую энергию
отбрасываемой струи вещества. Для работы реактивного двигателя
можно использовать как вещество, размещенное на борту аппарата, так и
окружающую среду, т.е. среду, в которой движется аппарат. Струю
вещества, истекающую из реактивного двигателя, называют реактивной
струей, а силу, которая возникает вследствие ее истечения и передается на
аппарат, — реактивной силой. Реактивная сила представляет собой
равнодействующую газо- и гидродинамических сил, действующих на
внутренние поверхности реактивного двигателя при истечении из него
вещества.
Параметры и агрегатное состояние вещества до его подачи в
двигатель (т.е. исходного вещества) и в реактивной струе обычно
существенно различаются. Исходное вещество для создания реактивной струи может
находиться в газообразном, жидком или твердом состоянии и иметь
температуру, равную температуре окружающей среды.
Реактивная струя чаще всего представляет собой
высокотемпературную смесь газов. Вид используемого вещества во многом определяется
типом реактивного двигателя.
Одним из основных агрегатов реактивного двигателя является
камера; в ее начальной части вещество принимает состояние,
требующееся для создания реактивной струи, а в конечной — вещество
ускоряется, 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,
называемая соплом, обеспечивает преобразование энергии теплового
движения продуктов сгорания в кинетическую энергию реактивной струи.
Реактивные двигатели, используемые в настоящее время,
представляют собой широкий класс двигателей самого различного назначения.
Область их применения постоянно раширяется. Подавляющее
большинство реактивных двигателей используется на летательных аппаратах (ЛА)
различных типов.
Для создания реактивной силы необходимы:
а) источник первичной энергии, которая непосредственно или через
промежуточный вид энергии преобразуется в кинетическую энергию
реактивной струи;
б) вещество, которое в виде реактивной струи выбрасывается из
двигателя; это вещество в наиболее общем случае называют рабочим телом;
в) двигатель, т.е. устройство, обеспечивающее указанное
преобразование.
Рабочим телом или его составной частью могут быть:
а) газообразное или жидкое вещество окружающей среды,
например 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
вещества (например, керосина), подаваемого в камеру из бака аппарата
(вещество в твердом состоянии также может быть размещено
непосредственно в камере).
Первичная энергия запасается на борту аппарата в каком-либо
источнике 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
размещены на самом аппарате. Такие реактивные двигатели выделяют в
отдельный класс ракетных двигателей (РД).
Ракетным двигателем называют реактивный двигатель,
использующий для работы только вещества, имеющиеся в запасе на аппарате,
предназначенном для перемещения. Такой аппарат может быть летательным,
наземным или подводным. Наиболее широко ракетные двигатели
используют на Л А, 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
противопоставлять 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
среды с глубоким разрежением (с пренебрежимо малым давлением).
Указанные условия характерны для космического пространства; для
краткости в дальнейшем такую среду будем называть пустотой, имея в виду
условность 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
рабочего тела в двигатель.
К числу наиболее характерных двигательных установок относятся ДУ:
с жидкостным ракетным двигателем;
с ракетным двигателем твердого топлива;
с ядерным ракетным двигателем;
с электрическим ракетным двигателем.
Ниже рассматриваются только ДУ с жидкостным ракетным
двигателем. Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называют ракетный
двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидким ракетным
топливом (ЖРТ) называют вещество (совокупность веществ) в жидком
состоянии, способное в результате экзотермических химических реакций
образовывать продукты, создающие реактивную силу при истечении из
двигателя. При использовании жидких ракетных топлив экзотермические
химические реакции — реакции окисления (горения) или разложения —
протекают в камере сгорания или разложения с образованием
газообразных продуктов сгорания или разложения и выделением теплоты.
Введем ряд терминов.
Компонентом жидкого ракетного топлива (компонентом топлива)
называют отдельно хранимую и подводимую к камере ЖРД
составляющую ЖРТ. Компонент топлива может состоять из одного вещества или
смеси индивидуальных химических веществ. ЖРТ может быть одно- и
многокомпонентным, в основном двухкомпонентным; за рубежом
рассматривают 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
только одно топливо, которое используется также для вспомогательных
целей (привода турбонасосного агрегата, работы системы управляющих
моментов и сил и т.п.).
Вспомогательным ЖРТ называют жидкое ракетное топливо,
отличное от основного и применяемое только для вспомогательных целей.
Продукты сгорания или разложения вспомогательного ЖРТ часто
выбрасываются помимо камеры сгорания или разложения основной камеры.
Одним или несколькими компонентами многокомпонентного
вспомогательного топлива могут быть компоненты основного топлива.
В результате реакции горения происходит преобразование первичной
(химической) энергии топлива в энергию теплового движения (в
теплоту) , в результате чего образуются газообразные продукты сгорания,
обычно 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
системы подачи топлива и вспомогательных
устройств.
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,
баллона со сжатым газом 5 и пневмоклапана 4.
При открытии последнего сжатый газ
поступает из баллона в баки, в результате чего
давление 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
сгорания из сопла.
1.2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЖРД
К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся
следующие.
1. Тяга ЖРД — равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил
давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за
исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления.
Различают 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 кавдого из четырех блоков
первой ступени советской ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет
7,4 МН на земле и 8,06 МН в пустоте.
2. Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД) —
отношение тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД. Аналогично тяге
удельный 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
конструкции двигателя. Наибольшее значение удельного импульса имеют
кислородно-водородные ЖРД. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в
пустоте равен 4464 м/с, а на земле - 3562 м/с.
3. Удельная масса ЖРД — отношение массы залитого ЖРД к его
наибольшей 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
нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по
наибольшей 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
определенного 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
углеводородное горючее (в особенности керосин), а также азотный тетрок-
сид N2O4 (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
включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД,
соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового
включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного
включения кроме времени их работы (суммарного времени
непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также
минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например,
ЖРД J-2 третьей ступени РН "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
диапазоне 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 G,5 ч).
Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД
многократного 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 • 10* 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
большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее вре-
мя за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных
ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.
8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА
часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что
обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например,
тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 %Лшм-
На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттл" тяга всех трех ЖРД
SSME снижается примерно до 65 % РНОм ДО* уменьшения нагрузок на
корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно
перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно
снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g3.
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.
Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги
двигателя от времени его работы. Указанный параметр особенно важен для
ЖРД ИСЗ и КА, предназначенных для коррекции их траектории или
орбиты.
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,
нагрева) тем или иным способом. В электрических РД и ДУ рабочее тело в
реактивной 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
теплового движения (промежуточная энергия), называют термическими.
РД и ДУ, в которых первичная энергия преобразуется в
электрическую энергию (промежуточная энергия), называют электрическими.
Химической энергией обладают, как уже указывалось, вещества,
которые могут вступать в химические реакции, протекающие с выделением
теплоты и образованием газообразных продуктов.
Химические ракетные двигатели являются наиболее
распространенными и хорошо освоенными РД, компоненты топлива которых
одновременно 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
Общая классификация РД
Первичная
энергия
Общее название
класса РД и
класса ДУ
Название РД
Промежуточная
энергия
Общее название
класса РД и ДУ
Название
подклассов ДУ
Про межуточная
энергия
Название
подклассов ДУ
иДУ
С источником на борту ЛА
Химическая
Ядерная
Химические Ядерные
Энергия теплового
движения
Химико- Ядерно-
термичес-
термические кие
Химико-
электричес- :
кие
Ядерно-
шектричес-
кие
Энергия
теплового движения и
потенциальная
механическая энергия
сжатого газа (пара)
Термические
Холодного газа
Перегретого пара
-
Электрические
Механо-
термические
Электрическая
-
Таблица 1.1
С источником вне ЛА
Солнечная
Солнечные
Энергия
лазерного
излучения
Лазерные
Энергия теплового
движения
Солнечно-
термические
Солнечно-
электрические
Лазерно-
термичес-
кие
Лазерно-
электричес-
кие
В химических РД могут использоваться один, два и значительно реже
три компонента топлива, причем исходное агрегатное состояние
компонентов 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
установки, обеспечивающие основное увеличение скорости РН, 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
перевода 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
11
Таблица 1.2 на стационарную часто
используют двухимпульсный маневр и
Классификация химических РД соответственно два двигателя -
по исходному агрегатному
состоянию топлива перигеиныи двигатель, включае-
мый в перигее низкой орбиты и
обеспечивающий первое
приращение скорости спутника и его
вывод на переходную (проме-
~~ жуточную эллиптическую)
орбиту, и апогейный двигатель, вклю-
Исходное
агрегатное состояние
топлива
SSS ?вТдо^1ива
Газообразное Газотопливный чающийся в апогее переходной
Гелеобразное Гелетопливный орбиты и обеспечивающий второе
Псевдожидкое Порошкообразного приращение скорости и вывод
топлива спутника на стационарную орбиту.
Гибридное Гибридного топлива в №yxCTyneH4aT?x межорби-
тальных буксирах (МОБ),
предназначенных 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
перигейной, и апогейной ДУ.
Основной двигатель взлетной ступени спускаемого аппарата и
посадочного блока, осуществивших мягкую посадку на Луну и планеты
Солнечной системы, называют взлетным.
Рулевые (или управляющие) двигатели, или двигатели реактивной
системы управления (РСУ), представляют собой вспомогательные
двигатели, создающие управляющий момент дня управления угловым
положением ЛА.
Надобность в указанных двигателях для ступеней баллистических
ракет (БР) и РН отсутствует, если в ступени применены два и более
двигателей с карданным подвесом. При наличии в ступени одного двигателя
с карданным подвесом необходимы лишь двигатели для управления по
крену. Например, третья ступень РН "Сатурн-5" имела вспомогательную
ДУ из шести ЖРДМТ для управления по крену, а также дня управления
ступенью при пассивном полете по программе "Аполлон". При
шарнирной подвеске четырех основных двигателей ступени также отсутствует
надобность в двигателях РСУ.
При шарнирной установке четырех рулевых двигателей (такая
система применена на второй ступени FH "Восток" и "Союз")
обеспечивается управление ракеты по тангажу, курсу и крену. Если основной двигатель
или основные двигатели установлены неподвижно, то необходимы
двигатели РСУ для управления по всем трем осям.
Для поворота относительно заданной оси ориентации обычно
используют 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
двигателях, при этом отсутствует влияние на движение центра масс, т.е.
управление угловым положением КА при ориентации является самоцелью.
Двигатели РСУ при ориентации создают моменты, используемые для
разворота ИСЗ, КА или КК относительно той или иной оси при их
ориентации 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 РН или КА, который к тому же
смещается по мере расходования компонентов топлива из баков. Поэтому
всегда имеется заранее неизвестный возмущающий момент,
стремящийся отклонить РН или КА от заданного направления. Для компенсации
действия указанного момента при работе основного двигателя, а также
случайных атмосферных возмущений при подъеме РН необходимо
управление ее угловым положением в режиме стабилизации. Цель
стабилизации - не просто влиять на движение центра масс, а обеспечивать нужную
траекторию указанного движения. Управление угловым положением при
стабилизации является лишь средством для получения нужной
траектории 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,
создающие крутящий момент.
Для трехосной стабилизации ИСЗ, КА и КК (по тангажу, курсу и
крену) нужно иметь по меньшей мере шесть РД малой тяги (дня
обеспечения дублирования не менее двенадцати двигателей).
Двигатели коррекции обеспечивают коррекцию траектории ИСЗ, КА и
КК, т.е. некоторое изменение направления и скорости их движения.
Коррекцию осуществляют на основании результатов траекторных
измерений. При дальних полетах коррекцию траектории КА и КК обычно
проводят 2 ... 3 раза и более.
Часто основной двигатель может выполнять одновременно роль
двигателя коррекции.
Для некоторых связных ИСЗ оказывается необходимой коррекция
орбиты для синхронизации обращения спутника с суточным вращением
Земли и поддержания неизменного расположения трассы ИСЗ
относительно 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 Солнца,
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
центра масс.
Тормозные двигатели предназначены для торможения ЛА или его
частей. Основная составляющая тяги тормозного двигателя
направлена против вектора скорости ЛА. Тормозные двигатели обеспечивают
отделение отработавших ступеней РН, отделение ИСЗ, КА или КК от РН,
торможение при подлете к Луне или планете для выхода на орбиту их
спутника, торможение при сходе ИСЗ, искусственных спутников планет
(Луны) при сходе с орбиты или посадочных блоков ЮС при посадке,
мягкую посадку указанных ЛА на Луну или планеты, не имеющие
достаточно плотной атмосферы. Последние двигатели называют также
посадочными. Тормозной двигатель может бьггь одновременно и двигателем
коррекции.
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
оказывает вид подачи компонентов топлива в ЖРД. Различают ДУ с вьггеснигель-
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 JHA' необходимо иметь
газогенератор. В зависимости от того, выбрасывается ли отработанный
газ го 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
подачу 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
высококонцентрированная (80 ... 95 %) перекись водорода Н2О2. В настоящее время такие
вспомогательные ДУ применяют лишь в системах ориентации ступеней
некоторых японских РН.
В других вспомогательных однокомпонентных ДУ перекись
водорода 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
высоконадежных 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,
загрязнением окружающей среды при его производстве, а также в связи со
склонностью гидразина к детонации (например, при адиабатном сжатии паров
в магистрали ДУ на переходных режимах ее работы). ИСЗ и КА,
выводимые на орбиту в грузовом отсеке МТКК, считаются опасным грузом,
если их ДУ заправлена гидразином.
Однокомпонентные ДУ отличаются высокой надежностью. Например,
коррекция стационарной орбиты ИСЗ связи ATS-1 обеспечивалась с
помощью ДУ, в состав которой входили ЖРДМТ, работавшие на перекиси
водорода в течение очень длительного срока (более 19 лет), и
эксплуатация спутника была прекращена лишь после его израсходования в
баке ДУ.
Наиболее широко применяют двухкомпонентные ДУ, обладающие
более высокими энергетическими характеристиками по сравнению с од-
нокомпонентными ДУ. Но двухкомпонентные ДУ сложнее по
конструкции, 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
окислителя и горючего, что дополнительно усложняет систему трубопроводов
двухкомпонентной ДУ.
Трехкомпонентные ДУ относятся к числу перспективных.
2. По числу используемых топлив все ДУ, применяемые в
настоящее 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
другом топливе (например, (О2)ж + (Нг)ж). Такие ДУ называют
двухтопливными. Для них рассматривают применение только насосной подачи.
3. По особенностям используемых ЖРТ и их компонентов их
подразделяют:
по относительному значению давления насыщенного пара или
критической температуре;
по различному взаимодействию при контакте их компонентов;
по уровню энергетических характеристик ЖРТ;
по токсичности и коррозионной активности компонентов.
По относительному значению давления насыщенного пара или
критической температуре различают высококипящие, низкокипящие и
криогенные компоненты ЖРТ. \
Высококипящим компонентом ЖРТ называют компонент
ракетного топлива, имеющий при максимальной температуре в условиях
эксплуатации или хранения давление насыщенного пара ниже допустимого
уровня по условиям прочности топливных баков.
Высококипящие компоненты топлива могут длительное время
храниться в земных условиях (температура кипения значительно выше
нормальной температуры); к таким компонентам относятся,в частности,
керосин (RP-1) и этанол (этиловый спирт).
Высококипящие компоненты топлива можно хранить в
конденсированном состоянии в герметичных стационарных емкостях и топливных
баках без охлаждения компонентов, при этом практически нет потерь
на испарение.
Низкокипящим компонентом ЖРТ называют компонент
жидкого ракетного топлива, имеющий при максимальной температуре в
условиях эксплуатации или хранения давление насыщенного пара выше
допустимого уровня по условиям прочности топливных баков.
Низкокипящие компоненты топлива способны длительное время
храниться в космических условиях (температура их кипения лишь
немного ниже нормальной температуры); к таким компонентам топлива
относят, в частности, горючие пропан С3Н8 и аммиак NH3, а также такой
окислитель, как азотный тетраксид N2O4. 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
нормальных условиях ниже 100 К. Их нельзя хранить в
конденсированном состоянии в герметичных емкостях без охлаждения или возврата
конденсата.
Для исключения больших потерь на испарение баки и магистрали
криогенных компонентов топлива должны обладать эффективной и
обычно достаточно массивной теплоизоляцией, а при использовании в составе
КА требуется система конденсации испаряющихся компонентов, что
усложняет конструкции ДУ и требует затрат энергии. К криогенным
компонентам топлива относятся жидкие кислород, водород, фтор и метан.
По различному взаимодействию при контакте компонентов ЖРТ
подразделяют на самовоспламеняющиеся,
ограниченно-самовоспламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся.
16
Самовоспламеняющимся жидким топливом называют жидкое
ракитное топливо, воспламеняющееся при контакте компонентов в
жидком1, состоянии во всем диапазоне давлений и температур, имеющих
место при эксплуатации ЖРД; к самовоспламеняющимся топливам
относятся топлива N2O4 + ММГ, N2O4 + N2H4, N2O4 + НДМГ, а также все топлива
на основе фтора.
Несамовоспламеняющимися топливами являются все топлива на
основе кислорода, в том числе (О2)ж + керосин (RP-1) и (О2)ж + (Н2)ж.
По уровню энергетических характеристик ЖРТ можно выделить
топлива:
низкоэнергетические (с относительно низким удельным
импульсом — однокомпонентные и др.) ;
среди еэнергетические (со средним удельным импульсом- (О2)ж +
керосин (RP-1), N2O4 + ММГ и др.) ;
высокоэнергетические (с высоким удельным импульсом : (О2)ж+
+ (Н2)ж, (р2)ж+(Н2)жидр.).
По токсичности и коррозионной активности компонентов различают
ЖРТ:
на нетоксичных и некоррозионно-активных компонентах
топлива — (О2) ж, углеводородные горючие и др.;
на токсичных и коррозионно-активных компонентах топлива -
ММГ, НДМГ и особенно (F2) ж.
4. По развиваемой тяге различают ДУ:
малой тяги @,01 ... 1600Н);
средней тяги A,6 кН ... 10 МН);
большой тяги A ... 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
импульсные ДУ.
ДУ непрерывного действия могут быть с одноразовым и
многократным включением; у них время непрерывной работы значительно
больше времени выхода на номинальный режим и времени спада тяги.
УимпульсныхДУза коротким периодом работы следует также
короткий период, в течение которого двигатель выключен, причем указанные
периоды часто сменяют один другой. Импульсные ДУ необходимы, в
частности, 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
с неуправляемой тягой;
с относительно небольшим (±5 ... 10 %) диапазоном изменения т^ги;
со средним дросселированием (например, у ЖРД SSME до 65 %РН+М) ;
с глубоким дросселированием (например, до 10 %Рпом у посадо^юго
ЖРД лунной ступени КК "Аполлон").
6. По месту заправки компонентами топлива различают ДУ с
заправкой перед стартом и заправкой на заводе-изготовителе (снаряженные ДУ).
7. По степени связи баков и двигателей (блоков двигателей) в
составе ДУ (для ИСЗ, КА, КК или ступеней РН, имеющих блоки двигателей
одинакового или разного назначения, например основные (маршевые)
двигатели и вспомогательные двигатели (двигатели ориентации и др.) ДУ
подразделяют 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
баках 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
топлива маршевой ДУ ИСЗ или КА (она обычно имеет небольшое число
циклов работы) можно использовать для двигателей вспомогательной ДУ
(например, ДУ ориентации), для которых характерны очень малые
расходы компонентов топлива. В этом случае время ее работы можно
заметно 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
снизить стоимость указанных аппаратов. Поэтому во всех вновь
разрабатываемых зарубежных ИСЗ, КК и КА отдают предложение объединенным
ДУ.
Большим преимуществом объединенных ДУ является также то, что
в случае выхода из строя основного двигателя ДУ он может быть
отключен, а необходимый маневр выполняется с помощью вспомогательных
двигателей. Это существенно повышает надежность КА.
Примером объединенной ДУ являются блоки ДУ орбитального
маневрирования 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
горючего 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
1,836 до 1,643 МПа. Для этих целей имеются магистрали окислителя и
горючего для закольцовки баков ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ,
на которых установлены параллельно дублированные отсечные клапаны.
Указанная связь обеспечивает дополнительную гибкость и надежность
эксплуатации МТКК.
8. По способу обеспечения забора компонентов топлива баков
различают ДУ:
с использованием вспомогательных РД малой тяги (РДТТ или ЖРД)
для осаждения компонентов топлива в баках перед запуском в
условиях невесомости;
с разделительным устройством (например, упругой мембраной в
баках для ДУ с вьггеснительной 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,
обеспечивающие управление по тангажу, курсу и крену (в том числе путем
отклонения 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
значительно 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 (ИСЗ "Симфония").
Стабилизация вращением применяется для межорбитальных
буксиров (за исключением буксира IUS, где использована трехосная
стабилизация) . Стабилизацию вращением проще реализовать, чем трехосную
стабилизацию.
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
некоторые примеры дублирования и резервирования, в том числе при
описании схем конкретных ДУ.
Дублированные клапаны использовались на линии вытесняющего
газа 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
причине заклинит в закрытом положении, то компоненты топлива
перепускаются ко второму двигателю. Если клапан заклинит в открытом положении
или возникнет опасная негерметичность одного из двигателей, то
перекрываются 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 J1A ДУ
подразделяются 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,
заправляемая в баки, различна в зависимости от конкретной задачи
данного ЛА.
Характеристики ряда ЖРД ступеней ракет и КК приведены в
приложении.
1.4. ТРЕБОВАНИЯ К ДВИГАТЕЛЬНЫМ УСТАНОВКАМ
Эффективность использования ДУ в составе ЛА возрастает с
увеличением значения обеспечиваемой ею характеристической скорости.
Указанную скорость можно определить по известному уравнению
Циолковского: характеристическая скорость прямо пропорциональна удельному
импульсу 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
характеристической скорости является применение составной
(многоступенчатой) ракеты. Такие ракеты состоят из двух и более ступеней.
Многоступенчатые 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
исторические запуски кораблей-спутников "Восток", в том числе запуск первого
в мире пилотируемого корабля 12 апреля 1961 г. с космонавтом Ю.А.
Гагариным. Указанная ракета имеет продольное деление первой и второй
ступеней и поперечное деление второй и третьей ступеней.
20
Голодная часть с
приборным отсеком
Вторая
ступень
Основные
йлони
перВой
ступени
а 6
Рис. 1.2. Схемы двухступенчатых ракет:
а - с поперечным давлением; б - с продольным давлением; 1 - пироболты
Эффективность многоступенчатых ракет объясняется тем, что в
конечную массу ЛА согласно уравнению Циолковского входит только
конечная 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
компонентов топлива (рабочего тела) на последних ступенях уделяют
наибольшее внимание. Снижение массы ДУ достигается при обеспечении
компактности ее конструкции (все узлы и агрегаты ДУ размещают в возможно
меньшем объеме), при использовании конструкционных материалов с
высокой удельной прочностью и компонентов топлива с большой
плотностью. Эффективность возрастает, если непроизводительные затраты
компонентов топлива в период запуска двигателя малы, а после его
выключения в баках остается лишь малое количество неиспользованных
компонентов топлива.
ДУ должна обеспечивать возможность изменения тяги и создания
моментов и сил для управления траекторией полета ЛА.
Двигательная установка должна отвечать также следующим
требованиям:
1) высокая надежность, т.е. гарантия безотказной работоспособности
в течение заданного времени в заданных условиях. Особенно большие
требования предъявляют к надежности ДУ пилотируемых комплексов.
Например, обеспечение высокой надежности было важнейшим
требованием 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-носитель "Восток", обеспечивающая вывод на
орбиту 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 меньшая стоимость разработки. Указанная стоимость
в значительной степени определяется стоимостью изготовления ДУ (т.е.
стоимостью конструкционных материалов, затратами на разработку
технологий, оснащение производства технологическим оборудованием и на
собственно изготовление, сборку и контроль качества), а также стоимостью
доводочных испытаний (т.е. стоимостью узлов и агрегатов ДУ,
использованных для доводки; стоимостью компонентов топлива, испытательных
стендов; затратами на персонал для испытаний), включая стендовые
испытания 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.
Указанное 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.
Компоненты топлива и их продукты сгорания должны быть нетоксичными
(безвредными для человека, живых организмов и растительности); в
особенности это относится к ДУ, включающимся на земле и под водой. В
наибольшей степени этому требованию удовлетворяют ДУ, работающие на
жидком кислороде и жидком водороде. Однако в случае утечек
водорода при его определенной концентрации в воздухе могут возникать
взрывоопасные смеси.
Углеводородные горючие типа керосина и жидкий кислород как
компоненты топлива нетоксичны, а их продукты сгорания токсичны лишь в
некоторой степени из-за наличия окиси углерода СО, которую при
наземных 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(CH3J и их продукты сгорания, являются токсичными и
представляют опасность для обслуживающего персонала;
6) возможно меньшие габаритные размеры. Обычно имеются большие
ограничения по длине. Поэтому в ДУ КА ограничиваются реализуемые
значения отношения площади выходного сечения и минимального сечения
сопла Fa . Компактные по длине ДУ для ИСЗ, доставляемых в грузовом
отсеке МТКК, позволяют существенно снизить стоимость доставки ИСЗ
с ДУ на низкую околоземную орбиту, так как стоимость
транспортировки пропорциональна длине грузового отсека;
7) простота, дешевизна и безопасность перевозки, хранения и
предполетного обслуживания, а также неуязвимость при эксплуатации, т.е.
нечувствительность к внешним воздействиям, например к загрязнению
компонентов топлива, к различным ошибкам обслуживающего
персонала и т д.;
8) относительная простота схемы и реализующей ее конструкции и
технологичность. Процессы изготовления (штамповки, литья,
механической 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
агрегатов ДУ должна позволять использование неразрушающих методов
контроля (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 "Спейс Шаттл" должны быть
работоспособными при следующих максимальных условиях: ударная
нагрузка 1,5 g3; ускорение ±5 g3; акустические колебания 155 дБ;
давление окружающей среды 1 • 1ОГ10 мм рт. ст.; рабочие температуры для
всех элементов, кроме клапанов и электронагревателей, —40 ... +121 °С;
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
акустические) нагрузки на все элементы МТКК возникают в момент его
подъема со стартового устройства.
ЖРД МТКК должны обладать большим ресурсом работы для их
использования при возможно большем (до 100) числе полетов. Объем
послеполетного 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
основных ЖРД.
К ЖРД предъявляется требование блочности конструкции, т.е.
двигатель 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 % ?ном). Например, указанное время для ЖРД
Т-2 должно быть не более 1,5 с.
Если в состав ДУ входит несколько маршевых двигателей, то
разброс их тяги при работе на основном режиме, а также при запуске и
выключении 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
значительного 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
общим временем г = 5 • 104 с. Этот двигатель обеспечивал:
а) до четырех коррекций траектории КА при полете к Марсу;
б) торможение КА при подлете к Марс^ для вывода на орбиту его
спутника (г = 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
изменения скорости КА.
Конструкция ДУ, предназначенных для посадки КА на поверхность
других планет, должна допускать проведение химической и тепловой
стерилизации для исключения возможности занесения земных
микроорганизмов 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,
французский Национальный центр космических исследований (CNES) выдвинул
западноевропейским фирмам — разработчикам ЖРД НМ-60 для второй
ступени РН "Ариан-5" - следующие требования: минимальный риск
неудачной разработки; ориентация на созданный еще в 60-х годах аналогичный
ЖРД J-2 РН "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
характеристическая скорость, рассмотренная ранее. В первую очередь
выбирают топливо и тип системы подачи.
Тяга ДУ является заданным параметром, но тягу камеры можно
выбирать 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
обычно улучшаются условия смешения компонентов топлива, что приводит к
повышению полноты сгорания.
Выбор давления в камере сгорания зависит от типа подачи, но
независимо от этого при увеличении в ней давления рк возрастают скорости
химических реакций 7и это без снижения удельного импульса тяги
позволяет уменьшить относительную длину камеры сгорания. При увеличении
рк возрастает расходонапряженность камеры сгорания (отношение
массового 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
значениями удельного импульса тяги и плотности топлива, причем в разной
степени; поэтому возникает необходимость в комбинированном оценочном
параметре. Таким параметром является выражение /ypf, где с —
показатель, определяющий влияние плотности топлива на характеристическую
скорость. Максимуму характеристической скорости соответствует мак-
25
симальное значение выражения /ур?. На нижней ступени желательно
применение компонентов топлива с повышенной плотностью. Для
последующих 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
применено, в частности, на второй и третьей ступенях РН "Сатурн-5", на второй
ступени МТКК "Спейс шаттл" и РН "Энергия", а также на третьей
ступени французской РН "Ариан". Однако применение указанных компонентов
топлива в ДУ ИСЗ и КА, предназначенных для длительных полетов,
затрудняется из-за их быстрой испаряемости (требуется эффективная и
поэтому достаточно большая масса теплоизоляции баков); поэтому в
указанных ДУ используют хорошо освоенные, но токсичные и
достаточно дорогие компоненты топлива, например N2O4 + ММГ. Некоторые
другие особенности влияния выбранных топлив на ДУ приведены выше.
После выбора топлива проводят расчеты по оптимизации типа
подачи (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
удельный 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
характеристическая скорость ЛА уменьшается.
Влияние изменения удельного импульса и массы двигателя на
характеристическую скорость удобно оценивать массовым эквивалентом
удельного 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,
газогенераторов, агрегатов автоматики, агрегатов системы управляющих
моментов и сил, рамы, трубопроводов и вспомогательных узлов и
агрегатов.
К основным узлам и агрегатам ЖРД относятся камера, газогенератор,
26
агрегаты подачи (турбонасосный агрегат), топливные магистрали
(трубопроводы) и агрегаты автоматики.
Камерой жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД,
в котором компоненты топлива или продукты газогенерации в
результате 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
агрегат ЖРД, предназначенный для насосной подачи топлива в камеру и
газогенератор. 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
турбиной. Кроме основных ТНА в состав ЖРД включают в ряде случаев бус-
терные ТНА, устанавливаемые на входе в основные ТНА и
предназначенные для повышения давления на входе в насосы основных ТНА.
Газогенератором (ГГ) жидкостного ракетного двигателя (ЖГГ)
называют агрегат ЖРД, в котором основное или вспомогательное топливо
в результате экзотермических химических реакций преобразуется в
генераторный газ. Если в ЖРД два ТНА, то ЖГГ может быть два или один.
ЖГГ, вырабатывающие газ для привода турбин ТНА, называют
основными 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
магистрали от стыка с трубопроводом ступени, подводящим компонент топлива
к ЖРД, до входа в насос называют узлом подвода. Трубопровод,
соединяющий турбину ЖРД с дожиганием со смесительной головкой камеры,
называют газоводом.
Магистрали ДУ с вытеснительной подачей подводят компоненты
топлива из баков непосредственно в камеру. Если камера погружена в
топливные 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
гибкие участки (сильфоны, шланги).
В состав топливных магистралей и трубопроводов могут входить
фильтры, предназначенные для исключения попадания посторонних
частиц в агрегаты, перед которыми они размещены.
Агрегатом автоматики ЖРД называют установленное в ЖРД
устройство, обеспечивающее управление, регулирование или обслуживание
ЖРД. Указанные устройства могут быть механическими,
гидравлическими, пневматическими, электрическими, пиротехническими и т.д.
27
Агрегаты автоматики устанавливаются либо непосредственно на
камере, ЖГГ и ТНА, либо в топливных магистралях, трубопроводах и т.д.
К агрегатам автоматики ЖРД относятся клапаны, регуляторы,
сигнализаторы (реле) давления и электронагреватели. В состав клапанов и
регуляторов могут входит электро-, гидро- или пневмоприводы. В двигателях
с вытеснительной подачей основные клапаны устанавливают
непосредственно на смесительной головке камеры. В ЖРД с ТНА клапанов
существенно 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
компонента 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-
кокипящих компонентов топлива (например, гидразина).
Кроме основных узлов и агрегатов в состав ЖРД могут входить
узлы, обеспечивающие:
зажигание топлива в камере и ЖГГ (если топлива
несамовоспламеняющиеся); различают пиротехнические, электроискровые и
комбинированные воспламенители;
запуск турбины ТНА (пусковые твердотопливные ГГ, бачки с
пусковыми компонентами топлива, газовые баллоны) ;
продувку определенных полостей двигателя инертным газом
(азотом или гелием) при запуске и выключении двигателя (баллон с
продувочным 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
регулирования и управления, электрокабели), так и для оценки работы основных
узлов и агрегатов двигателя (телеметрические датчики, телеметрические
кабели);
защиту агрегатов двигателя от тепловых потоков, исходящих от
реактивной струи камеры (жесткие термозащитные экраны, мягкие
теплоизоляционные чехлы и тд,);
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
стороны, понижение давления рКУ что снижает удельный импульс и приводит
к большим размерам камеры, а с другой стороны, увеличение массы
топливных баков (из-за большой толщины их стенок), что ограничивает
область использования вытеснительной подачи двигательными
установками с относительно небольшими значениями /?.
Для возможно большего снижения массы баков ДУ с вытеснительной
подачей целесообразно применять компоненты топлива с повышенной
плотностью и композиционные материалы с повышенной удельной
прочностью 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 B0 МПа и более).
Это позволяет существенно уменьшить размеры камеры и повысить
удельный импульс двигателя. Поэтому ДУ с насосной подачей имеют
значительно меньшую удельную массу, чем ДУ с вытеснительной подачей.
Но сложность схемы и конструкции ДУ с насосной подачей (в
основном из-за наличия ТНА) вызывает большие затраты времени и средств
для достижения требуемой надежности. Соответственно возрастают
стоимость разработки и изготовления ДУ с насосной подачей, а также риск
неудачной разработки.
Однако стремление к максимальному снижению массы ДУ
приводит 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
электродвигателя 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
компонентов топлива N2O4 и ММГ для ЖРД тягой всего 4,45 Н для их
использования при летных испытаниях.
При проектировании конкретного ЛА наиболее эффективна та
система подачи (насосная или вытеснительная), которая при заданном
приросте скорости ЛА лК или при заданном значении /^ обеспечивает
меньшую массу залитой ДУ, т.е. большее отношение /г/гаду, если нет других
ограничений (например, по затратам, срокам разработки и т.д.).
Отношения IzlmRy над° сравнивать при оптимальных давлениях
в камере рк для насосной и вытеснительной подач. Оптимальному
давлению рк соответствует максимум отношения /^/тду при заданном
давлении ра.
Давление рк для двигателей с вытеснительной подачей обычно не
превышает 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
давления в камере ЖРД без дожигания A0 МПа) выбрано для ЖРД НМ-60,
разрабатываемого в Западной Европе.
Для ИСЗ, КА и КК ДУ с насосной и вытеснительной схемами
сравнивают по трем критериям: по приращению или уменьшению скорости
ЛА ДК, обеспечиваемому ДУ, и по массам залитой и сухой ДУ. При
сравнении по AV значения массы ДУ выбирают из условия одинакового
занимаемого ею объема. При сравнении по массам залитой и сухой ДУ
значение АV 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
применительно 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
подачей обладают преимуществом перед ДУ с вытеснительной подачей по всем
трем указанным выше критериям. В расчете для ДУ орбитального
маневрирования принят привод насосов с помощью турбины, работающей на
продуктах 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
насосной подаче, причем для привода насосов намечено применить также
электродвигатель с питанием от электрических аккумуляторов. Последние
подзаряжаются от солнечных батарей в периоды пассивного полета
межорбитального буксира. Расчеты по вариантам ДУ для указанного буксира
показали, что при насосной подаче масса сухой ДУ снижается на 505 кг
по сравнению с вытеснительной. Однако применение электрических
аккумуляторов становится неэффективным в тех случаях, когда необходимо
обеспечить очень высокий суммарный импульс (более 2,2 • itO H • с) при
работе ДУ в непрерывном режиме.
В целом ряде случаев критерием оптимизации является не
характеристическая скорость, а другие критерии: возможно меньшая стоимость или
возможно меньший срок разработки ДУ.
Выбор оптимальных параметров ДУ зависит от назначения ЛА.
Например, требования НАСА и Министерства обороны США к ракетам
существенно различны. НАСА требуются ракеты с малыми затратами на
изготовление и обслуживание, которые в той или иной степени можно
использовать 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
отмечалось, что для вытеснения компонентов топлива из баков можно
использовать заранее запасенный газ высокого давления, а также продукты
разложения 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
запасенный газ высокого давления. В этом случае наиболее легко обеспечить
многочисленные (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
маневров КА.
Твердотопливные газогенераторы пригодны лишь для ДУ с
одноразовым циклом работы и при относительно малом времени работы. В
крайнем 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.
Поэтому 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
монотонного падения давления в них; .
в) с дополнительной автономной подачей газа в баки в процессе
падения 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 р$ в процессе работы двигателя (рис. 2.1, а).
Заправка компонентов топлива в баки более полная при низких давлениях, но
при этом становятся существенными изменение коэффициента Кт и
ухудшение характеристик двигателя. Поэтому предпочтителен диапазон
давлений газа в баке 2,4 ... 1,0 МПа. В таких ДУ можно обеспечить начальный
коэффициент объемного заполнения баков компонентами топлива К у
примерно 55 % (т.е. 45 % начального объема занимает газ). При
указанном выше диапазоне снижения давления Рб удельный импульс
уменьшается примерно на 30 и 100 м/с для двигателей тягой 445 и 22,5 Н
соответственно.
Преимуществами таких ДУ являются простота, минимальная масса^
сухой ДУ, отсутствие баллонов высокого давления и редукторов
давления.
Изменения коэффициента Кт (например, в диапазоне 1,44 ... 1,85
для топлива N2O4 + ММГ) могут привести лишь к небольшому
изменению удельного импульса.
Для ДУ с большой массой компонентов топлива в баках
(несколько 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
подача обеспечивается при достижении в одном из баков заданного
минимального значения давления путем соединения газовой полости баков с
баллоном, содержащим газ высокого давления. Дополнительная подача газа
32
позволяет обеспечить более полную заправку баков компонентами
топлива, причем достигается меньший диапазон изменения давления на
входе в двигатель, что приводит к соответствующему улучшению
характеристик двигателя.
Для дополнительной подачи газа в баки срабатывают нормально
закрытые пироклапаны 7 и такие же клапаны 11 (см. рис. 2.1, 5),
предотвращающие соприкосновение паров окислителя и горючего до указанной
дополнительной подачи. После завершения указанного процесса подается
команда на срабатывание нормально открытых пироклапанов 9, при этом
герметизируется газовая область каждого бака и предотвращаются
проникновение паров компонентов топлива в гелиевый баллон и их
конденсация в нем. Кроме того, при этом дополнительно предотвращается
соприкосновение паров окислителя и горючего. Указанные особенности
особенно важны, если предусматривается многоразовое использование. В
схеме, приведенной на рис. 2.1, в, исключается надобность в обратных
клапанах.
Рис 2.1. Схемы ДУ с падением давления газа в баках:
а - с монотонным падением давления газа в баках; б - с дополнительной общей
подачей газа в баки в процессе монотонного падения его давления; в - с
дополнительной 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
пироклапаны; 8 - расходная шайба; 9 - нормально открытый пироклапан; 10 -
обратный 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
обеспечивается значение Ку, равное 80 %. Увеличение диапазона падения давления
или введение двухразовой дополнительной подачи газа (последнее,
естественно, соответственно усложняет схему ДУ) позволяет дополнительно
увеличить заполнение баков компонентами топлива.
Хотя выше рассмотрены схемы двухкомпонентных ДУ, следует
отметить, 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
падением давления газа в баках рассмотрены ниже применительно к
объединенным 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
работы 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 - д ре нажно-п ре до
хранительный 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
повышенной 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
обратные клапаны для герметизации полости баков при неработающей ДУ и
нормально открытые пироклапаны для герметизации полости баков в
конце работы ДУ (например, многоразового ИСЗ). Две ветви
последовательно дублированных редукторов давления обеспечивают повышенную
надежность ДУ, а отсечные клапаны, расположенные выше редукторов давления,
используются для предотвращения воздействия газа высокого давления,
если в этом возникает необходимость. Дренажно-предохранительный
клапан 4 предохраняет баки от воздействия чрезмерно большого давления
газа в случае выхода из строя редуктора давления.
Схема с общим регулированием давления в баках обеспечивает
точное 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
вытесняющего газа для каждого бака в обеих схемах автономные. Обратные
клапаны и нормально открытые пироклапаны в этой схеме
отсутствуют, соприкосновение паров окислителя и горючего исключается, но для
обеспечения той же степени надежности требуется большее число
редукторов давления. Такая схема более пригодна для ДУ с частым
включением, 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
оптимальное значение с целью максимального снижения массы баков.
Если давление в баках перед запуском ЛА довести до верхнего
предела 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".
Для обеспечения требуемых расходов компонентов топлива на
топливных 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,
работающие в различное время.
35
Рис. 2.3. Схема ДУ ИСЗ ШЕ:
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
бак!
бакп\
1 •
Блок Л
_— блок 6
Рис. 2.4. Схема объединенной ДУ "Марк-Н":
1 - основной двигатель тягой 445 Н; 2 - вспомогательный двигатель; 3 -
электрообогреватель блока фильтров и отсечных клапанов; 4 - электрообогреватель
магистрали; 5 - капилярно-заборное устройство; 6 - электрообогреватель топливного
бака; 7 - топливный коллектор; Т - датчик температуры; р - датчик давления
Примером объединенной однокомпонентной ДУ с монотонным
падением давления в баке является ДУ ИСЗ ШЕ, работающая на гидразине
(рис. 2.3). Гелий отделяется от гидразина упругой диафрагмой 1.
Давление гелия снижается в процессе работы ДУ в диапазоне 2,07 ... 0,69 МПа.
В ходе полета каждый блок вспомогательных камер и каждую из
основных камер можно заменить, используя разъемные соединения 2.
Основные камеры Б и Г являются дублирующими. В случае отказа
основных камер их могут дублировать вспомогательные камеры.
ДУ "Марк-И", 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
основной (корректирующий) ЖРД тягой 445 Н и три вспомогательных ЖРД
(ЖРД ориентации) тягой по 223 Н.
Для выравнивания давления в баках при заправке азотом газовые
полости баков соединяются через коллектор, а при эксплуатации на
орбите 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
Рис. 2.5. Схема объединенной ДУ ИСЗ
"Инсат":
1 - редуктор давления; 2 - ЖРД
маневрирования тягой 22 Н; 3 - апогейный
ЖРД тягой 490 Н
Блок А
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
фильтрами и пускоотсечными клапанами дублированы. В каждой паре баки
соединены друг с другом, причем они имеют общие датчики и заправочно-
сливной клапан. Топливные магистрали всех баков имеют общий
коллектор 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 пускоотсечных клапана.
Блоки камер могут включаться попарно (расположенные по диагонали) или
все вместе.
ДУ имеет также развитую телеметрическую систему (с датчиками
давления 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
высокой 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
неплотности 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
степени ухудшает компоновку и увеличивает сухую массу ДУ.
2.3.СХЕМЫ ЖРД С НАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ
Основные особенности схем. В схемах ЖРД с насосной подачей
компоненты топлива подаются из баков в камеру центробежными насосами,
приводимыми во вращение турбиной, которые вместе
составляют ТНА. Привод турбины осуществляется рабочим телом -
генераторным газом. В большинстве случаев генераторный газ вырабатывается в
специальной камере — ЖГГ, входящем в состав двигателя.
Основной особенностью всех схем с турбонасосной подачей
компонентов топлива является то, что топливные баки во время работы
двигателя 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
вполне обосновано. Рост рк, с одной стороны, позволяет увеличивать
экономичность двигателя, т.е. повышать удельный импульс путем увеличения
степени расширения газов в сопле рк/ра\ причем для двигателей первой
ступени РН увеличение рк — единственный способ повышения /?к/рд, так)
как давление на срезе сопла ра ограничено средним по траектории
атмосферным давлением и выбирается примерно
равными = @,4...0,6) • 105 Па.
С другой стороны, с ростом рк
уменьшаются 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
двигателя с меньшим рк и меньшей степенью
расширения.
Это обстоятельство приводит к тому, что
рост рк практически не сказывается на удель-
001Г1Па
Рис. 2.6. Газодинамические контуры камер сгорания
двигателей с одинаковыми значениями тяг в пустоте
и давления в срезе, но разными давлениями в
камере сгорания
38
= гш Рис. 2.7. Зависимость удельной массы
4 •РД-100 "сухого" двигателя от тяги
О 500 1000 1500 2000 4000 6000 Рп,кН
ной массе двигателя. Последняя в основном зависит от тяги, давления на
срезе сопла и вида компонентов топлива. Примерная зависимость т д =
= тл,в/рп приведена на рис. 2.7.
Таким образом, при насосной подаче с повышенным рк массовые
характеристики J1A в отличие от ЛА с двигателями с вытеснительной
подачей 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
системами подачи топлива.
Кроме приведенных на рис. 2.8 особенностей — признаков
классификации различных насосных схем двигателей — последние
классифицируются еще и по другим признакам, например по виду генераторного газа
(окислительный или восстановительный), охлаждающему компоненту
(окислитель или горючее или используются оба компонента), числу
камер и тд. Последний признак — число камер — имеет большое значение.
В этом отношении двигатели классифицируются на однокамерные,
многокамерные и блочные многокамерные.
Многокамерные отличаются тем, что имеют один ТНА, от которого
питаются все камеры. Причем камеры могут иметь разную тягу. Блочные
многокамерные состоят из нескольких автономных одно- или
многокамерных 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
основного ТНА имеют еще дополнительный — вспомогательный или бус-
терный ТНА.
39
Насосные схемы подачи без дожигания генераторного газа -
довольно распространенная схема ЖРД. Классификация двигателей с турбона-
сосной подачей топлива приведена на рис. 2.8. На рис. 2.9. схематично
представлены наиболее характерные ЖРД этого типа. Схема а отличается одно-
компонентным ЖГГ, работающим на разложении специального
вспомогательного, "третьего" компонента, например перекиси водорода. В
схеме б - тоже однокомпонентный ЖГГ, но работающий на разложении
какого-либо компонента основного топлива, например НДМГ. Схема в
отличается двухкомпонентным ЖГГ, работающим на основных компонентах,
сжигаемых в нем с большим избытком горючего.
Двигатели с
турд~онасосноп
подачей
X
без дожигания
генераторного
газа
ill
йй
|№
±_
С дожиганием
генераторного
газа
Способ получения
генераторного газа
ill
JS tl ^
lie
ill
11
p
ii
i
I»
ill
IS
Осоденности вшло-
па отработанного
генераторного газа
Количество
THA
is
II1
1
и
If
1
¦ ¦ ¦
/ THA
1
i
IP
Рис. 2.8. Общая классификация двигателей с турбонасосной подачей топлива
40
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
отработанного на турбине генераторного газа наружу через выхлопную систему.
Часто в конце выхлопной системы находятся реактивные сопла, на
которых "срабатывается" определенный перепад давлений, и они создают
заметную 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 охлаждение (см. рис. 2.9, в).
Несмотря на большое различие конкретных схем выброса
отработанного генераторного газа, все они имеют определенные потери удельного
импульса на привод ТНА. Эти потери могут быть оценены коэффициентом
«РТНА = 1-*г.г О Г11)'
'к
41
где mTS = fn rsl(m K + wr.r) _ относительный расход генераторного газа;
Л\г ~ удельный импульс выхлопной системы генераторного газа; /к -
удельный импульс камеры.
С учетом коэффициента <?ТНА эффективный удельный импульс
двигателя
'дв = /к ^ТНА
В крайнем случае, пренебрегая удельным импульсом, создаваемым
выхлопом генераторного газа, получим, что максимальное снижение
удельного импульса двигателя по сравнению с удельным импульсом камеры
определяется относительным расходом генераторного газа:
^дв =Л< A ~я*г.г)-
Устройство реактивного выхлопа, который в зависимости от
наружного давления может иметь Aг.г/1к) = ОД ••• 0,4, снижает потери на
привод ТНА и приближает эффективный удельный импульс к удельному
импульсу 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
обстоятельство и накладывает ограничение на предел обоснованному повышению
давления 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
определенных пределов. После этого прирост удельного импульса камеры уже
не компенсирует возрастающих потерь на привод ТНА. I
Поэтому снижение потерь на привод ТНА — важная задача. Она в
основном решается совершенствованием конструкции ТНА,
рациональным выбором его параметров и эффективной организации выхлопа
генераторного газа. У современных ЖРД без дожигания генераторного
газа максимальные рк находятся в пределах 10 ... 12 МПа.
W
20
30
рн,МПа
Рис. 2.10. Качественная зависимость удельного импульса от давления в камере
сгорания и области оптимальных рк для различных схем подачи топлива (ВП - вытеснн-
тельная подача)
42
Насосные схемы подачи с дожиганием генераторного газа. За
последние годы ЖРД с такими системами также получили большое
распространение. Общее, что их объединяет, - генераторный газ, полученный из
основных компонентов, после срабатывания на турбине ТНА, затем
направляется 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 <РТНА = 1 и
/дв='к.
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 -
температурой и видом газа (восстановительный или окислительный). Другое
ограничение может возникнуть из-за необходимости иметь слишком
большие давления подачи. Например, давление больше 60 ... 70 МПа по
техническим и технологическим причинам не всегда может быть надежно
обеспечено.
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
"классической " для неводородных ЖРД; окислительный ЖГГ, охлаждение
камеры горючим; схема б — схема водородного ЖРД; после насоса
горючего большая часть водорода направляется в восстановительный ЖГГ,
а меньшая часть — в охлаждающий тракт сопла, пройдя который, эта
часть водорода затем используется на организацию внутреннего
охлаждения (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
приводится во вращение восстановительным генераторным газом,
вырабатываемым в двух ЖГГ. Причем после насоса горючего большая часть
водорода направляется в ЖГГ, а меньшая часть — в охлаждающий тракт
камеры.
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
сгорания.
Схему д иногда называют предельной. Она отличается тем, что в двух
Г - окислительном и восстановительном — газифицируются оба
компонента. 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
значений 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
генераторного 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.
двигатели типа газ + газ (Г + Г) могут обеспечить достижение рк = 40 ... 50 МПа.
Эти значения рк 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
вектором тяги и раму двигателя. А в ДУ помимо перечисленного входят
топливные баки с их оборудованием.
Наиболее полно состав двигателя или ДУ отражается на так
называемой пневмогидравлической схеме (ПГС). На ней в наглядной форме
изображены все основные агрегаты и устройства двигателя или ДУ и их
соединения между собой функциональными гидравлическими,
пневматическими 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
зависимости от целей и задач неполнота ПГС может быть различной. Наиболее
упрощенной ПГС является схематическая, или структурная. На
структурной ПГС изображаются только главные агрегаты и устройства с их
основными, 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
подачей?
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
дожиганием?
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
обслуживанию и подготовке к запуску, сам запуск, выход и работа на режи-
45
ме, его изменения, останов и другие операции осуществляются
автоматически, т.е. без участия человека. Автоматическая работа двигателя
обеспечивается системой автоматики, которая является необходимой частою
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
последовательного включения различных агрегатов, элементов и систем
двигатель "выводится" на заданный режим работы. Во втором случае
система 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
обслуживание двигателя, например перед запуском осуществлять контроль
заправки различных емкостей жидкими и газообразными компонентами, давления
в них, положения и состояния различных агрегатов, элементов и систем
двигателя и их готовности к запуску и тл.
Из всех этих функций автоматики непосредственными ее задачами
являются:
1) регулирование и изменение значений тяги и соотношения
компонентов;
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
технические средства, которые включают совокупность различных агрегатов,
механизмов, конструктивных элементов и специальных систем. Эту
совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и
обслуживание двигателя обычно и называют автоматикой ЖРД.
Среди устройств автоматики наиболее многочисленными являются
клапаны, дроссели и регуляторы; пневмо- и гидравлические системы,
электрическая сеть. Сюда же входят различные датчики и измерители давления,
расхода, температуры и тл. Наконец, в системе автоматики могут ?ыть
специальные счетно-решающие устройства, микропроцессоры и ЭВМ.
Заметим, устройств автоматики в современных двигателях может быть
несколько десятков, и они составляют 20 ... 25 % массы двигателя, а
иногда и больше.
Наиболее многочисленными устройствами автоматики являются
агрегаты управления - клапаны. Они устанавливаются на отдельных
участках различных трубопроводов, по которым движется поток рабочих тел —
жидких или газообразных. Их назначение — обеспечить либо полное
герметичное разделение двух участков трубопроводов, либо частичное. В
соответствии с этим клапаны имеют два или три положения: в первом слу-
46
чае — двухпозиционный клапан с положениями "Закрыто" или
"Открыта", во втором случае — трехпозиционный клапан с промежуточным
положением "Частично открыто".
По типу привода клапаны могут быть пневматические,
гидравлические, электромеханические и электромагнитные. Для одноразового
срабатывания широко используются пироклапаны (с пироприводом).
Клапаны подразделяются на отсечные (запорные), дренажные,
предохранительные, заправочные, сливные и обратные. Отсечные клапаны служат для
отсечки потока рабочего тела, движущегося по трубопроводу. Дренажные
клапаны используются для выпуска наружу паров компонента или газов
из отдельных участков трубопроводов, полостей или емкостей.
Предохранительные клапаны автоматически открываются при превышении
давления 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
жидкости или газа только в одном направлении.
В схемах многих двигателей однократного использования часто
используются так называемые мембранные клапаны. Их особенность состоит
в том, что в исходном положении участки трубопроводов разделены
мембраной. В нужный момент, например при запуске, мембрана
разрывается либо специальным устройством, либо под действием определенного
давления на участке трубопровода..
Менее многочисленны, чем клапаны, агрегаты регулирования —
дроссели и регуляторы. Назначение первых - плавное изменение местного
гидравлического сопротивления на отдельных участках трубопроводов.
Назначение вторых — поддержание или изменение по определенному закону
или программе расходов компонентов или их давления на
соответствующих участках трубопроводов.
Для управления клапанами и регуляторами, а также выполнения
операций при запуске и останове двигателя в состав автоматики могут
входить 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
устройства, необходимые для функционирования схемы двигателя.
Например, важными элементами являются трубопроводы пневмо- и
гидросистем автоматики, фильтры, арматура. Наконец, к автоматике можно
отнести 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
достаточно 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 срабатывав
ния, включения и выключения различных агрегатов и систем,
необходимые для запуска, перехода на другие режимы работы и останова,
обеспечиваются автоматикой управления самого двигателя.
Подача команд производится бортовой либо наземной системой
управления ЛА, которая в зависимости от программы, траекторных и
других данных вырабатывает соответствующие команды и посылает их
непосредственно устройствам автоматики управления двигателем. В этих
случаях схема двигателя имеет жесткую или "встроенную" программу
управления, осуществляемую автоматикой двигателя. ,'
С развитием ракетной техники и появлением двигателей
многократного использования, во-первых, значительно усложнились схемы и
конструкции двигателей и, во-вторых, значительно возросло значение
выполняемых ЛА задач.
В этих условиях возникает необходимость непрерывного управления
двигателем по сложным и гибким программам. Такое управление
может осуществлять специальная система управления двигателем,
имеющая в своем составе ЭВМ. Она включает установку в различных точках
трубопроводов и агрегатов многочисленных датчиков, измеряющих
различные параметры: давление, расход, температуру, частоту вращения,
а также частоты и уровни амплитуд вибраций, значения зазоров
вращающихся элементов ТНА, деформаций напряженных элементов
конструкций и тл. Показания датчиков непрерывно считываются системой
управления. Эти данные анализируются и сравниваются с их заданными
предельными 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
управления двигателем SSME, схема которой приведена на рис. 3.1. Основой
системы управления двигателем здесь служит специальная ЭВМ,
называемая контроллером. Контроллер выполняет большой круг задач: 1) об^
печивает связь двигателя с управляющей ЭВМ ЛА; 2) производит по
программе предстартовую проверку состояния двигателя, его систем и
агрегатов и их готовность к запуску; 3) осуществляет контроль положения
и состояния клапанов и блока зажигания; 4) выполняет всю
последовательность операций по запуску двигателя - захолаживание трубопроводов,
заполнение полостей насосов компонентами, предварительную
продувку полостей за главными клапанами, включение зажигания и тд.; 5)
управляет 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
обеспечивает необходимое регулирование его параметров; 7) выявляет нештатные
ситуации в системах и агрегатах двигателя и предпринимает меры,
обеспечивающие штатное продолжение работы; 8) после завершения полета пе-
48
|||
|||
бортовая 38М
управления
космическим кораблем
Пара
двига
*>—*•
•т »»
метры *
теля \
манды
ЗВМ
управления
двигателем—
контроплер
-—*~
Механизмд/ привода
регуляторов
и клапанов
Информация
о параметрах
овигате/гя
Команды на изменение
положения исполнительных
механизмов
Рис. 3.1. Схема системы управления двигаталем SSME многоразового транспортно-
космического корабля "Спейс шаттл"
редает в бортовую ЭВМ управления ЛА всю информацию о рабочих
характеристиках и состоянии двигателя, его агрегатов и систем для
последующего 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
регулятора давления — одна из многих вариантов. Как видно из рисунка,
регулятор состоит из нескольких последовательных элементов - звеньев.
Объектом регулирования (ОР) 1 является гидравлический контур, через
который протекает расход тпри давлении на выходе р. Из-за влияния
различных 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
элементом является чувствительно-сравнительное устройство (ЧСУ).
Назначение ЧСУ - измерять текущее значение регулируемого параметра р,
которое поступает сюда по линии обратноей связи 5, сравнивать его
значение с заданным р3ад и вырабатывать сигнал, пропорциональный значению
49
от СУ*
г
3
ч
Рис 3.2. Общая схема к состав регулятора:
а - объект регулирования; б - наглядная схема регулятора давления; в - одна из
схем ЧСУ с механическим заданием ^зад» 1 ~ объект регулирования; 2 - ЧСУ; 3 -
преобразовательно-усилительное устройство с сервоприводом; 4 - исполнительный
механизм; 5 - линия обратной связи; СУ - система управления
рассогласования Др = р3ад — р. В данном случае этим сигналом служит
перемещение штока золотника (см. элемент 3).
Значение р зад может задаваться: а) постоянной настройкой
регулятора, которая не изменяется в полете; б) системой управления двигателем,
которая в полете может перенастраивать значение р3ад в соответствии с
траекторными и другими данными.
Следующим элементом является преобразовательно-усилительное
устройство 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
служит заслонка. Исполнительный механизм, который в соответствии с пере-
мещением штока (в данном случае сервопривода) изменяет свое
положение, воздействует на текущее значение регулируемого параметра —
давления 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
работают по принципу его изменения. Поэтому все они оснащены
дросселями, у которых затворные устройства (а их конструкций большое
множество) переставляются сервоприводом в то положение, при котором
обеспечивается 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
трубопровода 1. Чувствительно-сравнительное устройство 2 замеряет текущее
значение разности давлений Ар — рх — р2, которой, как известно,
пропорционален квадрат расхода, и сравнивает с ее заданной величиной Ар . В
соответствии с рассогласованием б Ар = (Арзад ~ &Р) звено 3
вырабатывает "указание" на изменение положения дросселя 4. Точность работы
такого регулятора 2 ... 4 %.
На рис. 33, б показана более совершенная и сложная схема
регулятора расхода, В данной схеме измерительным элементом является
вертушка или турбинка 1, помещенная в поток. Расход пропорционален ее
частоте вращения. Чувствительно-сравнительное устройство 2 сравнивает
сигнал, пропорциональный частоте вращения турбинки п, с заданной ее
частотой вращения я3ад и вырабатывает сигнал, пропорциональный
рассогласованию An = («зад — п). В соответствии с его значением звено 3
дает указание на изменение положения дросселя 4. Точность работы
такого регулятора может достигать 1 ... 2 %.
Регулирование тяги двигателя практически может осуществляться
несколькими путями.
1. Регулирование расхода компонентов, поступающих в ЖГГ. Такая
б
'зад
Рис. 3.3. Схемы регуляторов расхода:
о - измерительный элемент - трубка Вентури; б- измерительный элемент -
турбинка или вертушка; 1 - измерительный элемент; 2 - чувствительно-сравнительное
Устройство; 3 - преобразовательно-усилительное устройство с сервоприводом; 4 -
исполнительный механизм
51
ВошпаноЩ
тельный W Г
ЖГГ
Рис. 3.4. Схема регулирования тяги
путем регулирования расходов
компонентов в ЖГГ на основе
регуляторов давления (регулятор тяги Рр
и регулятор соотношения
компонентов Ptfmr#r) и изменения
соотношения компонентов камеры по
указанию системы опорожнения
баков (СОБ) с помощью регулято-
Р
т
Ок - окислитель; Г - горючее;
НО - насос окислителя; НГ - насос
горючего; Т - турбина; СУ -
система управления
схема приведена на рис. 3.4. Она относится к двигателю без дожигания
генераторного хаза, получаемого в двухкомпонентном ЖГГ. Регулятор
тяги Рр здесь является обычным регулятором давления. Он устанавливает-
ся на трубопроводе питания окислителем восстановительного ЖГГ,
расход которого в этом случае наименьший. Одновременно с регулятором
тяги на трубопроводе питания горючим ЖГГ устанавливается еще один
регулятор давления - корректор соотношения компонентов Р*тг г-
Регулятор тяги, поддерживая заданное давление подачи окислителя
на входе в ЖГГ и изменяя его по командам системы управления,
регулирует 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 компоненте в ЖГГ Эта схема
приведена на рис. 3.5. Она используется в двигателях с дожиганием
генераторного газа, если требуется регулирование тяги в небольших
пределах по верхнему значению, например 5 ... 8 % номинального ее значения.
Рис. 3.5. Схема регулирования тяги путем регулирования соотношения компонентов
в ЖГГ на основе регулятора давления - регулятор тяги Pp. Схема изменения
соотношения компонентов камеры по указанию счетно-решающего устройства (СРУ)
расхода компонентов — регулятор соотношения компонентов Р^
52
Здесь регулятор тяги ?Р также является регулятором давления
подачи, в данном случае горючего в окислительный ЖГГ. В этой схеме
регулятор 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
Вместе с тем регулятор по сигналу системы управления может
изменять свою настройку и тем самым изменять заданное соотношение
компонентов Ктг г зад. Изменение Ктг г Зад приводит к изменению
термодинамических параметров генераторного газа, главным образом,
произведения (RT)r г, в соответствии с которым будет изменяться
располагаемая мощность турбины и далее последовательно будут изменяться
давление подачи компонентов в камеру двигателя, давление в камере
сгорания и тяга.
Естественно, при таком регуляторе изменение KmTT возможно в
ограниченном диапазоне. Максимальное значение (#wr#r)max
ограничивается возрастанием температуры генераторного газа, что становится
опасным для турбины, особенно в случае окислительного ЖГГ;
минимальное значение (A*mr.r)miii также ограничивается главным образом
ухудшением смешения, появлением даже в окислительном ЖГГ твердой
фазы — углерода — и, наконец, прекращением горения. Поэтому эта
схема регулирования тяги из-за температурных ограничений генераторного
газа имеет очень ограниченные пределы ее изменения по сравнению с
номинальным 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
?Рок и РРг. Регулятор ?Рт поддерживает заданное давление подачи
горючего в камеру сгорания или его изменяет в соответствии с "указаниями"
Ок
От СУ
От СУ
Рис. 3.6. Схема регулирования тяги и соотношения компонентов путем регулирования
давления подачи компонентов на входе в камеру на основе регуляторов давления
РРок"РРг
Рис. 3.7. Схема регулирования тяги и соотношения компонентов путем регулирования
расходов компонентов на входе в камеру на основе регуляторов расхода Р^ ,
53
системы управления. Регулятор Р Рок поддерживает и изменяет
давление подачи окислителя в камеру сгорания в соответствии с давлением
подачи горючего.
Оба эти регулятора давления практически являются регуляторами
расходов компонентов. Поддерживая или изменяя давление подачи
компонентов 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
одновременно роль и регулятора тяги и соотношения компонентов.
4. Регулирование расходов компонентов, поступающих в камеру
двигателя. Эта схема представлена на рис. 3.7. Здесь, как и в предыдущем
случае, на трубопроводах окислителя и горючего перед входом в
камеру установлены регуляторы расходов - Рток Ляг- Эти регуляторы,
поддерживая 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
соотношения 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
соотношения компонентов в камере Кт в тех пределах, в которых она надеж/
но работает с высокими энергетическими показателями, надежным
охлаждением и устойчивостью рабочего процесса; б) для обеспечения в
конце работы двигателя одновременной выработки окислителя и
горючего из баков или доведения невыработанных остатков компонентов в
баках до минимума.
С целью обеспечения одновременной выработки компонентов из
баков в схему двигателя вводится еще один специальный регулятор —
регулятор соотношения компонентов ?кт системы опорожнения баков,
устанавливаемый на одной из линий питания камеры компонентом. На
рис. 3.4 и 35 показаны две такие схемы. В обеих схемах регулятор
соотношения 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
специальный расходомер компонентов, который установлен на входе в
насосы. Датчиками расходов компонентов служат вертушки-турбинки,
сигналы с которых поступают в счетно-решающее устройство. Последнее,
анализируя данные по расходам, подает сигнал на регулятор Р кт
уменьшить или увеличить гидравлическое сопротивление и тем самым
увеличить 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 кт.
Заметим, при введении в схему двигателя специального регулятора
соотношения компонентов системы опорожнения баков рабочее
соотношение компонентов в камере двигателя будет по времени
изменяться в определенных пределах. Это обстоятельство необходимо учитывать
при проектировании и отработке камеры двигателя.
3.3. НАДЦУВ БАКОВ
Центробежные насосы ТНА для нормальной работы без кавитации
требуют создания определенного давления на входе в насос:
рС2
Рвх> РН+ — + ЛРз-
Это давление определяется давлением насыщенных паров жидкости
р//, зависящим от вида жидкости и ее температуры, и скоростным
напором потока рС^/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,
тихоходный и крупногабаритный насос будет иметь меньший скоростной напор
на входе. Составляющая &р3 - конструктивный запас.
Таким образом, если учесть гидравлическое сопротивление входной
магистрали ^рВх> то ДО* бескавитационной работы насосов ТНА
давление на выходе из баков должно быть в соотношении
Рб >
Это давление создается специальной вытеснительной подачей, назы-
j ваемой системой наддува баков. Следовательно, при насосной подаче
' топлива ДУ имеет и вытеснительную подачу. Основное отличие
системы наддува от вытеснительной подачи топлива — небольшое давление
в баках, которое редко превышает значение
Рб< @,2...0,5) МПа.
¦
При проектировании системы наддува баков большое внимание
уделяется снижению ее массы. Поэтому важное значение придается всем
техническим путям усовершенствования системы наддува,
направленным на снижение ее массы.
Схемы наддува баков можно классифицировать по способу
получения вытесняющего газа — рабочего тела системы наддува.
1. Газовый аккумулятор давления. Вытесняющий газ получается
55
редуцированием сжатого газа высокого давления, находящегося в
баллоне — 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
криогенным компонентом, например в бак жидкого кислорода. Редуцированный
холодный газ перед поступлением на наддув бака проходит через
теплообменник. 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
уменьшает расход, т.е. запас газа. Все это вместе взятое заметно уменьшает
массу системы наддува баков.
2. Жидкостная испарительная схема наддува. Вытесняющий газ
получают 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, устанив/
ленном на ТНА, подается в теплообменник, встроенный в выхлопной узел
турбины. Из теплообменника газообразный и подогретый азот через
обратные 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-
Гашдраэный
азот (гелий)
Рё.ок
Plr
I Г~-\
Сжатый
гелий
На вход 8
насосы
Рис. 3.8. Схемы наддува баков с газовым аккумулятором давления:
а - простая вытеснитсльная схема; б - с хранением баллона со сжатым азотом
(гелием) при низкой температуре криогенного компонента и с последующим его
подогревом в теплообменнике
56
рые испаряются в теплообменнике, расположенном в газоотводе
двигателя с дожиганием генераторного газа.
На рис. 3.9, в показана схема, в которой вытесняющий газ - водород,
используемый для наддува водородного бака, получается газификацией
водорода в охлаждающем тракте камеры.
3. Газогенераторная схема наддува. Вытесняющий газ получается в
специальных "наддувных" ЖГГ из основных компонентов топлива
двигателя. Наддув бака с окислителем требует получения окислительного
генераторного 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
двигателя без дожигания. Это создает определенные трудности в
организации рабочего процесса (рис. 3.10,5).
На рис. 3.10, в показана схема, в которой наддувный газ
получается в газогенераторе-смесителе. В качестве одного компонента исполь-
Е-
Р/.ак
:}г~-.
Pl.t
**Часть
на завесу
охпаждения
Рис. 3.9. Испарительные схемы наддува баков:
о - 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
компонентом служит жидкое горючее, если основной генераторный газ —
восстановительный. При смешении жидкого компонента с основным
газообразным дополнительный жидкий компонент частично сгорает, а
частично испаряется. В результате температура наддувного газа снижается до
требуемой.
4. Безгазогенераторная схема наддува. При самовоспламеняющихся
основных компонентах топлива вытесняющий газ наддува может
получаться непосредственно в самих баках. Для этого на поверхности
жидкости в баке одного компонента распыливается небольшое количество
другого компонента. В результате химических реакций непоср?дствен-
Окислитепьный
ЖГГ
Восстановительный
^ wrr
Предварительный
надауд а
Низкотемпературный
окислительный
генераторный газ на
наддув дака Ок
1-я зона
горения
1-я зона
смешения
Ч
основного
досстано
дательного
ЖГГ
тГ
В
Низкотемпературный
восстановительный
генераторный газ
на над дуд дака Г
Рис. ЗЛО. Газогенераторные схемы наддува баков:
а - типичная ПГС двигательной установки с газогенераторной схемой наддува; б -
схема двух компонентно го 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
трудности. Во-первых, конструктивное решение системы распыла
противоположного 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,
находящегося в ТГГ. Естественно, продукты сгорания для наддува бака
окислителя должны иметь окислительную, а для наддува бака с
горючим - восстановительную природу. Кроме того, их температура должна
быть сравнительно низкой, приемлемой как для конструктивных
элементов баков, так и для жидких компонентов. Такая схема наддува
приведена на рис. 3.11.
Несмотря на простоту конструкции и очень хорошие массовые
характеристики, эта схема наддува пока не получила большого
распространения. Основная трудность — разработка рецептур твердых топлив,
которые бы удовлетворяли всем требуемым характеристикам.
6. Схема наддува совместно с бустерным насосом. В последнее
время стремление еще больше снизить массу двигательной установки при-
ZOk".
- Г -
Рис 3.11. Наддув баков продуктами сгорания, подучаемыми в твердотопливных
газогенераторах (ТГГ):
1 - ТГГ с окислительным генераторным газом; 2 - ТГГ с восстановительным
генераторным газом; 3 - клапан, поддерживающий давление в баке не свыше Рбтах
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
гидротурбине; 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 бжа (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
увеличивать 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
превышающее давление насыщенных паров жидкости, что также, как показывает
практика, позволяет заметно улучшить массовые показатели ДУ по
сравнению 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 вхо(д
в основной насос ТНА, например, БТНА окислителя двигателя SSME (см.
рис. 3.12).
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-
рулсвое сопло "крена"
60
б) газообразным компонентом, например водородом, который
после срабатывания на турбине привода, направляется в систему
газифицированного основного расхода водорода, например, БТНА горючего
двигателя SSME;
в) генераторным газом, отбираемым от основного ЖГГ. После
срабатывания на турбине привода газ может направляться в камеру на
дожигание либо использоваться для наддува бака и привода рулевых
сопел, например, управления креном (см. рис. 3.13).
3.4. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
Для управления ЛА в полете двигатель имеет систему управления
вектором тяги (УВТ). Система УВТ должна создавать относительно центра
масс ЛА три момента: курса, тангажа и крена. Эти моменты можно
создавать разными путями, выбор которых определяется требуемыми
значениями моментов, а также принципиальной и конструктивной схемой
двигателя.
Наиболее распространенные схемы УВТ следующие. Двигатель
однокамерный. Система УВТ здесь может быть в трех вариантах (рис. 3.14).
1) основная камера - неподвижная; УВТ осуществляется четырьмя
Рис. Э.14. Схемы создания управляю-
щих моментов системой УВТ при
однокамерном двигателе:
о - основная камера - неподвижная,
УВТ осуществляется четырьмя
поворотными соплами или специальными
рулевыми камерами; б - основная
камера - неподвижная, УВТ
осуществляется восемью неподвижными
соплами; в - основная камера
установлена на карданном подвесе; г -
перераспределение расхода газа; 1 -
основная камера; 2 - рулевые сопла;
3 - карданный подвес камеры; 4 -
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
схема пригодна для управления только верхних ступеней РН, работающих
практически в безвоздушном пространстве, и космических кораблей.
Если при такой схеме двигателя требуются большие моменты,
например, дня управления полетом первой ступени РН, то вместо поворотных
сопел надо установить поворотные рулевые камеры. Последние работают
на тех же компонентах, что и основная камера и могут питаться от
основного 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 РН 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
креном, момент которого может быть значительно меньшим, чем два
других, вполне достаточно двух-четырех сопел, работающих на
генераторном газе. Вследствие того, что два главных момента здесь
обеспечиваются тягой основной камеры, эта схема вполне пригодна и для первой
ступени РН.
Двигатель многокамерный. В зависимости от числа камер схемы
получения управляющих моментов могут быть разными (рис. 3.15).
Однако в любом агучае эти схемы позволяют создавать все три
управляющих 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,
позволяющей их качание на угол до 8 ... 10° в одной плоскости. Это
"классическая" схема двигателя, спроектированная с учетом системы УВТ (рис. 3.15,
*);
2) пятикамерная блочная. Четыре боковых двигателя, как и в
предыдущем случае, поворотные, а центральный - неподвижный. Это
схема двигательной установки первой ступени РН "Сатурн-5" (рис. 3.15, б):
3) восьмикамерная блочная. Четыре боковых двигателя -
поворотные, а четыре внутренних — неподвижные. Это схема двигательной
установки первой ступени РН "Сатурн" 1ВМ (рис. 3.15,в).
Многокамерная двигательная установка со специальными рулевыми
камерами. На рис. 3.15, г показана схема УВТ двигательной установки
первой ступени РН "Восток" и его модификаций. Ракетоноситель состо-
62
Рис. 3.15. Схемы создания
управляющих моментов системой УВТ при
многокамерных двигателях:
а - четыре основные камеры
установлены на опорах, позволяющих им
качаться в одной плоскости; б —
пять камер, из которых
центральная неподвижная, четыре боковых
качаются в одной плоскости каждая;
в — восемь камер, из них четыре
центральные неподвижные, четыре
боковые качаются; г - схема УВТ
РН "Восток"; 1 - основная камера;
2 - рулевые двигатели
ит из четырех боковых и центрального блоков. Каждый блок снабжен
четырехкамерными двигателями. Управляющие моменты создаются
поворотными рулевыми камерами, которые питаются от основных ТНА:
на боковых блоках установлено по две рулевые камеры с внешней
стороны, 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
работает на нестационарных режимах: включаются и выключайся
многочисленные клапаны, возникают гидравлические удары и вибрации; при
запуске 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
происходят при неуправляемом изменении соотношения компонентов как по
сечению смесительной головки, так и в среднем по камере. Это может
приводить к возникновению колебаний давления, хлопкам и сильным
вибрациям конструкции. При запуске (а также и при останове) может быть
так называемый заброс давления в камере выше его номинального
значения, 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
значений.
Все эти явления при неблагоприятных их сочетаниях приводят к
разрушению 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
давления (Фк/^Оср и перегрузка п = (рктах/Ркм)- Об* эти параметра
определяют "жесткость" запуска, т.е. характер нарастания инерционных
перегрузок, определяющих прочность как элементов конструкции
двигателя, так и ЛА в целом. При нормальном или "мягком" запуске обычно
(dpK/dt)Cf = 15...20 МПа/с и w ^ 1,0. Если (dpK /tff)cp = 25...30 МПа/с
и п ъ 1,1х..1,20, имеет место "жесткий" запуск, который не всегда
допустим.
Наконец, важной характеристикой запуска является количество
расходуемого топлива ДД/3 из баков ЛА за период запуска. У современных
двигателей это значение должно быть в пределах АМ3 < @,3...0,4) т .
64
Эти параметры строго оговариваются в технических условиях на
проектирование двигателя.
В общем случае запуск ЖРД можно представить в виде трех
последовательных 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
линиях окислителя и горючего, полостей камеры и ЖГГ инертным газом —
азотом или гелием.
2. Включение системы подачи компонентов - ТНА, состоящее из
следующих операций:
а) раскрутка ТНА;
б) включение в работу ЖГГ;
в) открытие главных клапанов на линиях подачи окислителя и
горючего в камеру. Открытие главных клапанов и клапанов подачи
компонентов в ЖГГ может происходить не одновременно. Этим обеспечивается
строго установленная для каждого двигателя последовательность
поступления окислителя и горючего в камеру сгорания и ЖГГ или так
называемое опережение компонентов.
3. Включение камеры двигателя — собственно запуск, состоящий из
следующих операций:
а) заполнение компонентами трубопроводов и полостей камеры за
отсечными 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
устанавливаются промежуточный и основной режимы работы камеры.
Здесь рассмотрена последовательность и содержание этапов при
наиболее общей схеме запуска двигателя, работающего на
несамовоспламеняющихся компонентах. В других случаях содержание этапов запуска может
отличаться от указанного выше, некоторые операции могут происходить
параллельно и в другой последовательности. Основные различия
содержания 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
устройств компонентов в баках вместе с наддувом могут включаться
специальные двигатели, например, твердого топлива для создания
продольного ускорения.
3-1758 65
При некриогенных, т.е. высококипящих компонентах, исколючает-
ся операция захолаживания трубопроводов и полостей насосов.
При самовоспламеняющихся компонентах нет специального
устройства зажигания и, естественно, нет операции по его включению.
Иногда исключают и предварительную продувку полостей за главными
клапанами.
При запуске двигателей со сравнительно небольшой тягой (Р < 50...
60 кН) операции заполнения полостей ТНА и его раскрутка могут
совмещаться, 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 РН
вывод камеры на режим полной номинальной тяги осуществляется через
несколько промежуточных ступеней или непрерывно, но плавно с
растяжкой по времени до 4...5 с.
Если на режиме наддув баков осуществляется от специальных
наддувных ЖГГ, то на втором этапе вводится операция включения в работу этих
ЖГГ.
Отличаются в большей или меньшей степени запуски двигателя с
дожиганием и без дожигания генераторного газа. Порядок запуска каждого
двигателя имеет свои особенности и схема его запуска индивидуальна
(спроектированная и экспериментально отработанная только для данного
двигателя). Тем не менее все три указанных этапа запуска всегда
присутствуют.
Останов. Останов двигателя характеризуется несколькими
параметрами. Одним из них является время останова. Это время с момента
подачи 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
режиме останова и его так называемый разброс. Последним называется
отклонение импульса последействия от его среднего — номинального значения,
вызываемого различием условий работы двигателя.
Эти величины, т.е. время останова, импульс последействия и его
разброс, также строго регламентируются техническим заданием на
проектирование двигателя.
Останов двигателя в общем случае происходит в два этапа.
1. Начальный, или подготовительный период останова. На этом
этапе выполняются следующие операции:
а) перевод двигателя на пониженный режим — режим останова;
б) выключение системы подачи — останов ТНА. Для этого
закрывают 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
полостей 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
трубопроводов. Затем происходит полное опорожнение объема камеры от
продуктов 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
отличаться от приведенной выше. Эти отличия определяются
особенностями схемы двигателя, компонентами топлива, условиями эксплуатации,
специальными требованиями.
При двигателе со сравнительно малой тягой (Р < 50 кН) может
отсутствовать 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
непродолжительное время, то могут отсутствовать операции продувки и дренажа
полостей ТНА.
В некоторых случаях, особенно если значение импульса
последействия и его разброс не имеют большого значения, могут отсутствовать
операции 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
двигателя 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
последовательность команд, развернутая во времени, назьюается циклограммой
запуска или останова. Она изображается в виде графика либо таблицы.
На рис. 4.1 представлен упрощенный график циклограммы запуска
двигателя.
При запуске включаются: ЭПК-1 — открытие клапана на продувку
камеры и ЖГГ азотом; ЭПК-2 — прорыв мембран Ml, M2 — входные
клапаны и начало заполнения полостей насосов компонентами; ЭПК-3 —
открытие клапана воздуха высокого давления на пневматическую
раскрутку ТНА; ПП-1, ПП-2 — открытие пироклапанов подачи окислителя и
горючего в ЖГГ, при этом обеспечивается некоторое опережение
поступления окислителя; МЗ, 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
соответствующих пироклапанов подачи компонента в ЖГГ и камеру; ЭПК-1 —
включение продувки азотом полостей за отсеченными клапанами.
Азот на
продувку -> HPfcHI
перед за- &0о
пуском ЭПК1
Воздух г
Высокого^ _
давления *-
ЭПКЗ
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 - элсктропневмоклапан; 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
опорожнения баков; РКС - регулирование кажущейся скорости
68
Последовательность команд на "срабатывание" тех или иных
элементов системы запуска и останова может осуществляться, например,
с помощью специальных реле времени. Вместе с тем подача команд
контролируется и блокируется специальной системой блокировки:
разрешение на передачу и исполнение каждой последующей команды
происходит только после получения сигналов от специальных датчиков,
контролирующих 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
включение всех систем в работу.
Приемов и методов раскрутки ТНА много. Все они могут
классифицироваться 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
баллонов, имеющих вытеснительную подачу. После раскрутки ТНА и
подъема давления за насосами работа ЖГГ переключается на питание от
основных трубопроводов, а пусковая система отключается. По этой схеме
раскручивается, например, ТНА двигателя РД-219.
Эта схема позволяет обеспечить многократный запуск. Для этого
достаточно 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
компонентов 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
обеспечивает 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
установка КТДУ-35, разработанная в ОКБ A.M. Исаева и применяемая на
космических кораблях "Союз" и орбитальной станции "Салют".
69
Работа поршневого насоса должна быть исключительно надежной,
так как в случае незапуска повторный запуск невозможен, так как
пусковые 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 РН. Например, такая схема запуска основного ЖГГ
осуществлена на двигателях РН "Восток" (рис. 4.2, в).
Рассмотренные схемы раскрутки ТНА применяются главным обра-
ЖГГ
J
Рис. 4.2. Схемы раскрутки ТНА от основного ЖГГ, в которг м поступают пусковые
расходы компонентов:
а - из пусковых бачков; б - из пусковых поршневых насосов; в - от наземной
системы
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
приведенные выше схемы раскрутки ТНА потребуют также значительных
пусковых расходов. Это приведет к большому росту массы и габаритных
размеров пусковых устройств. Здесь лучше подходит следующая простая
схема.
4. Пусковые расходы в основной ЖГГ поступают по основным
трубопроводам под действием гидростатического давления и давления
наддува 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
компонентами открываются главные клапаны. Компоненты под действием
гидростатического давления столба жидкости в поле земного или
динамического ускорения и давления наддува в баках устремляются по
трактам в ЖГГ и камеру. Причем ввиду более короткого пути, и
благодаря специальным конструктивным и схемным решениям (если это
необходимо) первыми компоненты поступают в ЖГГ. После начала горения
в ЖГГ генераторный газ поступает на турбину и далее по газоводу в
камеру. 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
номинальных значений. Ввиду простоты технического решения схема
"самопуска" получила большое распространение. Тем более, что эта схема
обеспечивает также и многократный запуск в полете. По такой схеме
осуществляется запуск двигателей РД-253, SSME и др.
Раскрутка ТНА по этой схеме наиболее пригодна для двигателей с
дожиганием генераторного газа. Запуск двигателя без дожигания встречает
определенные трудности. Это объясняется тем, что турбина ТНА
двигателя 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
"самотека" в ЖГГ в начальный период в нем образуется очень мало генераторного
газа и создается очень малое давление. Во многих случаях этого
недостаточно: турбина либо очень медленно раскручивается, либо даже не
страгивается с места.
Однако преимущества раскрутки ТНА "самопуском" столь велики
(техническая простота, многоразовость пуска и плавность выхода на
режим) , 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
турбине, которые бы более эффективно работали в пусковой период.
Естественно, схема пуска несколько усложняется, вводятся
дополнительные конструктивные элементы, а также клапаны и их автоматика.
Зато принцип самопуска ТНА и всего двигателя оказывается вполне
пригодным и для двигателя без дожигания. Например, американский
двигатель F-1 (без дожигания) запускается по этой схеме. --
Раскрутка турбины ТНА от стартерного газогенератора — это
распространенная схема пуска одноразовых двигателей без дожигания
генераторного 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
аппарат на турбину и быстро ее раскручивают. Давление компонентов за
насосами повышается, и по достижении определенного значения включа-
Ок
ГГГ
жгг
Рис. 4.3. Схема раскрутки ТНА от
ТНА стартерного ТГГ
Рис. 4.4. Схема раскрутки ТНА
специальной стартерной турбиной -
стартерным турбоблоком
Он
Стартерный
турдойлок
" Окислительный
ШГГ
72
ются клапаны подачи основных компонентов в ЖГГ. Причем, если
компоненты несамовоспламеняющиеся, то предварительно должно
включаться 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
основной ЖГГ, на котором завершается выход двигателя на режим.
Эта схема раскрутки вполне надежная, и поэтому она довольно
распространена, особенно для запуска двигателя со сравнительно небольшой
тягой (Р < 100... 150 кН). Причем, если на турбине установить
несколько стартерных ТГГ, например 2...4, то можно осуществить
соответственно 2...4-кратный запуск в полете.
Раскрутка стартерным ТГГ турбины ТНА двигателя с дожиганием по
приведенной схеме практически не применяется. Это 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
произойдет их догорание с соответствующим, хотя и кратковременным,
повышением температуры. Поэтому такой способ раскрутки турбины двигателя
с дожиганием не применяется. Это проще осуществить с помощью
специальной стартовой турбины.
Раскрутка ТНА от специальной стартовой турбины. В этой схеме на
оси ТНА конструктивно установлен специальный стартовый блок -
турбина с ТГГ. Ось стартовой турбины соединяется с осью ТНА через
муфту сцепления (рис. 4.4). Работа схемы состоит в следующем. После
включения ТГГ раскручивается стартовая турбина, которая через муфту
сцепления 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
надежна и обеспечивает быстрый A,5...2,0 с) запуск двигателя. Если стартерный
блок оборудовать несколькими ТГГ, то можно обеспечить и
многократный запуск в полете. Для устройства многоразового запуска со многими
пусками удобно вместо ТГГ применить стартерный ЖГГ, питаемый
пусковыми 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
надежная схема запуска. От бортовой сети или наземнного оборудования сжа-
73
тый газ поступает в газовод основного ЖГГ и, пройдя через сопловой
аппарат турбины, ее раскручивает.
Основной недостаток этой схемы - большой расход газа (в 2...3 раза
больший, чем расход генераторного газа). При запуске двигателя первой
ступени РН от наземной системы это не так важно. Однако при запуске
двигателя от бортовой сети (вторая и последующие ступени) для
раскрутки турбины на борту должен быть достаточный запас газа. Если
требуется осуществить только один запуск, то это может быть не так
обременительно, но при нескольких запусках масса системы газового аккумулятор-
pa 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
организация воспламенения топлива в двигателях, работающих на
несамовоспламеняющихся 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
задержка 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
порций топлива. Чем полнее смешение и ближе коэффициент избытка
окислителя к единице в смеси топлива, тем меньше задержка его
воспламенения;
времени опережения поступления окислителя и горючего
относительно друг друга. При некотором опережении поступления одного из
компонентов в камеру сгорания или ЖГГ характер запуска может стать более
спокойным;
7емпературы, поступающих первых порций компонентов, а также дав-
74
ления в полости камеры сгорания и ЖГГ в этот момент. Чем меньше
температура 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
форсунки и их первичному перемешиванию, температуре компонентов,
давлению в полости камеры сгорания уделяется большое внимание при
проектировании 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
несамовоспламеняющихся компонентов. Рассмотрим некоторые из них, получивших
наиболее широкое применение.
Химическое зажигание. Имеются две схемы конструктивного
выполнения такого зажигания.
Первая схема представлена на рис. 4.5, а. Здесь в трубопроводе
горючего перед камерой выделен или "врезан" объем, отделенный
прорывными мембранами от остальной части трубопровода. Этот объем
заполняется пусковым горючим, которое самовоспламеняется с используемым в
двигателе окислителем. Например, при азотнокислотном окислителе —
смеси Н NO3 и N2O4 — самовоспламеняющимся компонентом обычно
служит смесь триэтиламина (С2Н5KМи ксилидина (СН3JС6Н3ЫН2. При
открытии главного клапана горючего, последнее устремляется по
трубопроводу и заполняет его. При определенном давлении последовательно
разрываются обе мембраны, и пусковое горючее первым поступает в
камеру сгорания и там самовоспламеняется с поступившим окислителем.
Поступающий затем расход
основного горючего с окислителем
зажигается от продуктов
сгорания 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
запуска.
Рис. 4.5. Схемы химического
зажигания:
9 - одноразовая; б - многоразовая;
1 - капсула с
самовоспламеняющимся компонентом с данным
окислителем; 2 - газовый аккумулятор
Давления; 3 - пусковая форсунка
Вторая схема представлена на рис. 4.5, б. Здесь в составе двигателя
имеется специальная пусковая система: бачок с пусковым горючим,
которое 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 (C2H5KAL и триэтнл-
бора(С2Н5KВ.
При запуске с открытием главного клапана окислителя открывается"
и клапан подачи пускового горючего в форсунку. Происходит
самовоспламенение и образование очага горения — запального факела. После
поступления в камеру основного горючего, последнее воспламеняется от
этого факела. Как только камера вышла на рабочий режим, подача
пускового горючего прекращается, а пусковая форсунка переключается на
питание основным горючим.
Эта схема запуска также надежна. Основное ее достоинство -
возможность осуществления многократного запуска в полете. По этой схеме
запускаются многие двигатели, например, двигатель F-l PH "Сатурн-5".
В этом двигателе для зажигания используется смесь, состоящая из 85 %
триэтилбора(С2Н5K В и 15 % триэтилалюминия (C2H5KAL, которая
самовоспламеняется 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 а б. В данном случае в
камеру 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-
Рис. 4.6. Пиротехнические схемы зажигания. Расположение пирозапального
устройства ПЗУ:
а - на стартовом столе; б - на сопловой заглушке; в - на корпусе камеры
сгорания 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 -
электроискровая свеча; 4 - смесительная головка камеры
сгорания
пени РН ПЗУ располагается непосредственно
на стартовом столе (см. рис. 4.6, я), а для
двигателей верхних ступеней ПЗУ может
укрепляться на заглушке сопла (см. рис.
4.6,6).
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
двигателя. 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
пиротехнического заряда. Этот факел легко воспламеняет смесь основных
компонентов, поступающих через смесительную головку в камеру
сгорания и ЖГГ.
Пиротехническое зажигание работает вполне надежно. Основной его
недостаток - однократность запуска. По этой схеме запускается
многокамерная двигательная установка РН "Восток".
Электроискровое зажигание используется главным образом при
запуске кислородно-водородных двигателей. Одна из схем
электроискрового зажигания представлена на рис. 4.7. Здесь в центре смесительной
головки находится гнездо, в котором располагается запальный блок. Есть
также конструкции, при которых запальный блок устанавливается сбоку
камеры сгорания и ЖГГ.
Запальный блок представляет собой камеру, в которую через
форсунки поступают газообразные пусковые компоненты — кислород и
водород. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой
свечой, установленной в камере пускового блока. Если подобрать
определенное 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,
например, в двигатель SSME американского ракетоплана "Спейс шаттл".
Недостатками электроискрового зажигания являются: необходимость
иметь запас пусковых газообразных компонентов; мощное
электропитание; 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
принципов 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
заполнены криогенными компонентами в жидком состоянии, так как в
случае отсутствия захолаживания порции криогенных компонентов при
контакте со стенками более "теплой" конструкции будут перегреваться и
газифицироваться. 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
длительное время) приведет к неорганизованному смешению, образованию
взрывоопасных газовых и газожидких смесей, горению с неуправляемым
изменением соотношения компонентов как в пространстве камеры, так и
по времени. Все это вместе взятое приведет, в лучшем случае, к
пульсациям 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
охлаждающий тракт камеры при кислородно-водородном двигателе или
кислорода в полость форсуночной головки при кислородно-углеводородном
двигателе.
Схемы захолаживания могут быть разными, они выбираются в
зависимости от назначения двигателя и вида компонента. Главное при их
выборе — они должны обеспечивать высокую эффективность и иметь
минимальные потери компонентов.
На рис. 4.8, а показана схема захолаживания
кислородно-углеводородного двигателя первой ступени РН. Здесь захолаживание осуществляется
проливкой криогенным компонентом — килородом — входного
трубопровода 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
г*т
Охлажденный Не
от казенной
системы
Рис. 4.8. Схемы захолажнванмя двигателя при работе на криогенных компонентах:
а - пролив кой жидкого кислорода под давлением наддува и гидростатического
напора; 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 —
рециркуляционный насос — трубопровод — полость насоса — бак. Для
этого в схеме имеется специальный рециркуляционый насос с
электроприводом. 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 на стартовой
позиции через магистрали, подлежащие захолаживанию, пропускается от
наземных устройств охлажденный до нужной температуры газообразный
гелий. После захолаживания магистралей последние заполняются
жидкими криогенными компонентами тоже практически без потерь.
Двигатели второй ступени и последующих можно захолаживать
непосредственно перед стартом от наземных устройств. Затем полости
заливаются жидкими криогенными компонентами. Они также имеют постоянный
дренаж за борт во время полета до включения данного двигателя.
Естественно, для уменьшения потерь компонентов на дренаж все захолажива-
емые трубопроводы и полости насосов должны иметь хорошую
теплоизоляцию.
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 РН "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
общего ТНА. Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород,
горючее - углеводородное типа керосина. Номинальное соотношение
компонентов Кт = 2,47. Вспомогательный компонент - 82 %-ная перекись
водорода. Тяга и удельный импульс на земле соответственно
составляют Рн = о = 821 кН» 1н = 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
номинальной тяге - 140 с.
Работа пневмогидравлической схемы двигателя. Компоненты из баков
через входные клапаны поступают в насосы. ТНА состоит из двух
основных одноступенчатых шнекоцентробежных насосов с двухсторонним
входом и двух вспомогательных одноступенчатых центробежные насосов:
подачи перекиси водорода в ЖГГ и жидкого азота в испаритель,
встроенный в выхлопном коллекторе турбины. Газифицированный азот из
испарителя поступает на наддув баков.
Турбина ТНА — двухступенчатая активная, работает на
генераторном газе, получаемом в однокомпонентном ЖГГ путем каталитического
разложения перекиси водорода — специального вспомогательного
топлива. Это обстоятельство — характерная особенность этого двигателя.
Генераторный газ имеет температуру около 830 К и после
срабатывания 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
окислителя 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
клапан перекиси водорода; 17 - редуктор (регулятор) давления подачи перекиси
водорода; 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
компоненты топлива поступают в камеру: окислитель непосредственно в
смесительную 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 но определенным ступеням как при
запуске, так и при останове. Перед входом в ЖГГ установлен
пуско-отсечной 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,
которым 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
поступает сжатый азот. Система обеспечивает также продувку камеры.
Запуск двигателя осуществляется следующим образом. После пред.
верительного захолаживания и заливки компонентов в полости насосов
и трубопроводы до главных клапанов от наземной системы подается
перекись водорода в ЖГГ. Образующийся генераторный газ
раскручивает турбину. По достижении определенного значения давления подачи
компонентов последовательно открываются три позиции главных клапанов:
пусковая, предварительная и полная тяга. Одновременно с этим питание
ЖГГ переходит с наземной на основную систему подачи перекиси
водорода.
Зажигание компонентов осуществляется ПЗУ, которое на штырях
вводится через сопла в камеры сгорания. Штыри закреплены на
стартовой конструкции. Применение ПЗУ - также характерная деталь данного
двигателя.
На РН "Восток" кроме двигателей РД-107, устанавливаемых на
четырех боковых блоках, имеется еще двигатель РД-108 центрального
блока. Его схема и конструкция аналогична двигателю РД-107, за исключением
того, что он имеет четыре рулевые камеры. Незначительно отличаются и
параметры этих двигателей. После выработки топлива в боковых блоках
последние отделяются, а центральный блок продолжает полет. С этого
момента его двигатель становится двигателем второй ступени РН. 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 РН "Космос". ПГС этого двигателя
приведена на рис. 5.2.
Общие данные и основные параметры. Двигатель — однокамерный.
Топливо — жидкий кислород и НДМГ, номинальное соотношение
компонентов Km = 1J5. Использование НДМГ с кислородом - важная
особенность двигателя. Тяга и удельный импульс в пустоте соответственно
составляют 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
входные клапаны поступают в полости насосов. ТНА состоит из двух шнеко-
центробежных одноступенчатых насосов и двухступенчатой активной
турбины. 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
трубопроводам и выбрасывается наружу через три блока неподвижных
выхлопных оопел реактивной системы УВТ. Блоки сопел снабжены
газораспределительными клапанами с электроприводами, которые обеспечивают
получение управляющих моментов. Еще одна особенность двигателя —
высокая степень утилизации отработанного генераторного газа, который
82
15
Рис. 5.2. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-119:
1 - камера; 2 - рулевые сопла; 3 - газораспределитель; 4 - отсечный пироклапан
окислителя; 5 - смеситель; 6 - трубопровод горючего камеры; 7 - ЖГГ; 8 -
теплообменник-испаритель; 9 - турбина; 10, 16 - пуско-отсечные клапаны подачи
горючего соответственно в камеру и ЖГГ; 11 - насос горючего; 12 - насос окислителя;
13 - пусковой клапан окислителя; 14 - азотный редуктор; 15 - баллон со сжатым
азотом; 17 - редуктор (регулятор) 'давления подачи горючего в ЖГГ; 18 -
трубопровод подачи горючего в ЖГГ; 19 - отсечной клапан горючего камеры; 20 -
трубопровод подачи 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
перепуска (см. рис. 5.2).
Жидкий кислород из насоса через пусковой клапан 13 и отсечной
ч^ироклапан 4 поступает в торцевую полость смесительной головки.
Горючее — НДМГ — из насоса через пускоютсечной клапан 10 поступает в
охлаждающий тракт камеры. Охлаждение - наружное проточное,
осуществляется горючим; внутреннее — низкотемпературным пристеночным
слоем, образованным смесительной головкой и поясом завесы, который
установлен перед входом в сопло. Из охлаждающего тракта горючее
проходит через еще один отсечной пироклапан и затем поступает в полость
смесительной головки. Здесь же подогретое в охлаждающем тракте
горючее отбирается в ЖГГ, в который оно поступает через регулятор тяги или
регулятор давления 17 и пускоютсечной клапан подачи НДМГ и ЖГГ.
Кроме того, из тракта горючего перед входом в охлаждающий тракт
камеры отбирается расход горючего на завесу охлаждения, который
регулируется специальным регулятором.
83
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,
испаряясь, 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
окислителя 4 и горючего 10 имеют пиропривод.
Запуск двигателя проиходит следующим образом. После
предварительного захолаживания насоса окислителя от наземной системы
происходит его заливка жидким кислородом. Перед запуском производится
также заливка и насоса горючего. По команде "запуск" включается
горение твердотопливного заряда, размещенного в полости ЖГГ. Продукты
сгорания заряда, во-первых, раскручивают ТНА и, во-вторых,
разогревают 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
устремляются в камеру и ЖГГ. Зажигание компонентов в камере
осуществляется пирозапальным устройством, которое введено через сопло и
закреплено на сопловой заглушке. Для лучшего горения пирозапала объем
камеры предварительно наддувается азотом до определенного давления.
Важным фактором, облегчающим запуск двигателя, является его
включение в момент, когда двигатель первой ступени еще работает и
создаваемое 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
смесительной головкой и обеспечивают четкий останов без заметного догорания
натекающих в камеру сгорания из полостей компонентов.
Двигатель РД-111. Этот двигатель разработан ГДЛ - ОКБ в 1959 -
1962 гг. для первой ступени РН. Схема ПГС представлена на рис. 5.3.
Общие данные и основные параметры. Двигатель четырехкамерный,
питаемый от одного ТНА. Камеры устанавливаются на раме на
подшипниках, позволяющих им качаться в одной плоскости. Путем
соответствующих отклонений камер от номинального положения создаются все три
управляющих момента системы УВТ. Подвеска камер на опорах с
подшипниками - первая особенность этого двигателя. Топливо - жидкий
кислород и углеводородное горючее типа керосина. Тяга и удельный импульс
на земле соответственно составляют/3^ = о = 1407 кН, /# = о = 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
входные клапаны из баков поступают в насосы. ТНА состоит из двух
одноступенчатых шнекоцентробежных насосов с двухсторонним входом.
Турбина двухступенчатая активная, работает на восстановительном
генераторном газе, вырабатываемом в двухкомпонентном ЖГГ путем сжигания
основных компонентов топлива - кислорода и керосина с большим из-
10 11 12 13
Рис. 5.3. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-111:
1,2- главные пуско-отсечные клапаны; 3 - пороховой стартер; 4 -
дроссель-регулятор системы опорожнения баков; 5, 16 - электроприводы; 6, 7 - насосы
соответственно 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 пневмосистемы (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
системы регулирования тяги; 22 - камеры; а - вход горючего; б - вход окислителя;
в, г - выход газов для наддува баков; д - вход сжатого воздуха от бортовых
баллонов; е - вход сжатого воздуха от наземной установки
85
бьггком последнего. Отвод отработанного генераторного газа производится
через выхлопную систему, заканчивающуюся расширяющимся насадком.
Использование двухкомпонентного ЖГГ, работающего на основных
компонентах топлива, - другая особенность этого двигателя.
Из насосов через главные пуск о отсечные клапаны кило рода и
керосина 1 и 2 жидкий кислород направляется непосредственно в
смесительную головку, керосин — в охлаждающий тракт камеры, из которого затем
поступает в полость головки.
За насосами, перед главными пуско-отсечными клапанами,
производится 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
командным 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
помощью 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 пускоотсеч-
ных клапанов.
Наддув баков здесь осуществляется следующим образом. Бак
окислителя наддувается газообразным кислородом, получаемым испарением
жидкого кислорода в теплообменнике, в который поступает также
генераторный газ из ЖГГ. Последний, пройдя теплообменник, охлаждается
и далее поступает на наддув бака с горючим. Устройство специального
испарителя, который одновременно "вырабатывает " газы для наддува
обоих баков, является также особенностью этого двигателя.
Запуск двигателя. После предварительного захолаживания и заливки
полостей насосов компонентами топлива включается стартовый
твердотопливный газогенератор (ТГГ), который раскручивает ТНА. По
достижении определенных давлений подачи открываются соответствующие
клапаны, 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-1. Этот двигатель разработан фирмой "Рокетдайн" в
1959 - 1966 гг. для первой ступени РН "Сатурн-5". Схема его ПГС
двигателя приведена на рис. 5.4.
Общие данные и основные параметры. Двигательная установка РН
"Сатурн-5" состоит из пяти двигателей F-1, установленных на общей раме.
Центральный двигатель — неподвижный, а четыре боковых могут
отклоняться на угол ±6° в одной плоскости и тем самым обеспечивать
управление движением РН 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
/>#= о = 6>77 мн> 1н = 0 = 2603 м/с> а в пустоте ?я = 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:
высота 5,6 м, диаметр 3,8 м. Продолжительность работы 168 с.
Работа пневмогидросхемы. Компоненты топлива из баков через
входные клапаны поступают в насосы окислителя и горючего. ТНА двигателя —
одновальной схемы; он состоит из двух осецентробежных
одноступенчатых насосов и двуступенчатой активной турбины. Турбина расположена
консольно рядом с насосом горючего; она работает на
восстановительном генераторном газе. Генераторный газ получается в двухкомпонент-
Г\ 0к\ Г\
* \ * 11 13 14
Рис. 5.4. Пневмогндравлнческая схема двигателя 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
клапанов; 8 - блок управляющих клапанов; 9 - линия подачи управляющей жидкости
от наземной системы; 10 - клапан системы проверки и обслуживания; 11 -
турбина; 12 - насосы; 13 - ЖГГ; 14 - управляющий клапан; 15 - блок пуско-отсечных
клапанов ЖГГ; 16 - пусковой клапан системы зажигания; 17 - клапан, управляю-
uwft 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,
несомненно, интересная особенность использования отработанного генераторного
газа.
Из насосов кислород и керосин отдельно по двум параллельным
трубопроводам направляются в камеру. На каждом из них установлены
главные 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
наружным трубкам горючее течет в сторону сопла, а по внутренним -
возвращается к головке. Остальной расход горючего C0 %) поступает сразу на
форсунки. Внутреннее охлаждение осуществляется низкотемпературным
пристеночным слоем и завесой, образованными струйными
форсунками на головке. Непосредственно на выходе из насосов из одной пары
трубопроводов отбирается кислород и керосин для ЖГГ, в который они
поступают через блок пуско-отсечных клапанов питания ЖГГ 15.
Все клапаны имеют гидравлический привод. К каждому клапану
подходят две линии гидравлической сети управления: одна линия
управляет 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 пускоотсечным блоком 15. В полете тяга
двигателя 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
наддува бака с керосином.
Запуск двигателя. После предварительного захолаживания и
заливки насосов компонентами топлива открываются в определенной
последовательности пусковые клапаны. Компоненты под действием
гидростатического 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
кислородом, поступающим в камеру раньше горючего. Образовавшийся
генераторный газ раскручивает турбину, поднимая давление подачи обоих
компонентов топлива. По достижении определенного его значения
происходит 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
тризтилбора и триэтилалюминия, которая находится в специальной
гильзе, 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.
После поступления на форсунки основного горючего - керосина — последний
воспламеняется от пусковых продуктов сгорания, а пусковой блок
отключается.
Как видно, запуск двигателя F-1, выполненного по схеме без
дожигания производится по принципу "самопуска". Это одна из важных
особенностей этого двигателя.
Двигатель J-2. Этот двигатель разработан фирмой "Рокетдайн" в 1960 -
1966 гг. для второй и третьей ступеней РН "Сатурн-5". Он же
используется и на второй ступени РН"Сатурн-1В".СхемаПГС двигателя приведена
на рис. 5.5.
Общие данные и основные параметры. Двигательная установка второй
ступени РН "Сатурн-5" - многокамерная, блочная. Она состоит из пяти
двигателей J-2, установленных на общей раме, и четырех боковых,
установленных в подвижных узлах. Отклоняясь каждый в одной плоскости на угол
до ±7,5°, все двигатели обеспечивают управление движением второй
ступени ракеты. На третьей ступени РН "Сатурн-5" устанавливается один
двигатель J-2 на карданном подвесе.
Топливо - жидкий кислород и жидкий водород. Соотношение
компонентов Кт = 5,5, что соответствует коэффициенту избытка
окислителя 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 пнедмогидравлической 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
7 8 9 10 11 12
Рис. 5.5. Пневмогидравлическая схема двигателя J-2:
1 - камера; 2 - перепускной клапан; 3 - теплообменник^ 4 - турбина ТНА
окислителя; 5 - регулятор соотношения компонентов; 6 - насос окислителя; 7, 16 -
главные 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
кислорода на наддув бака окислителя; б — вход газообразного гелия от бортовой
системы; в — выход газообразного водорода на наддув бака с горючим
ТНА осуществляется восстановительным генераторным газом,
вырабатываемым в двухкомпонентном ЖГГ путем сжигания в нем части
компонентов топлива с соотношением компонентов Ктъ 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
коллектор, 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
особенность данного двигателя.
Охлаждение — наружное проточное, осуществляется водородом.
После насоса весь расход водорода через главный клапан 16 поступает в
коллектор, расположенный на сопле в сечении, с которого начинаются
"короткие" трубки, и по ним течет к соезу сопла. От среза сопла водород
возвращается по длинным трубкам к смесительной головке. Внутреннее
охлаждение осуществляется низкотемпературным слоем, образованным
последним 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
поступают 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
двигателя уменьшается до значения Рп = 0,8 МН, а удельный импульс
возрастает до /п = 4227 м/с. Специального регулятора тяги в схеме нет. Клапан
2 - перепускной, управляет задержкой раскрутки ТНА жидкого
кислорода в момент запуска для обеспечения опережения подачи водорода.
Главные клапаны на магистралях кислорода и водорода имеют
пневматический привод на газообразном гелии, включаемый
электроклапанами 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,
установленном в выхлопной системе турбины ТНА окислителя. Наддув бака с
жидким 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
полостей насосов и трубопроводов. Включается раскрутка турбин,
осуществляемая сжатым гелием из гелиевого баллона. Несколько раньше
включаются электроискровые блоки зажигания, расположенные в центре
смесительных головок ЖГГ и камеры сгорания. В блоки зажигания поступает
газообразный водород из пусковой емкости 9, а кислород - в обход
главного клапана 7 через пусковой клапан 8. Раскрутка ТНА включается
только 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
44 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 РН "Протон" и используется на первой ступени. Схема
ПГС двигателя приведена на рис. 5.6.
Общие данные и основные параметры двигателя. Двигательные
установки первой ступени включают шесть двигателей РД-253; второй
ступени - четыре двигателя и третьей ступени - один двигатель. Двигатели
91
Рис. 5.6. Пневмогидравлнческая схема двигателя РД-253:
1 - газовод; 2 - окислительный ЖГГ; 3 - пироклапан подачи горючего в ЖГГ;
4 - пиро клапан подачи окислителя в ЖГГ; 5 - регулятор соотношения
компонентов в ЖГГ (регулятор тяги); 6 - турбина; 7 - струйный преднасос; 8, 10 - пирокла-
паны на входе в насосы соответственно окислителя и горючего; 9 - насос
окислителя; 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
включает в себя окислитель - четырехокись азота или азотный тетраксид и
горючее НДМГ. Тяга однокамерного блока и удельный импульс на земле
соответственно составляют Р # = о = 1474 кН, /я = 0 = 2795 м/с, а в
пустоте 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 схемыЪвигателя. Компоненты топлива
из баков проходят входные пироклапаны 8 и 10 и поступают в насосы.
ТНА двигателя состоит из двух шнекоцентробежных насосов с
двухсторонними входами и осевой реактивной турбины. Насос горючего -
двухступенчатый: 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
установлен струйный эжектор, питаемый частью расхода окислителя,
отбираемого из трубопровода высокого давления за насосом. Применение
струйного эжектора на входе в насос - характерная особенность этого
двигателя.
В ЖГГ поступает весь расход окислителя и небольшая часть горю-
92
чего, т.е. генераторный газ здесь окислительный. Его параметры
следующие: температура - 780 К, давление в ЖГГ - 24 МПа и расход
генераторного газа — около 75 % всего расхода топлива. После турбины ТНА
отработанный генераторный газ поступает по газоводу в смесительную
головку камеры. Использование окислительного газа — важная особенность
двигателя.
Охлаждение камеры - наружное проточное, осуществляется
горючим. После насоса почти все горючее поступает в коллектор
охлаждающего 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
коллектор, расположенный в конце цилиндрической части камеры, в
котором оба расхода соединяются и далее по охлаждающему тракту камеры
сгорания направляются в полость головки.
Кроме проточного охлаждения и низкотемпературного
пристеночного слоя от головки на цилиндрической части камеры сгорания
установлены 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
управляет расходом присадочного горючего в ЖГГ. Изменяя расход горючего,
он изменяет соотношение компонентов в ЖГГ. Это, в свою очередь,
вызывает изменение произведения (RT)rrn, следовательно, мощности
турбины и насосов, т.е. изменение давления подачи компонентов и их
расходов. Дроссель 13, установленный на трубопроводе подачи горючего в
камеру с электроприводом, управляется системой опорожнения баков -
изменяет по ее команде соотношение компонентов топлива двигателя.
Следует 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-
(соответственно окислительным — бак окислителя,
восстановительным — бак горючего), которые вырабатываются в специальных
"наддувных" газогенераторах. Использование этих газогенераторов для наддува
обоих баков также является особенностью данного двигателя.
Запуск двигателя. Эта операция происходит по простой схеме
"самопуска". После открытия входных клапанов под воздействием
гидростатического напора и давление наддува компоненты заполняют полости
насосов. Затем открываются главные клапаны 3, 4 и 14, и компоненты
поступают 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
турбину ТНА. После турбины он поступает по газоводу в камеру сгорания.
93
v пи
1
30 29 28
Рис. 5.7. Пневмогидравлическая схема двигателя SSME:
1 - трубопровод подвода части жидкого водорода B5 %) 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 B0 %) в охлаждающий тракт
первого участка; 5 - выход жидкого водорода из rfacoca; 6 - газовод подвода к
смесительной головке отработанного генераторного газа; 7 — подвод водорода в ЖГГ
привода ТНА горючего; 8 - восстановительный ЖГГ привода ТНА водорода; 9 -
трубопровод отвода части отработанного на турбине БТНА горючего газообразного
водорода на охлаждение корпуса турбины и далее газовода от ТНА горючего; 10 -
подвод присадочного кислорода в ЖГГ привода ТНА горючего; 11 - вывод
газообразного водорода на наддув бака с водородом; 12 - бустерный насос водорода с
турбиной БТНА водорода; 13 - трубопровод подвода жидкого кислорода в ЖГГ
привода ТНА горючего; 14 - трубопровод подвода газофицированного водорода на
турбину БТНА горючего; 15 - коллектор ввода жидкого водорода в смесительную
головку камеры сгорания; 16 - газовод подвода ft*смесительной головке
генераторного 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
высокого давления A5 %) на привод гидравлической турбины БТНА окислителя; 20 -
бустерный насос кислорода с турбиной БТНА окислитояя; 21 -
восстановительный 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 -
трубопровод 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
окислителя; Р5 - дроссель - регулятор расхода жидкого кислорода, поступающего в
камеру
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
разработан 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° для управления по
тангажу, на угол ±8,5° для управления по курсу и на угол ±11° для управления
по крену. Двигатели запускаются на старте и работают почти до вывода
МТКК на круговую орбиту. Топливо — жидкие кислород и водород,
номинальное соотношение компонентов Кт = 6. Компоненты поступают в
двигатель из специального подвесного бака под давлением наддува. После
израсходования компонентов бак сбрасывается.
Главная особенность этого двигателя — многоразовое использование.
Предполагается, что двигатель можно будет применить в 55 полетах с
общим ресурсом работы 7,5 ч.
Тяга и удельный импульс на земле соответственно составляют Р# _ 0 =
= 1,67 МН и /я = 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 ъ 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
допускать регулирование тяги в диапазоне 0,65..Л ,09 номинальной тяги и
регулирование соотношения компонентов Кт — 5,5...6,5.
Работа пневмогидравлической схемы. Подача 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
дополнительного центробежного насоса подачи присадочного кислорода в ЖГГ и
Двухступенчатой реактивной турбины. ТНА горючего состоит из
трехступенчатого центробежного насоса и двухступенчатой реактивной турбины.
Интересной особенностью турбонасосных агрегатов является
устройство проточного охлаждения газообразным водородом корпусов турбин
и газоводов.
95
Охлаждение камеры - наружное проточное, осуществляется водо,
родом. Первый участок камеры охлаждается расходом 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
привод турбины бустерного насоса водорода. После срабатывания на тур.
бине БТНА этот расход водорода разделяется и поступает в
охлаждающие тракты корпусов обеих турбин и газоводов, из которых он
направляется к пористому огневому днищу смесительной головки для его
охлаждения.
Второй участок камеры - трубчатая часть сопла - охлаждается
расходом водорода B5 % его общего расхода). Газифицированный в
охлаждающем 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
обоих 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.
Каждый из них состоит из осевого одноступенчатого насоса и осевой
многоступенчатой 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
сбрасывается в выходной коллектор бустерного насоса, где смешивается с
основным 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
генераторном газе, получаемом в двух ЖГГ, с температурой 800 К для
окислительного 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
водородом. В центре смесительных головок установлены блоки
электроискрового зажигания. Всего через оба ЖГГ проходит 75 % расхода водорода
и* 10 % расхода кислорода.
96
Компоненты из бустерных насосов поступают на вход основных
насосов. Жидкий кислород через дроссель-регулятор Р-5 из насоса поступает
непосредственно в коллектор смесительной головки. Часть кислорода еще до
регулятора Р-5 отбирается на привод гидротурбины БТНА, наддув
кислородного бака и на вход дополнительного насоса. Кислород из
дополнительного насоса через дроссели-регуляторы Р4 и Р-3 направляется
соответственно в газогенераторы ТНА окислителя и горючего.
Жидкий водород из основного насоса поступает через
дроссель-регулятор Р-1 по ДОУМ трубопроводам в коллекторы охлаждающих трактов
первого и второго участков камеры. По третьему трубопроводу через
дроссель-регулятор Р-2 жидкий водород направляется на смешение с
газифицированным водородом, выходящим из охлаждающего тракта второго
участка камеры. После смешения водород направляется по двум
трубопроводам в газогенераторы ТНА окислителя и горючего.
Газифицированный водород из охлаждающего тракта первого
участка камеры поступает в турбину БТНА водорода и затем, как
указывалось, 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
компонентов регулируются путем управления расходом водорода и
кислорода, поступающих после насосов в двигатель, с помощью регуляроров Р-1
и Р-5. Соотношение компонентов в ЖГГ регулируется
дросселями-регуляторами Р-3 и Р-4, которые установлены на трубопроводах подачи
присадочного 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
особенность двигателя. Наконец, очень интересная особенность — наличие
сложной системы управления двигателем на основе ЭВМ, о чем уже было
сказано ранее.
Запуск двигателя осуществляется на принципе "самопуска". После
-^захолаживания магистралей и заливки полостей насосов, открьюаются
клапаны дросселей-регуляторов Р-1, Р-3, Р-4, Р-5. Компоненты под
действием гидростатического напора и давления наддува заполняют
трубопроводы за насосами, сначала поступают в ЖГГ, а затем в камеру сгорания.
Компоненты поджигаются предварительно включенными
электроискровыми блоками зажигания, установленными в центре смесительных
головок. Блоки зажигания питаются газообразным кислородом и водородом.
Причем последовательность включения клапанов и время движения
компонентов по трактам подобраны так, что сначала происходит раскрутка
ТНА, пока в камере сгорания еще нет противодавления, а затем
происходит воспламенение компонентов в камере сгорания и начинается
подъем давления. Двигатель выходит на режим полной тяги за 4...5 с. Все опера-
4-1758 97
ции запуска и их последовательность строго контролируются системой
управления двигателем — контроллером.
Двигатель RL-10. Он разработан фирмой "Пратт-Уитни" в 1958 -
1963 гг. для верхних ступеней космических РН "Атлас-Центавр" и "Са-
турн-1". Двигатель последовательно усовершенствовался и имеет
модификации 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,
укрепляется 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,
работающими на газообразном водороде. Топливо двигателя — жидкий
кислород 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
охлаждающем 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.
в
10
11
12
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
клапаны на входе в насосы соответственно водорода и кислорода; 10 - шестеренный
редуктор; 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
системы (перед стартом РН); г - вход газообразного гелия
98
Геометрическая степень расширения сопла F а = 57, что соответствует
давлению на срезе сопла примерно рд = 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
баков через входные клапаны 6 и 8 поступают на вход насосов. ТНА
двигателя имеет двухвальную схему с параллельными валами и
шестеренчатым 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". Насос кислорода — одноступенчатый шнекоцентробежный с
частотой вращения 202 с. 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
охлаждающего тракта камеры.
Охлаждение — проточное. Жидкий водород из насоса поступает в
коллектор, расположенный в области критического сечения сопла. Из
коллектора 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
направляется на турбину. Регулятор тяги работает на принципе перепуска части
водорода 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
трубопроводов и полостей насосов через них подаются соответствующие жидкие
компоненты — кислород и водород. Для уменьшения потерь перед
стартом РН насос горючего захолаживается жидким гелием от наземной
системы.
После открытия пусковых клапанов 6, 8 и 14 компоненты
поступают в насосы и охлаждающий тракт под действием гидростатического
напора, вызываемого ускорением и давлением наддува. Поджигание
компонентов в камере сгорания производится электроискровым блоком
зажигания, установленным в центре смесительной головки, который работает
на газообразных кислороде и водороде, поступающих в него через
клапаны 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
некоторых конструктивных мероприятий можно значительно увеличить
теплоотдачу в камере и повысить температуру водорода в охлаждающем
тракте. 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
расширения сопла до относительной площади среза F а = 400... 1000 с учетом
положительного эффекта регенерации тепла удельный импульс
двигателя в пустоте можно получить равным /п = 4750...4800 м/с и даже выше.
Вопросы для самопроверки
Перечислите, в чем заключаются основные особенности схем следующих
двигателей: РД-107, РД408, РД-119, РД-Ш.Ы, 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)
головку 2.
Корпус состоит из цилиндрической части 3 и сопла 4.
Исходными данными для конструирования камеры являются
прежде всего геометрические размеры и газодинамический профиль (рис. 6.2),
которые определяются при газодинамическом расчете. Затем
производится расчет смесеобразования и форсунок, расчет тепловых потоков и
решаются задачи теплозащиты стенки, выбираются основные материалы.
Большинство камер ЖРД имеет наружное охлаждение, при
котором осуществляется проток охладителя по охлаждающему тракту,
образованному между внутренней и наружной оболочками или стенками
камеры сгорания и сопла. С ростом давления в камере и повышением
энергетических характеристик двигателя для обеспечения надежной
теплозащиты стенок камеры требуется интенсификация наружного
проточного охлаждения. Это достигается увеличением скорости течения
охладителя, развитием теплоотдающей поверхности стенки с помощью
ее оребрения, турбулизацией потока, например путем создания
искусственной шероховатости тракта. Кроме того, при интенсивном наружном
охлаждении требуется, чтобы внутренняя стенка была достаточно тонкой
100
Сверхзвуковая часть сопла
Смесительная Цилиндричес-
головка
камеры
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
камеры:
dK, rfKp, cfa - диаметры камеры сгорания,
критического сечения, среза сопла
соответственно; /ц, 1а — длина
цилиндрической части камеры сгорания и
сверхзвуковой части сопла; (За - 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
проектирование и разработка конструкции охлаждающего тракта, который
имеет много разных форм и силовых связей. Заметим, что от конструкции
охлаждающего тракта зависит облик всей конструкции камеры, ее
прочность, надежность охлаждения и массовые характеристики. Таким образом,
самым главным элементом конструкции камеры является конструкция
101
A-A
Проставка
Рис. 6.Э. Схемы охлаждения трактов
камеры:
а, б - щелевые тракты; в - со
связанными 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
течения необходимо иметь очень малый зазор щели — меньше 0,4...0,5 мм,
что технически выполнить очень трудно. Кроме того, при большом
давлении в охлаждающем тракте, тонкая внутренняя оболочка легко теряет
устойчивость — деформируется из-за недостаточной ее жесткости.
От этих недостатков избавлены охлаждающие тракты с так
называемыми связанными оболочками, т.е. прочно скрепленными. Впервые их
разработал известный советский конструктор A.M. Исаев в 1946 г.
(двигатели У400 и У-1250). Конструктивных схем охлаждающих трактов со
связанными оболочками имеется в настоящее время много.
На рис. 6.3, в показан тракт, образованный соединением оболочек
электросваркой по специальным выштамповкам — круглым или овальным,
выполненным на наружной оболочке.
На рис. 6.4 оболочки соединены пайкой либо через ребра, выфрезеро-
в а иные на внутренней оболо'чке (рис. 6.4, а), либо пайкой через
специальные гофрированные проставки (рис. 6.4, б). В американских двигателях
распространены трубчатые конструкции камер. В них корпус камеры
сгорания и сопла набирается из специальных тонкостенных (до 0,3...0,4 мм)
профилированных трубок, изготовленных из теплопроводных материалов,
102
Рис. 6.4. Схемы охлаждающих трактов
со связанными пайкой оболочками:
а - по ребрам; б - через
гофрированные проставим
часто на никелевой основе. Трубки соединяются между собой пайкой
(рис. 6.5). Для обеспечения прочности трубчатых камер снаружи
устанавливаются 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
окислитель или горючее, либо оба компонента. Кроме тогоТдля удобства
компоновки, 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 -
двухрядное размещение трубок; д - спиральные трубки; е - тракт из U-образных
профилей; 1 - силовая оболочка; 2 - U-образный профиль; 3 - места пайки
103
г ^^* д
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.
Причем 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
охлаждающем тракте, массу и габаритные размеры камеры уменьшением
длины подводящих трубопроводов и применением менее габаритного
коллектора. Схемы в и г — конструктивно более сложные, но позволяют
также уменьшить длину подводящих трубопроводов, снизить гидравлическое
сопротивление охлаждающего тракта, подавать в области с наибольшими
тепловыми потоками (дозвуковая и критическая части сопла)
охладитель с более низкой температурой.
Схема д - противоположна схеме а. Здесь охладитель поступает в
охлаждающий тракт со стороны смесительной головки. Достоинство
схемы - уменьшение длины подводящих трубопроводов. Эта схема
особенно хорошо компонуется при трубчатой конструкции камеры. В этом
случае охладитель по одной части трубок направляется к срезу сопла, а по
другой — возвращается к смесительной головке.
Важным конструктивным элементом камеры является обеспечение
равномерного втекания охладителя в охлаждающий тракт по его
периметру. Для этого устраивают специальные входные коллекторы (рис.
6.7).
Одно наружное проточное охлаждение камеры не всегда может
обеспечить необходимый для надежной работы температурный режим
стенки 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 при 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
периферии головки. В этом случае в пристеночном слое создается избыток
какого-либо компонента (обычно горючего), что приводит к понижению
температуры продуктов сгорания возле стенки. Завесное охлаждение
реализуется подачей жидкого компонента (обычно горючего)
непосредственно на внутреннюю поверхность стенки через отверстия и щели в
специальной 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
гофрированными проставками (см. рис. 6.4, б). При таких конструкциях трактов
оболочки имеют большое число связей, которые обеспечивают
повышенную жесткость и прочность камеры. Минимальный шаг между связями tmin
определяется технологией производства, а максимальный fmax -
прочностью. Уменьшение высоты охлаждающего тракта бохл часто
используется для повышения скорости течения охладителя. Однако из
технологических соображений сделать высоту тракта бохл меньше 1,5...
1,8 мм не рекомендуется, так как при пайке может произойти
перекрытие сечения канала припоем. Поэтому для повышения скорости течения
охладителя, чтобы не уменьшать высоты канала, применяют спиральные
винтовые связи (рис. 6.8). Если в — угол наклона ребер с осью камеры,
то скорость течения охладителя Woxn ^ l/cos 0. Подбирая угол наклона
ребер, можно в определенных пределах влиять на скорость течения.
Учитывая, что в соответствии с газодинамическим профилем диаметр
сечения сопла непрерьюно изменяется, а число связей на определенном
105
Рис. 6-8. Схемы спиральных связей
оболочек камеры
Рис. 6.9. Изменение шага между
связями вдоль сопла (бсп - зона спая)
участке должно оставаться постоянным, то в соответствии с изменением
диаметра сечения сопла будет изменяться на участке и шаг между
связями (рис. 6.9).
На рис. 6.10 даны рекомендации по выбору некоторых размеров
тракта;
а) при тракте с ребрами tm\n = 2,5 мм, tmuX = 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
диффузионной пайке rmin = 2 мм,
причем допустимую высоту
охлаждающего тракта здесь можно снизить до
бохл = 1,2...1,5 мм. Минимальная
толщина ребер бр = 1 мм;
б) при тракте с гофрами tm{n =
' мм. Минимальная
2,2
to
Ы
ЬО
/
г
I
I
1
11
\
1 V
\
\
1ебра\
йр=1,0м
1
1
A
f
M
6
)
/
4
/t/ipf/Dt:
%5MM;SQX
~0,5ММ;80
p=O,jMM;d
\
«=:
n=lMM
"^
=s
=
mm
4
1M
»__
7 t,MM
= - " » ° 1 2 7 * f б
— э,э, *тах
толщина гофра 6Г = 0,3 мм.
Таким образом, число связей вдоль камеры постоянно будет
изменяться, причем при ребрах — ступенями (рис. 6.11,а), а при гофрах —
отдельными секциями (рис. 6. 11, б). Технология изготовления ребер
фрезерованием требует удвоения числа ребер в каждой следующей секции:
предыдущие ребра не прерываются, а между ними фрезеруются новые. Число
связей — гофр — в соседних секциях произвольное, лишь в начале каждой
секции должно быть t > tm-m, а в конце - t < fmax-
Естественно, выбор максимальных значений шага между ребрами или
гофрами на каждой секции или участке должен быть обоснован
прочностными расчетами.
Для одновременного удовлетворения требований надежного
охлаждения и прочности внутреннюю стенку камеры сгорания часто приходится
изготавливать из разных материалов. Например, на наиболее
теплонапряже иных участках дозвуковой и критической частей сопла для стенки
применяют медные сплавы, а на остальных — сталь.
Наконец, сравнивая два вида связей оболочек — с ребрами и
гофрами, можно отметить следующее.
1. Ребра имеют только один спай — с наружной оболочкой, в то
время как у гофров — два спая, с наружной и внутренней стенками.
Учитывая, что последний спай "горячий", то, естественно, его прочность меньше
"холодного". Следовательно, при использовании гофров прочность связи
107
оболочек при прочих равных условиях будет меньше, чем при применении
ребер.
2. Производство ребер путем их фрезерования на внутренней
оболочке много проще и надежнее, чем изготовление гофрированных секций.
3. Качество соединения стенки, спаянной с ребрами, легче
проконтролировать (например, легче расшифровать снимки, полученные на
рентгеновской 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
ребра. 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 сортвет-
ствующего учеличения высоты охлаждающего тракта, что, естественно,
увеличит массу камеры. Кроме того, охлаждающий тракт с большим
загромождением будет иметь и повышенное гидравлическое сопротивление.
Все это приводит к тому, что большинство камер двигателей в
настоящее 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
связанную с технологией их изготовления. Для примера рассмотрим
конкретные 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
цилиндров валки - цилиндрические, а для конусов - конические (разные валки
для разных по размеру конусов).
2. Цилиндрические и конические части оболочек могут
изготавливаться из листа на прессах с использованием матриц и пуансонов в
несколько 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. 6ЛЗ) с
последующей отрезкой; такой коллектор не имеет швов;
108
Рис. 6.13. Формообразование коллек- Рис. 6.14. Патрубок коллектора:
тора: 1 - патрубок; 2 - сварные швы; 3 - кол-
ора
- исходная заготовка; 2, 3,4 —
последовательные операции штамповки
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
штампованных половин с частью коллектора, которые свариваются и затем
привариваются к разъему коллектора (рис. 6.14). Таким образом, у
коллектора, если и есть швы, то поперечные, а не продольные.
4. Механическая обработка оболочек осуществляется обточкой
(снаружи 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 тюэто^^п^л^п^оекшровтин желательно
задавать, число ребер я, кратное^четырем. При таком способе фрезерования
тшпцина^ребра 5р постоянна по длине, а при увеличении шага t
увеличивается ширина канавки между ребрами. Минимальный шаг определяется
толщиной 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
короткие 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 соплаГнапример
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
секциями, 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
технологические методы изготовления ребер на оболочках должны
предусматривать снижение числа таких "неоребренных" участков между
соседними секциями.
Секции гофрированных проставок изготавливаются путем
штамповки в специальных приспособлениях из листовой ленты (рис. 6.16).
Профиль 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 фюрме усеченного
конуса, и нужный профиль формируется в специальном штампе.
Деформация гофров в этом штампе ограничена. Поэтому на пологи* секциях
гофров, близких к срезу сопла, длина секции в большинстве случаев
определяется ограничениями деформации, а не возможностью изменения шага
OTfmin Д°'max-
В тех случаях, когда внутренние оболочки двух соседних блоков кор-
пу??^къмерь1 сгорания или сопла выполнены из разных материалов,
например, из медного сплава (бронза БрХ08) и стали A2Х18Н9Т), то к
стальной оболочке 3 (рис. 6.17) предварительно (до обточки и фрезе-
Рнс. 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
110
рис. 6.17. Сварка оболочек:
а - приварка кольца 1,
изготовленного из листа; б - приварка
проточенного кольца; 2 -
канавка; 3 - оболочка; 4 -
подкладка; 5 - деталь сварочного
приспособления; 6 - буртик; ЭЛС -
электронно-лучевая сварка
Ю...15мм
У
i
рования ребер) приваривается переходное кольцо 1 из стали 12Х21Н5Т,
которая лучше других материалов сваривается с бронзой. Приварка
кольца осуществляется электронно-лучевой сваркой, которая позволяет
сваривать металлы толщиной от 0,5 до 40 мм, при соответствующих
изменениях режимов сварки. Канавка 2 предназначается для "прицеливания"
луча при сварке, максимально допустимый зазор по торцу — 0,2 мм.
Прокладка 4 предварительно приваривается (а после сварки кольца срезается),
с тем чтобы при сварке оболочки на всю толщину не приварить ее к
кулачкам-держателям 5. Подкладка 4 приваривается, если кольцо 1
изготавливается из листа. Если же кольцо изготавливается точением, то на нем
предусматривается буртик 6 (см. рис. 6.17, б), который после
электроннолучевой сварки также срезается.
5. Пайке оболочек предшествует подготовка к пайке, которая состоит
из нескольких подготовительных операций. Сначала производится
травление отдельных деталей для удаления грязи и окислов. Внутреннюю
поверхность наружной оболочки покрывают мелом, который служит для
контроля плотности прилегания ребер. В случае необходимости детали
подгоняются.
Припой в виде фольги устанавливается на соответствующих
поверхностях наружной и внутренней оболочек.
Для диффузионной пайки стальной наружной и бронзовой
внутренней оболочек производится покрытие поверхностей оболочек.
Внутренняя поверхность стальной наружной оболочки омедняется (толщина слоя
примерно 5 мкм), а ребра бронзовой внутренней оболочки
покрываются серебром (толщина покрытия около 5 мкм) гальваническим
способом.
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
критическому диаметру сопла, развальцовывается до соприкосновения
ребер с внутренней поверхностью наружной оболочки (рис. 6.19).
Допустимая величина развальцовки М = 2Дг = @,4.-0,45) tfKp, если материал
111
Рнс. 6.18. Пайка оболочек:
а — место установки сетки
Рис. 6.19. Развальцовка оболочек:
^кр "~ Диаметр критического сечения сопла; Лг - приращение радиуса при
развальцовке
внутренней оболочки - бронза, и М = @,15...0,2) dKp, если материал -
сталь. Развальцовка производится на гидравлическом прессе или
непосредственно гладким конически пуансоном, который имеет некоторое осевое
перемещение, или через разжимную цангу, которая не перемещается.
Операцию выполняют в несколько переходов. При каждом переходе цанга
поворачивается вокруг оси на часть шага своих лепестков, с тем чтобы не
оставалось глубоких следов на внутренней поверхности камеры, и в этом
случае 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
технологические штуцеры на торцах блока).
Вакуумированный блок помещается в печь, куда подается
газообразный азот под давлением дб. 5 • 105 Па. Если конструкция печи не позволяет
повышать в ней давление, то узел (блок) помещается в контейнер,
который и наддувается. Термопары предварительно монтируются и
выводятся наружу через крышки контейнера и печи. Блок (вместе с контейнером)
нагревается в печи до температуры кристаллизации припоя,
выдерживается в течение определенного времени с одновременным поворотом
вокруг 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
соединению либо с другими блоками камеры, либо с блоком смесительной
головки.
Кроме цилиндрических и конических осесимметричных форм, о
которых 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
А-А
Рис. 6.20. Изготовление сферической
оболочки:
1 _ цилиндрическая оправка; 2 - части
матрицы; 3 - заготовка; 4 - сферическая
оболочка
Рис. 6.21. Изготовление охлаждаемого
газовода
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 АЛ. Для обеспечения равно-
прочности тор выполняется из материала максимальной потребной
толщины 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).
Охлаждаемый 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
производится пайка (рис. 6.21, в). В заключение из тора вырезаются части газоводов
нужного размера /.
Аналогично изготавливаются и сферические охлаждаемые части
корпуса 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
продольными сварными швами). В этом случае сварные швы выведены из
области максимальных напряжений, внутреннюю часть (седловину)
газовода можно выполнить из более толстого материала и, кроме того,
облегчается процесс штамповки частей газовода.
6. Соединение отдельных блоков, составляющих корпус камеры,
осуществляется сваркой по внутренней и наружной оболочкам. Внутренняя
оболочка сваривается встык (без присадочного материала) через разъем
113
Рис. 6.22. Технологическая схема
газовода
Рис. 6.23. Сварка двух секций
камеры:
1 - соединительное крльцо
Вез зазора
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
"вытолкнуть" наружу из-за "стягивания" блоков сваркой. Поэтому его торцы
должны быть параллельны друг другу и перпендикулярны оси оболочек
корпуса (рис. 6.23, в), но не перпендикулярны образующим (как на рис.
6.23, б), так как в этом случае сборка невозможна. Причем торцы
должны выполняться без осевых зазоров (индивидуальная подгонка). Это
необходимо, чтобы исключить деформацию и разрушение шва на
внутренней оболочке при "стягивании" блоков во время сварки наружных
оболочек. Торцы на наружном стыке, естественно, выполняются с
зазорами (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
Припои
рис. 6.26. Сварка и пайка оболочек:
1 _ корпус головки; 2 - наружная оболочка корпуса камеры; 3 - внутренняя
оболочка корпуса камеры
Рис. 6.27. Соединение 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
надвигаться на свое место после заварки шва на внутренней оболочке (рис.
6.24). Но в этом случае между наружными оболочками блоков
необходимо установить распорное разрезное кольцо 2, чтобы вставить его на
место 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
смесительной 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 —
бронзовая, наружная оболочка камеры 2 — стальная. В этом варианте охладитель
выводится из охлаждающего тракта в коллектор, установленный на
камере 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
конструкций, 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
корпуса к массивным деталям головки, то к торцу оболочки заранее
приваривают переходное кольцо из того же материала, но большей толщины
(рис. 6.28). 2
Рис. 6.28. Соединение блоков:
1 - детали смесительной головки; 2 -
соединительное кольцо; 3, 4 - наружная и внутренняя
оболочки камеры; 5 — переходное кольцо
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)
теплообмене между продуктами сгорания и стенкой участвует только
пограничный слой — тонкий слой газа непосредственно примыкающий к
стенке. Поэтому для организации эффективного, т.е. экономичного и
надежного внутреннего охлаждения, достаточно насыщать "холодными"
(жидкими 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
расположить ряд поясов завесы с минимальными расходами компонентов.
Однако применение большого числа поясов означает значительное
усложнение 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
числу которых относятся: задача, возлагаемая на завесное охлаждение;
число поясов по камере и их расположение; немаловажную роль играют и
конструктивные особенности пояса завесы.
Если завеса является вспомогательной, т.е. она дополняет
заградительное охлаждение пристеночного слоя, создаваемого смесительной
головкой, то ее расходы могут быть минимальными. Если завеса —
основа 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
эффективность внутреннего завесного охлаждения, ограничиваются внутренним
заградительным "от головки" охлаждением и мощным проточным
охлаждением. Такая схема теплозащиты стенки оправдывается упрощением
конструкции 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
экономичность 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,
обеспечить заданные расходные характеристики и образование сплошной
пленки жидкости на внутренней поверхности стенки при строгой
равномерности 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
пленке 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
каналы — круглые отверстия, тангенциально расположенные в стенке. Для
обеспечения равномерности распределения расхода по периметру
окружности число каналов должно быть достаточным (шаг между ними
порядка 25...35 мм) и, кроме того, перед выходом на внутреннюю поверхность
стенки жидкость должна перемешиваться в специальной проточке,
выполняющей здесь роль выходного коллектора.завесы.
Несмотря на простоту конструкции и "красивый" внешний вид
камеры, этот и подобные ему варианты завесы не очень распространены.
Главный их недостаток — невозможность точной калибровки расхода
завесы по результатам гидравлических испытаний камеры после ее
изготовления. Это вызвано тем, что колебания расходных характеристик пояса
завесы определяются в этом случае, с одной стороны, допусками на
изготовление 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
характеристики и, естественно, эффективность завесы могут сильно
изменяться 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
охлаждающего тракта завесы. Здесь охлаждающий компонент обтекает пояс
л-А
Рис. 6.29. Пояс завесы с отбором жидкости из охлаждающего тракта
117
\JPr.3a6
А-А
Охладитель
Рис. 6.30. Пояс завесы с индивидуальным подводом жидкости:
аи б- варианты конструкции
завесы — его входной коллектор — сверху, а расход в коллектор
поступает независимо от охлаждающего тракта. Причем величина расхода на
завесу может быть откалибрована подбором дроссельной шайбы —
жиклером 1, как показано на рис. 6.31.
На рис. 6.32 показан вариант конструкции пояса завесы, в котором
расход из охлаждающего тракта камеры проходит сквозь корпус пояса
завесы 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-
Рис. 6.31. Установки жиклера:
1 - сменный жиклер
118
А-А
Рис. 6.32. Пояс завесы (вариант конструкции с горизонтальными каналами в корпусе
завесы)
т3
А-А
Охладитель
Б-Б
у
i
i
Рве. 6.33. Пояс завесы (вариант конструкции с горизонтальными тангенциальными
каналами, предназначенными для закрутки т^
Рис. 6.34. Пояс завесы, вариант конструкции с двойным выходом жидкости на
стенку камеры:
в -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
охлаждающего тракта трубопроводу в один общий коллектор. Затем из входного
коллектора по двум рядам противоположно расположенных
горизонтальных тангенциальных каналов жидкость поступает в свой выходной
коллектор. Из каждого коллектора по наклонному ряду таких же
тангенциальных каналов жидкость поступает на внутреннюю поверхность стенки.
Завесы с двумя близко расположенными выходами жидкости при
большом расходе жидкости создают более устойчивую и эффективную завесу.
6.4. КОЛЛЕКТОРЫ ПОДВОДА КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Как было указано ранее, коллектор подвода охладителя может
располагаться в различных сечениях камеры (см. рис. 6.4) .
Когда коллектор расположен не у самого среза сопла, то охладитель
/яохл, попадая в тракт наружного охлаждения камеры, разделяется на две
части (рис. 6.35) - т х и т\2. При связи оболочек гофрами расход т х
направляется в сторону критического сечения сопла, а рсход т 2 сначала
идет к срезу сопла по верхним частям гофров. У среза сопла расход т 2,
огибая торцы гофров и по нижним их частям, также направляется к
критическому сечению сопла. Расходы тх и т2 вновь соединяются в сечении
начала последней секции гофров (если считать от критического сечения).
Можно показать (с некоторыми допущениями), что
F.4)
где /, /ь h — длины участков.
Из картины течения следует следующее: 1) чем ближе коллектор
устанавливается к началу последней секции гофров, тем меньше доля
расхода 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
"разворачиваться" перед последней секцией гофров, в которой образуется
застойная зона (проток охладителя практически будет отсутствовать).
В случае, когда расход т2 становится недостаточным для охлаждения
конца сопла, верхние каналы гофров на пути течения расхода т j могут
частично 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
А-А
Рис. 6.37. Коллектор подвода охладителя при оребренном тракте:
1 - входной патрубок; 2 - переходник; 3 - корпус коллектора
121
дидА
б-Б
Рис. 6.38. Вариант подвода охладителя к фрезерованным ребрам охлаждающего
тракта
Рис. 6.39. Основные элементы
коллектора подвода охладителя:
а - корпус коллектора точеный; б -
корпус коллектора с буртами; 1 -
наружная оболочка; 2 - корпус
коллектора; 3 - коллектор
О некоторых вариантах конструкции коллекторов и патрубков
подвода и их изготовления уже упоминалось выше. Штампованный патрубок
подвода завершается точеным переходником 2 (рис. 6.37). К нему
впоследствии приваривается подводящий трубопровод компонента. В
переходнике предусматривается место (например, резьба) для установки
дроссельной шайбы, дозирующей расход компонента (например, охладителя)
через камеру двигателя.
Коллектор может быть изготовлен также из двух одинаковых
штампованных половин с продольным швом. В этом случае он штампуется
заодно 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
предусмотрены 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 dTp выбирается с учетом
конструктивных соображений (размеров выхода насоса, условий компоновки
и т.п.) и ГОСТа на выпускаемые трубы. Кроме того, проверяется скорость
122
жидкости в трубе (И^ < 15 м/с). При несоблюдении рекомендаций
необходимо увеличить dTp или запроектировать два-три подвода к
коллектору путем разветвления трубопровода, подводящего компонент от
насоса. Скорость водорода может быть 50...60 м/с.
На современных двигателях FKOJl » @,8...1) FTp. (FTp — площадь
трубы подвода). Суммарная площадь всех отверстий подвода жидкости
в охлаждающий тракт (в корпусе коллектора) F0TB > A,5...2) Foxn,
где ^охл — площадь охлаждающего тракта. Эти отверстия в
зависимости от особенностей конструкции могут иметь любую форму, а также
выполняться в виде сплошной щели в наружной оболочке.
6.5. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
КАМЕР КИСЛОГО ДНО-BO ДОЮ ДНЫХ ЖРД
Кислородно-водородные ЖРД получили большое развитие, и многие
перспективные направления ракетно-космической техники связаны с
использованием кислородно-водородных ЖРД.
Одним из известных кислородно-водородных ЖРД многоразового
использования с большим ресурсом является двигатель SSME, пневмогид-
росхема которого с основными данными была рассмотрена в гл. 5.
Камера этого двигателя состоит из цилиндрического участка,
входной и сверхзвуковой профилированной частей сопла. Конструктивно
блок камеры разделяется на два разъемных узла с фланцевым соединением
в сечении сопла с относительной площадью, F = 5. Блок камеры
соединяется с форсуночной головкой также фланцевым соединением. Диаметр
этого соединения равен 560 мм; оно имеет двухпоясное уплотнение с
промежуточным кольцевым каналом. Разработаны и используются методы
проверки возможных утечек газа из камеры сгорания с помощью
изменения цвета лент, нанесенных на поверхности фланцев.
На рис. 6.40 показан первый узел блока камеры, включающий
цилиндрическую часть_камеры сгорания и часть сопла до сечения с относи-
1ельной площадью F = 5. Как видно из рисунка, цилиндрическая часть
камеры сгорания очень короткая, входная часть сопла достаточно
развита, плавно переходит к критическому сечению, закритическая часть
вблизи критического сечения также закруглена, т.е. контур сопла имеет
непрерывный 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
оболочка изготавливается из кованой (или литой) заготовки с последующей
механической обработкой. На наружной поверхности внутренней стенки
прорезаются 390 продольных каналов прямоугольного сечения для прохо-
123
Рис. 6.40. Узел блока камеры двигателя SSME:
1 - выходной коллектор; 2 - акустический демпфер; 3 - наружная оболочка;
4 - вводной коллектор; 5 - внутренняя оболочка; 6 - каналы акустического
демпфера
да охлаждающей жидкости. Ширина и глубина каналов, а также
толщина стенки перемены по длине. В критическом сечении (Б-Б) толщина
ребра — 1 мм, ширина канала — 1 мм, глубина — 2,5 мм, а толщина
стенки — 0,71 мм. Максимальная рабочая~~температура внутренней стенки
Гстг = 810 К при удельном тепловом потоке q^ » 164 • 106 Вт/м2.
Большая эффективность проточного охлаждения водородом
обеспечивает значительный срок службы при циклических нагружениях
камеры сгорания в условиях многоразового использования двигателя. В
связи с указанной конструкцией внутренней оболочки и высокими
требованиями к точности ее размеров, в частности к толщине стенки,
необходима уникальная технология фрезерования каналов. Специальное
приспособление в процессе обработки обеспечивает контроль толщины стенки
ультразвуковым микрометром и выдает информацию для управления
положением прорезной фрезы.
Точность изготовления составляет 0,0076 мм. По другой технологии
внутренняя облочка может изготавливаться центробежной отливкой
вместе с каналами. Разработана технология изготовления оболочки методом
гальванопластики.
После нарезания каналы оболочки 5 (см. рис. 6.40) заполняются
парафином 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
образующей) , которые изготавливаются штамповкой из высокопрочного нике-
лезогр сплава {инконель-718) с последующей сваркой (на внутренней
оболочке) и механической обработкой. Наружная оболочка является
силовой и работает при напряжениях, несколько превышающих предел
текучести.
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
газифицируется и из выходного коллектора 1 с температурой около 305 К
газообразный 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
трубок с переменным по длине прямоугольным сечением, которые образуют
охлаждающий тракт. Трубки соединяются между собой и силовыми
кольцевыми бандажами пайкой. Материал трубок — хромоникелевая сталь.
Коллектор подвода жидкого'водорода в охлаждающий тракт
располагается 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
относительной площадью сопла, равной пяти, устроен фланец для стыковки с
первым узлом. Здесь же располагается и выходной коллектор. Для
охлаждения этой части сопла используется примерно 25% жидкого водорода из
всего расхода горючего. Газифицированный в тракте водород
смешивается с жидким, поступающим из насоса, и полученный газ с температурой
порядка 164 К направляется в ЖГГ.
Коллектор подвода горячего газа от ТНА — охлаждаемый, что
позволяет свести до минимума градиент температуры по толщине внешней
несущей 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
стыковочных соединений и трубопроводов. Поэтому, несмотря на
существенное усложнение конструкции и некоторое увеличение массы, охлаждение
коллектора следует считать прогрессивным решением.
Важная особенность камеры сгорания — устройство акустических
демпферов, выполненных в виде полости 2 (см. рис. 6.40), которая
сообщается с объемом камеры сгорания через каналы 6, устроенные в расширенных
ребрах. Установка акустического демпфера улучшает характеристики
устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным колебаниям.
Камера, снабженная акустическим демпфером и имеющая
антивибрационные перегородки на смесительной головке, как показал опыт ее
эксплуатации, практически не имела неустойчивых режимов.
125
На рис. 6.41 показана схема и отдельные конструктивные фрагменты
камеры еще одного кислородно-водородного двигателя с доядаганием
восстановительного генераторного газа и давлением в камере сгорания
порядка 12... 15 МПа. Основные особенности камеры состоят в следующем.
Цилиндрическая 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
охлаждением, 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
водорода попадает в камеру сгорания. Заметим, что на головке все
форсунки — одинаковые, т.е. пристеночного низкотемпературного слоя от
"головки" здесь нет.
бронзовая внутренние Стальная внутренняя
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
установки завес; Др - сменные дроссели; 1 - решетка газовода
126
Меньшая часть водорода, примерно 25% его расхода, поступает в
коллектор 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
водорода поступает в камеру сгорания через два пояса завесы - сечения I и
II. Небольшая часть расхода водорода поступает через третий пояс —
сечение Ш — для охлаждения соплового насадка. Расходы на завесу могут
регулироваться 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
особенности?
8. Какие имеются конструктивные схемы входных коллекторов и схемы их
расположения?
9. В чем состоят особенности конструкции камеры кислородно-водородных
двигателей?
Глава 7
КОНСТРУКЦИЯ БЛОКА СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
7.1. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
Смесительная, или форсуночная головка является основным звеном
системы смесеобразования камеры двигателя. Ее работа в значительной степени
определяет полноту сгорания, устойчивость рабочего процесса и надежность
теплозащиты стенок камеры. Поэтому разработка конструкции
смесительной головки, ее экспериментальная доводка — исключительно сложная и
ответственная задача.
Из технологических требований смесительную головку целесообразно
127
Жидкое горючее
Vx/ткдения
Жидкий. Рис* 7.1. Смесительная (форсуночная) голов.
окислитель ка камеры ЖРД РД-107:
1 - переднее (огневое) днище; 2 -
среднее днище; 3 — наружное днище; 4, 5 - одно-
компонентная и двухкомпонентная
форсунка; 6 — внутренние перегородки; 7 -
патрубок
проектировать и изготавливать в виДе
отдельного узла камеры двигателя -
блока головки. Вследствие этого,
во-первых, технологические режимы
термической обработки головки,
как, например, пайки, могут
отличаться 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
смешения техническим условиям до соединения головки с камерой сгорания.
Схема типичного блока головки показана на рис. 7.1. Эта головка
кислородно-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
горючее непосредственно из охлаждающего тракта, и наружную полость
окислителя. К корпусу головки присоединены днища (здесь только среднее и
наружное, но в других конструкциях все днища могут соединяться с
корпусом головки) ; внутренние перегородки или перемычки соединены со
средним и наружным днищами; имеется патрубок, через который подводится
окислитель, и набор форсунок, соединенных с огневым и средним
днищами. Благодаря соединениям форсунок и перегородок с днищами
конструкция головки приобретает большую жесткость и прочность, способность
выдерживать большие давления в полостях и в камере сгорания.
Важными конструктивными элементами смесительной головки
являются 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
перемешивания компонентов форсунки располагаются в определенном
порядке, при котором образуются так называемые смесительные
элементы-ячейки. Распространенными схемами расположения форсунок являются
сотовая (рис. 7.4), которая соответствует головке ЖГГ двигателя РД-216, и
шахматная (рис. 7.5), соответствующая головке двигателя РД-119.
Двухкомпонентные форсунки, поскольку они являются одновременно и
смесительными элементами, могут располагаться равномерно по
концентрическим окружностям. На рис. 7.6 это расположение соответствует головке
двигателей РД-107/108.
128
Рис. 7.2. Варианты конструктивного выполнения жидкостных форсунок и их
соединения с днищами:
1 - переднее днище; 2 - среднее днище; 3 - двухкомпонентная струйно-струйная
форсунка; 4 - одно компонентная центробежная форсунка с завихрителем; 5 -
однокомпонентная струйно-центробежная (комбинированная) форсунка; 6 - двух-
компонентная центробежная форсунка с тангенциальными отверстиями; 7 -
распорная втулка; <2КЗ - диаметр камеры закручивания
Для организации низкотемпературного пристеночного слоя форсунки,
расположенные на периферийной части головки, должны возле стенки
создавать 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
форсунок в ядре головки к периферии постепенно деформируется и переходит
к их расположению на последних рядах по окружности.
5-1758 Ш
Жадность
Жидкость
Рис. 7.3. Варианты конструктивного
выполнения газожидкостных форсунок и их
соединения с днищами:
1 - переднее днище; 2 - среднее днище;
3 - струйно-струйная форсунка; 4 - струй-
но-центробежная форсунка с
тангенциальными отверстиями; 5 - струйно-центро-
бежная форсунка со шнековым завихри-
телем; 6 - двухкаскадная
(комбинированная: первый каскад - газожидкостная
струйно-струйная; второй каскад -
жидкостная центробежная с тангенциальными
отверстиями)
При изготовлении форсунок определяются их расходные
характеристики, 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
двигателя 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
концентрическим окружностям:
1 - двухкомпонентная форсунка; 2 — одноком-
понентная форсунка
ся с помощью пайки (см. рис. 7.3). При
тонких днищах (менее З...3,5 мм) пайку
дополняют предварительной развальцовкой
(см. рис. 7.2). Могут применяться и
резьбовые соединения.
После изготовления смесительной
головки и проверки ее на соответствие
техническим условиям, она присоединяется к блоку
камеры и затем производится окончательная
сборка камеры.
При проектировании смесительной головки важным решением,
которое оказывает большое влияние на ее конструкцию, является
распределение компонентов по полостям головки и осуществление их подвода
к ним. Наиболее естественным распределением компонентов является
направление охлаждающего компонента, например горючего,
непосредственно из охлаждающего тракта камеры во внутреннюю полость, а
окислителя во внешнюю полость. В этом случае конструкция головки
получается наиболее простой (см. рис. 7.1).
Однако в ряде случаев, особенно при двухкомпонентных
центробежных форсунках, либо из-за особенностей их гидравлических характеристик,
либо для обеспечения устойчивости рабочего процесса приходится
горючее из охлаждающего тракта направлять во внешнюю полость, а
окислитель - 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
случае вокруг головки приходится устраивать специальный коллектор с
соответствующими радиальными каналами в корпусе головки для
прохода 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
полость. Усложнение конструкции происходит и при устройстве в
конструкции головки блока зажигания несамовоспламеняющихся компонентов.
В некоторых случаях головка может иметь больше двух полостей.
Например, 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
имеет как минимум четыре полости, в которые компоненты поступают через
свои патрубки. То же самое происходит, если для глубокого
регулирования форсунки на головке разбиваются на группы, каждая из которых
питается из своих полостей. Могут быть и другие обстоятельства, при
которых 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
головки. Причем при необходимости интенсификации охлаждения огневого
днища, что характерно для кислородных и работающих по схеме с
дожиганием двигателей, оно выполняется из теплопроводных материалов,
например 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
перекрещивающиеся каналы для охладителя — горючего из охлаждающего
тракта в полость Г — и подвода окислителя во внутреннюю полость. Причем
подвод окислителя к головке здесь производится через специальную
наружную полость Оку выполняющую роль подводящего коллектора.
Во внутренней полости головки установлен дефлектор 9 для
обеспечения более интенсивного охлаждения огневого днища; горючее
сначала омывает огневое днище, а затем поступает к форсункам. После
проверки 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-
Он
t Охладитель
Рис. 7.7. Головка с двухкомпонентными форсунками:
1 - корпус камеры; 2 - соединительное кольцо; 3 - корпус смесительной
головки; 4 - наружные днища; 5 - фланец подвода окислителя; 6 - среднее днище; 7 -
форсунки; 8 - переднее днище; 9 - дефлектор
Рис. 7.8. Головка упрощенной конструкции с однокомпонентными форсунками:
1 - корпус камеры; 2 - соединительное кольцо; 3, 4 - наружное и среднее днища;
5 - форсунки; 6 - переднее днище
132
Рис. 7.9. Силовые схемы головки:
1 - блок плоских днищ; 2 - наружное
днище; 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
6-6
цовкой без пайки в специальных выштамповках днищ, изготовленных
из листового материала. Между собой днища предварительно
соединяются 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,
особенно при большом ее диаметре, часто в наружной полости
устанавливаются 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 оболо^Ьсой специальными
форсунками — штифтами 6 (рис. 7.10). Эти перегородки кроме
повышения прочности могут обеспечивать организацию растекания компонента
по полости и тем самым создавать однородные условия для работы
форсунок.
На рис. 7.11 показан вариант конструкции головки, где для
уменьшения импульса последействия сокращен объем наружной полости
головки. Это достигнуто его заполнением специальным вкладышем 1,
выполненным из алюминиевого сплава и закрепленного на штифтах 2. Для
более четкого останова и еще большего снижения времени догорания
топлива при останове здесь непосредственно на вводе окислителя установлен
обратный клапан 3, отсекающий поступление компонента в полость
головки из магистрали после закрытия отсечного клапана.
На рис. 7.12 показаны фрагменты смесительной головки
кислородно-водородного двигателя SSME. На головке установлено 600 двухком-
понентных струйно-струйных форсунок, выполненных в виде двух соос-
но-коаксиально расположенных трубок. По внутренним трубкам,
соединенным с внешней полостью головки Ок, поступает жидкий кислород.
По наружным трубкам, большинство которых соединено с полостью
головки Г, поступает отработанный на турбинах ТНА восстановительный
генераторный газ. Через последний периферийный ряд форсунок горючего
I увеличено
А-А ивеличено
(да /тайна)
Рис. 7.11. Смесительная головка с уменьшенным объемом наружной полости:
1 - заполнитель полости; 2 - штифт; 3 - обратный клапан
134
ц ц
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
зажигания; 6 - подвод окислителя; 7 - подвод газа от турбин; 8 - водород,
охлаждающий газоводы; 9 - отвод охладителя из тракта камеры; 10 - наружное днище;
полости: Ок - окислителя; Г - газа с избытком водорода; Ж — водорода; 3 -
полость для установки блока электроискрового зажигания
G5 шт.), соединенных с полостью головки Ж, поступает "чистый" водород
из охлаждающего тракта газовода.
Форсунки на головке располагаются по 13 концентрическим
окружностям. Часть форсунок выступает из огневого днища, образуя антшгуль-
сационные перегородки в виде кольца с пятью расходящимися
радиальными лучами. Кроме того, в передней части камеры устроена
акустическая 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
прессованной сетки с последующим ее спеканием. Через поры днищ "чистый"
водород со сравнительно низкой температурой (порядка 300 К) из
полости Ж под давлением процикает 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
внешней стороны устанавливается блок электроискрового зажигания, от
которого 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 -
газожидкостная форсунка; 3 - переднее днище;
4 - дефлектор; Ок - охладитель
(жидкий кислород)
части камеры сгорания жидким
кислородом. Особенностью
головки является использование
двухкомпонентных струйно-цент-
робежных форсунок 2. Причем
"открытая" центробежная
форсунка располагается на пилонах внутри канала струйной.
Отработанный на турбине ТНА восстановительный генераторный газ
поступает в камеру сгорания через струйный канал форсунок.
Газообразный 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,
Отработавший
газ ГНА
Жидкое горючее из
тракта охлаждения
Рис. 7.14. Форсуночная головка камеры ЖРД с дожиганием (двигатель РД-253):
I - газожидкостная двухкомпонентная струйно-струйная форсунка; 2 -
жидкостная однокомпонентная центробежная форсунка
136
а затем он поступает в основную полость окислителя Ок, из которой
кислород по каналам в пилонах направляется в центробежные форсунки.
На рис. 7.14 приведена схема конструкций головки и форсунок
камеры двигателя РД-253, работающего на компонентах четырехокись
азота и несимметричный диметилгидразин по схеме с дожиганием
окислительного генераторного газа. Основные форсунки расположены на семи
концентрических окружностях равномерно A69 шт.). Для защиты огневого
днища между основными форсунками установлены малорасходные
форсунки горючего. Конструктивная схема головки сравнительно простая:
охлаждающий компонент - горючее - непосредственно из охлаждающего
тракта поступает во внутреннюю полость головки, а отработанный на
турбине ТНА окислительный генераторный газ по газоводу через
установленную 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
дополнительных конструктивных узлов и деталей. На рис. 7.15 показана схема
узла камеры сгорания для присоединения блока пирозажигания. Как
видно, в корпусе головки 1 установлен переходник 3 со специальным
резьбовым штуцером 4, в который вставляется пирозапальный блок.
Кольцо 2 соединяет корпус головки с наружной оболочкой камеры 5.
Штуцер 4 сваривается после пайки внутреннего днища головки 6 с ее
корпусом 1, дефлектором 7 и форсунками 8.
На рис. 7.16 приведена схема конструкции штуцера,
устанавливаемого на поясе завесы охлаждения для ее продувки перед запуском и при
останове. t ^
1 3^
f/i
W
а-а
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
А-А
Рис. 7.18. Установка штуцера замера давления
Рис. 7.19. Кронштейны кнеплення камеры:
1 - корпус камеры сгорания; 2 - смесительная головка
(замер давления
компонента перед
Форсунками)
А
На рис. 7.17 и 7.18 показаны различные варианты установки на
смесительной головке штуцеров для замера давления в камере сгорания.
В первом случае канал замера проходит сквозь головку. На рис. 7Л 7,
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. 7.1
камеры к раме.
тракта.
На рис. 7.19 показаны варианты схем конструкций узлов крепления
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
головки9
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
двухкомпонентные ЖГГ. Они устроены во многом аналогично основным камерам
и состоят из смесительной головки и корпуса, который имеет
регенеративное охлаждение или выполняется неохлажддемым.
Наибольшее влияние на конструкцию и параметры ЖГГ оказьюает
тип схемы.
В двигателях без дожигания для работы двухкомпонентного ЖГГ
за главными топливными клапанами отбирается небольшая часть
(обычно 2...3 %) общего расхода основных компонентов топлива.
ЖГГ в двигателях с дожиганием являются одними из наиболее
нагруженных элементов конструкции двигателя, хоъя температура продуктов
сгорания в них существенно ниже, чем в камере, но давление заметно
больше.
ЖГГ, указанные в табл. 8.1, работают на основных компонентах
топлива и, за исключением газогенераторов двигателей SSME и РД-253,
относятся к двигателям без дожигания.
139
Таблица 8.1
Параметры ЖГГ некоторых двигателей
ЖРД
Компоненты топлива
Число
форсунок
Номинальные параметры
генераторного газа
тгх,кг/с
р,МПа
Г, К
"г.г
SSME (ТНА Оа) (О2) ж и (На) ж
SSME (ТНА Н2) То же
РД-253 ^О4иНДМГ
LE-5
НМ-7
НМ-60
J-2
F-1
RZ-2
РД-216
(О2)жи(На)ж
То же
(О,)жиКР-1
(О2)жи керосин
Смесь окислов азота
с азотной кислотой и
НДМГ
120
264
12
120
10
G5%)
0,466
A,8%)
8,3
3,18
B%)
4,53
(8%)
A,8%)
36,0
35,9
-24
2,55
2,94
797
972
870
890
870
875
620...
650
(на
входе
в
турбину)
1100
0,65
034
С избытком
окислителя
0,9
0,9
0,9
0,9
0,42
ЖГГ состоит из смесительной головки и камеры. Если ЖГГ работает
на несамовоспламеняющемся топливе, то в его состав входит также
воспламенитель, устанавливаемый обычно в центре смесительной головки,
или применяют третий (пусковой) компонент топлива, обеспечивающий
воспламенение.
В ЖГГ обычно применяют плоскую смесительную головку и
цилиндрическую камеру.
ЖГГ двигателей с дожиганием, В современных двигателях с
дожиганием применяют как восстановительные, так и окислительные ЖГГ.
В кислородно-водородных двигателях с дожиганием целесообразно
применять восстановительный ЖГГ, причем более эффективно
использование двух ЖГГ - отдельно для ТНА жидкого кислорода и для ТНА
жидкого водорода.
Восстановительный газ имеет меньшую химическую активность и
большую работоспособность (из-за малой молекулярной массы и меньших
температурных ограничений, определяемых сохранением целости
конструкции) . Однако следует считаться с повышенным (до 40 %)
содержанием газообразного водорода, что создает потенциальную опасность
взрыва двигателя. Использование двух ЖГГ облегчает создание высоких
давлений компонентов топлива, требующихся для двигателей с дожиганием.
Два ЖГГ применены в двигателе SSME. Наличие двух ЖГГ облегчает регу-
140
лирование двигателя: путем изменения расхода окислителя в ЖГГ ТНА
окислителя изменяется тяга двигателя, а в ЖГГ ТНА горючего -
соотношение компонентов топлива.
Оба ЖГГ имеют одинаковую конструкцию (рис. 8.1) : смесительную
головку 1 с соосными двухкомпонентными форсунками 2 и
цилиндрическую 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
обеспечивается применением большого числа двухкомпонентных соосных
форсунок. В каждой форсунке через центральное отверстие подается
кислород, а через периферийное кольцевое отверстие — водород. Каждую
форсунку проливают и при необходимости дорабатывают с таким расчетом,
8.1. ЖГГ двигателя SSME:
1 - смесительная головка; 2 - соосная двухкомпонентная форсунка; 3 -
цилиндрическая камера сгорания; 4 - трехполостная антипульсационная перегородка; 5 -
акустическая полость
141
чтобы обеспечить постоянное соотношение компонентов топлива. После
установки отобранных таким образом форсунок в головку
газогенератора в его поперечном сечении обеспечивается однородное смешение.
В связи с большим числом близкорасположенных форсунок
окислителя с малым расходом образование, испарение и сгорание капель
горючего 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
обеспечивается путем использования охлаждаемых водородом трехлопастных
перегородок 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
напряжения 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
топлива для привода ТНА применяют окислительный ЖГГ. Примером такого
газогенератора является ЖГГ двигателя РД-253. В ЖГГ поступает
примерно 75 % расхода компонентов топлива и вырабатывается газ с
температурой 780 К и давлением примерно 24 МПа. ЖГГ имеет сферическую
форму (рис. 8.2) и охлаждается окислителем.
Использование окислительных ЖГГ, работающих на
высококипящих компонентах топлива, исключает возможность образования сажи
и ее осаждения по газовому тракту, но требует подбора
конструкционных материалов, которые должны надежно (без возгорания) работать
при контакте с продуктами сгорания высокого давления, содержащими
избыток окислителя.
В ряде перспективных кислородно-углеводородных двигателей с
дожиганием для РН целесообразно одновременно использовать
восстановительный и окислительный ЖГГ. Использование двух ЖГГ в таких
двигателях устраняет необходимость в сложных и массивных узлах
герметизации в ТНА высокого давления и в системе продувки, что снижает
массу двигателя.
Имеются потенциальные трудности создания как восстановительного,
так и окислительного ЖГГ на топливе (О2)ж + УВГ (углеводородное
горючее).
142
рис. 8.2. Ж FT двигателя РД-253 с установленными на нем пмроклапаиамн:
1, 3 - пироклапаны; 2 - смесительная головка горючего; 4 - смесительная
головка окислителя; Ок — окислитель; Г — горючее
Применение восстановительного ЖГГ приводит к низкой полноте
сгорания и отложениям углерода в соплах турбины и других местах
тракта турбинного газа, снижающим ее КПД. В окислительном ЖГГ
требуются специальные меры по обеспечению стойкости конструкции к
возгоранию 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 дня 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
горючего представляло собой шайбу с внутренним диаметром 76 мм,
расположенную на расстоянии 127 мм от огневого днища головки.
Испытаны два типа смесительных головок восстановительных ЖГГ:
с двухструнными форсунками горючего с соударением струй и с
форсунками окислителя с несталкивающимися струями (указанные
форсунки равномерно чередуются); отверстия форсунок выполнялись на
электроискровой установке;
с центробежными двухкомпонентными форсунками, причем горючее
и окислитель распыливались во внешнем и внутреннем конусах
соответственно.
Без турбулизирующего кольца меньший (в 2..3 раза) разброс
температуры по сечению обеспечивали головки с центробежными форсунками.
При наличии турбулизирующего кольца температура газа по сечению
потока у обоих типов смесительных головок становилась равномерной.
Разброс 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
стенки из никеля без покрытия и с покрытием на основе двуокиси циркония,
особых трудностей не возникало, но тем не менее выбор
конструкционных материалов для указанных газогенераторов требует особого
внимания; необходимы специальные исследования совместимости
конструкционных материалов с продуктами сгорания с избытком кислорода с
целью выбора материалов, стойких к воздействию указанных
продуктов 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
тошшв (О2)ж+ (Н2)жи (О2)ж + КР-1.
ЖГГ ЖРД без дожигания. Такие ГГ работают в более
благоприятных условиях, чем ЖГГ двигателей с дожиганием. В составе
двигателей без дожигания ЖГГ обеспечивает привод как общего ТНА, так и одно,
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
турбину ТНА жидкого кислорода F93 К).
В распылительных головках ЖГГ двигателей без дожигания часто
применяют струйные (в том числе соосные двухкомпонентные)
форсунки.
Находят применение форсунки со сталкивающимися струями
жидких компонентов топлива (двигатель НМ-60), двухкомпонентные
соосные форсунки по типу форсунок ГГ двигателя SSME (ЖРД ЬЕ-5)и др.
Головка ЖГГ двигателя НМ-7 состоит из центральной трехструйной
кислородной форсунки, окруженной двенадцатью отверстиями, через которые
впрыскивается жидкий водород. Водород ударяется в кольцо и смеши-
Рис. 8.3. ЖГГ:
а - для ЖРД НМ-60; б - для ЖРД LE-5; 1 -
резьбовые отверстия для установки датчиков
температуры и давления; 2 - воспламенитель; 3 -
смесительная головка; 4 - камера сгорания; 5 -
выходные 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
gl-BA-13 (8247) ракетной ступени "Аджена". В указанном ЖГГ для
пленочного охлаждения использовались восемь духструйных форсунок.
В головке ЖГГ двигателя F-1 пять форсунок окислителя и пять
форсунок горючего располагались по концентрическим окружностям;
дополнительно через периферийные форсунки подавалось горючее для
внутреннего охлаждения. Регенеративное охлаждение горючим в
дополнение к внутреннему охлаждению использовалось в ЖГГ двигателя F-1,
поэтому камера указанного ЖГГ (она имела полусферическую форму) имела
двойные стенки.
В ЖГГ двигателя РД-216 использовалась головка с сотовым
расположением шнековых форсунок (рис. 8.4). Стенки ЖГГ охлаждаются
завесой 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
штатными подводящими магистралями и при необходимости вносят
соответствующие 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-
распылителей, 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.
Примером двухзонного ЖГГ является
газогенератор двигателя RZ-2.
Специфичным является ЖГГ
двигателей "Викинг-5"и "Викинг-4";
фактически он работает на трех
компонентах: N2O4, НДМГ и воде.
Расход воды составляет примерно 1,5 %
расхода компонентов топлива в ЖГГ.
Вода используется для охлаждения
ЖГГ и разбавления его продук-
Жидкое горючее
¦ Жидкий
8.4. Смесительная головка ЖГГ
двигателя 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 дв*.
гателей имеется специальный насос. Первый ЖГГ такого сипа 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
двигателя 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
патрубков под углом 90° к оси ЖГГ.
Восстановительные ЖГГ, имеющие регенеративное охлаждение,
изготовляют 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
практически не применяют. Но в двигателях, созданных в 1940..Л 960 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,
осуществляемое соприкосновением жидкого компонента с пакетом твердого
катализатора, размещаемым непосредственно в газогенераторе.
Катализатором называют вещество, ускоряющее химическую
реакцию (в рассматриваемом случае реакцию разложения компонента на
газообразные продукты с выделением теплоты) и не претерпевающее при этом
химических изменений. Каталитическому разложению подвергаются
ограниченное 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
стойкостью к температурным ударам и эрозии. Для разложения перекиси
водорода 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
двумя 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
патрубкам. 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,
выполняют в виде компактного спрессованного блока из нескольких десятков
сеток, причем сетки из активного материала размещаются между
сетками из коррозионно-стойкой стали. Активным материалом для разложения
перекиси водорода служат латунь, никель и серебро; последнее наносится
в виде слоя на коррозионно-стойкую сталь.
В качестве примеров ЖГГ, работающих на перекиси водорода с
сетчатым катализатором, можно указать на ЖГГ двигателя "Гамма Мк 304",
топливо - 85 %-ная Н2О2 и керосин (пакет этого газогенератора
состоял 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 коррозионно-стойкой
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
концентрации 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
тепловым аккумулятором являются куски сварочного угля, постоянно
подогреваемые теплотой, выделяемой при разложении НДМГ.
В качестве примера однокомпонентного ЖГГ с термическим
разложением 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
другом по резьбе и сваренных по буртам. Корпус и крышка изготавливаются
из жаропрочного сплава.
К днищу корпуса 1 приварен переходник 19, соединяющий
газогенератор с сопловым коллектором турбины, и ниппель 2, через который в
газогенератор подводится горючее (НДМГ).
Вставной узел состоит из распылителя, пороховой шашки и угольной
засыпки. Полый распылитель 7 квадратного сечения соединяется с
ниппелем 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
сварочного угля, размещаемые между перфорированными стаканами —
внутренним 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,
установленными в кольцевые выточки в крышке 15. Для обеспечения
гарантированного зазора между вставным узлом и оболочкой к наружному стакану
приварены ребра и прутки.
Дополнительный воспламенитель 11 устанавливается со стороны
крышки. Для воспламенения его порохового заряда служит запальник,
состоящий 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
разложения горючего. При запуске двигателя РД-119 подается напряжение
на пиропатроны запальника, которые срабатывают, в результате чего
поджигается воспламенитель и начинает гореть пороховая шашка. Газы,
образующиеся при сгорании пороховой шашки, через отверстия во внутрен-
148
I
з S
се
Ч ГО .
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,
установленной в переходнике 19 и поджатой гайкой 17. Указанная мембрана
герметизирует внутреннюю полость газогенератора, обеспечивая изоляцию
порохового заряда от окружающей среды при хранении и создание
первоначального подпора при воспламенении порохового заряда. При
определенном давлении газов мембрана разрывается и газы поступают в турбину.
Примерно за 0,2 с до конца горения шашки к распылителю подается
нагретое горючее из охлаждающего тракта камеры. Горючее через форсунки
распылителя впрыскивается в полость, образующуюся после сгорания
пороховой шашки, и через отверстия во внутреннем стакане попадает на
разогретый 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
подогрев угля, необходимый для разложения последующих порций горючего.
Образующийся газ через отверстия в наружном стакане и зазор между
ним и обблочкой через переходник поступает в турбину.
В связи с большей эффективностью гидразина по сравнению с
перекисью водорода и НДМГ более перспективными являются гидразино-
вые однокомпонентные ЖГГ.
Примером эффективного гранульного катализатора для разложения
гидразина является катализатор "Шелл-405", представляющий собой
зерна 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
гидразина. Катализатор обладает многими свойствами, необходимыми для
успешного применения: высокой каталитической способностью,
высокой теплопроводностью, малым коэффициентом термического расширения,
высокой термостойкостью и хорошими механическими свойствами.
Катализатор "Шелл405" работает при температуре 475...575 К без
подогрева.
Основными параметрами, необходимыми для расчета размера пакета
твердого катализатора, являются:
1) удельная поверхность катализатора — площадь активной
поверхности катализатора, приходящаяся на единицу его объема. Для ряда
применяемых катализаторов удельная поверхность составляет 8...80 см2/см3;
2) удельная нагрузка катализатора - максимально допустимый
расход 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
катализатора 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
двухступенчатой турбины, приводящей насос гидравлической жидкости.
Указанный насос создает давление гидравлической жидкости в гидросистеме
основной ДУ.
Основными параметрами указанного газогенератора, работающего на
гидразине, являются: давление продуктов разложения 9,07 МПа; их
температура 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
расположена внутри пакета катализатора, представляющего собой полый цилиндр;
гидразин из указанных элементов разбрызгивается радиально. Корпус
камеры разложения и сопло имеют слой теплозащиты. Они
соединяются друг с другом резьбовым соединением, что наряду со съемными упорами
пакета катализатора обеспечивает его простую замену при
восстановительном ремонте.
Все основные элементы конструкции ЖГГ изготавливают из
никелевого сплава "Хастеллой В".
Для надежного запуска и обеспечения необходимых динамических
характеристик запуска ЖГГ в момент его включения должен иметь
температуру не ниже 368 К. Терморегулирование газогенератора
обеспечивается дублированными электроподргревателями (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 на участке схода с орбиты вплоть до
посадки 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
необходима температура примерно 675 К.
Температуру продуктов разложения гидразина (смесь NH3, Щ 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
обладают 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
дросселируемыми; 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 пускоотсечных клапанов на входе в головку
и наличием определенного объема между указанными клапанами и днищем
головки; этот объем должен быть возможно меньшим.
В камерах ЖРДМТ применяют как центробежные, так и струйные
форсунки.
В камерах ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" и КА "Галилей"
использована смесительная головка с одной двухкомпонентной
центробежной форсункой, при этом в камере создается соосная вращающаяся
струя компонентов топлива, обеспечивающая конический распыл капель.
Форсунка обеспечивает также внутреннее охлаждение стенок камеры
путем создания избытка окислителя в пристеночном слое продуктов
сгорания.
В камере ЖРДМТ R-1 Е-3 (вспомогательный двигатель ДУ реактивной
системы управления МТКК "Спейс шаттл") использована одна двухком-
понентная форсунка со сталкивающимися струями окислителя и
горючего. Коллектор головки имеет небольшой объем, что обеспечивает:
1) быстрое заполнение и опорожнение коллектора; 2) сведение к
минимуму изменения характеристик двигателя вследствие насыщения
компонентов 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
применяют 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
работы камеры. С уменьшением расхода компонентов топлива давление в ка-
152
мере и, следовательно, полнота сгорания топлива снижаются. Такую
головку применяли в камере посадочного ЖРД лунной ступени КК "Аполлон";
этот двигатель обеспечивал уменьшение тяги в 10 раз по сравнению с
тягой при работе на номинальном режиме.
В двигателях RS-2101C КА "Викинг-75" и R-4D-11 использованы
струйные форсунки со сталкивающимися струями окислителя и
горючего. Форсунки размещаются на единственной окружности, имеющей
средний радиус между центром и стенкой камеры сгорания.
При работе ЖРДМТ температура головки камеры должна быть
такой, чтобы исключалась возможность вскипания компонентов топлива
в ее полости. Для этого между головкой и камерой сгорания часто
устанавливают тонкостенную цилиндрическую перфорированную
термоизоляционную проставку. Уменьшение теплового потока в головку и
одновременно увеличение полноты сгорания топлива обеспечивается при
изготовлении смесительной головки из пластины, в которой вытравливают
многочисленные топливные каналы, обеспечивающие ее пористое
охлаждение, 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
головке 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^O изготавливают из стали и
алюминиевого 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
обмотку алюминиевого фланца, соединяющего головку с камерой сгорания,
стеклотканью с пропиткой фенольной смолой. Однако чаще всего
головку соединяют с камерой сгорания сваркой (если стыкуемые стенки
изготовлены 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 N2O4 и ММГ при Fa = 40...150 и тяте Рп = 2Д...445 Н
обеспечивают удельный импульс/у п = 2735 ...2825 м/с (табл. 8.2). При
импульсном режиме ЖРДМТ удельный импульс ниже, причем чем меньше время
импульса тяги, тем ниже удельный импульс. Время импульса тяги
определяется временем подачи напряжения на топливные клапаны (электро-
гидроклапаны), устанавливаемые на головке камеры, которое называют
153
Таблица 8.2
Характеристики некоторых двухкомплектных ЖРДМТ
Характеристика
ЖРДМТ
ЖРДМТ
R-4D-11
R-1E-3
R-6C
R-6B
Фирма-разработчик
Где применяется
Назначение
двигателя
Топливо
Номинальная тяга, Н
Диапазон изменения
тяги, Н
к
WHOM
Fa
/уЛ при
непрерывном режиме, м/с
/у л при
кратковременном цикле работы, м/с
Общее число циклов
работы
Суммарное время
работы, с
Суммарный импульс
тяги, кНс
Минимальное время
импульса тяги, мс
Номинальное давление
поступающих
компонентов топлива, МПа
Допустимый диапазон
давления поступающих
компонентов, МПа
Номинальная
температура поступающих
компонентов топлива, К
Допустимый диапазон
температуры
поступающих компонентов
топлива^
Максимальная
температура камеры
сгорания, К
Время набора 90 %
номинальной тяги при
запуске, мс
154
Марквардт
ИСЗ"Инсат-1",
"Лисат"
Апогейный
N,O4+N2H4
445
270...900
1,65 ±0,05
150
2760
1860
5-1Q4
2'1Q4
8,9* 10s
2,5
1,52
1ДО..Л/73
294
266 ...318
1563
10
—
Вспомогательный
двигатель ДУ
РСУМТКК
"Спейс
шаттл"
N2 O4 и ММГ,
аэрозин-50
иЫ2Н4
110
65...155
1,65 ±0,05
40
2760
2350
5-Ю5
12,5 • Ю4
13,9-Ю»
1,7
1,70
1.21...132
294
277.. .311
1313
17
Маркварцт"
ИСЗ
"Инсат-1"
-
—
22
1O...35
1,65 ±0,05
100
2825
1860
2,5'Ю5
1*104
222
0fi9
1,52
1Д0...1.73
294
266 ...318
1473
5
—
-
_
N2O4 и ММГ
22
1,3...4,5
1,65 ±0,05
100
2735
1860
2,5-Ю5
1 -Ю4
22Д
0,018
1^2
1Д0...1.73
294
266...318
1473
10
Продолжение табл. 8.2
Характеристика
ЖРДМТ
ЖРДМТ
R-4D-11
R-1E-3
R-6C
R-6B
Время снижения до
10 % номинальной тяги
при выключении, мс
Максимальная
температура крепежного
фланца, К
Диаметр крепежного
фланца, мм
Диаметр выходного
сечения сопла, мм
Длина двигателя, мм
Масса сухого
двигателя, кг
Срок эксплуатации,
годы
10
450
130
279
560
зд
10
12
450
100
66
230
1,6
10
6
450
83,6
53,3
244
0,52
10
10
450
0,5
10
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 B350 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
составляют всего 0,5 и 0,3 г/с соответственно.
Конструкция камер ЖРДМТ зависит от метода охлаждения.
Используют 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
теплового 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
пленочное 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
работоспособность 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
большом 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
подлете 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
заготовки; 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 на 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
относительно малую массу камеры ЖРДМТ по сравнению с абляционным
охлаждением, 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
металлов (молибдена, вольфрама, тантала и ниобия) и сплавов на их основе.
Характеристики и срок службы камер с лучистым охлаждением
определяются выбранными жаропрочными и тугоплавкими металлами и
покрытиями, предотвращающими окисление жаропрочных и тугоплавких
металлов 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
покрытие из дисилицида молибдена. Для аналогичных камер применяли
молибденовый сплав, содержащий добавки Ti и Zr, или молибден с покрытием
из дисилицида молибдена Mo Si2.
Для изготовления сопловых насадков, использующих лучистое
охлаждение, 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
тугоплавкие металлы являются дорогими материалами, а изготовление из них
камер отличается сложностью вследствие хрупкости указанных металлов.
Разработка стойких к окислению покрытий тугоплавких металлов с
большим 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
пристеночный 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
горючего 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
может образовываться при длительном хранении четырехокиси азота.
Камеры с пленочным охлаждением выдерживают высокие значения
поверхностной плотности теплового потока и обладают минимальными
значениями указанной плотности в окружающую среду. Для таких камер
характерны потери, вызванные снижением эффективности горения в
пристеночном 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,
распространяющиеся по стенке из указанной части сопла к цилиндрической части
камеры. Это распространение обеспечивалось тем, что камеру сгорания
изготавливали из бериллия, обладающего очень высокой
теплопроводностью. В цилиндрической части камеры теплота поглощается
испаряющейся пленочной завесой, подаваемой в нее со стороны сужающейся части
сопла. 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
изменением 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
минимальном сечении сопла 1285 К обеспечивается ресурс камеры 7,2* 1р5 с.
Максимальное время непрерывной работьд 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
изготавливают также из ниобия (расчетная температура камеры 2030 К).
158
В ряде камер используют покрытие R-512A, наносимое методом на-
млавления. Оно рассчитано на максимальные температуры 1800...1920 К.
Покрытие R-512A представляет собой специальный стеклообразный
шероховатый силицидный материал для защиты от окисления и обеспечения
продолжительного срока службы. Толщина наносимого покрытия —
примерно 75 ...125 мкм; указанную толщину и однородность покрытия
необходимо после нанесения измерять с помощью специального датчика (в
частности, на вихревых точках).
Сочетание ниобиевого сплава С-103 и покрытия R-512A на внешней
и внутренней поверхностях камеры основного и вспомогательного
двигателя 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 R-40A и R-1E-3 покрьюают
термоизоляцией из материала
дайнафлекс плотностью 400 кг/м3,
помещенной внутри титанового
корпуса. Указанные ЖРД
размещены внутри фюзеляжа МТКК
"Спейс шаттл", и термоизоляция
предохраняет внутренние
элементы конструкции корабля от
чрезмерного нагрева из-за
лучистых 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... ±37 С на большую часть
внешней поверхности камеры
наносили покрытие золотом.
На рис. 8.8 показан ЖРД апо-
гейной ДУ ИСЗ "Лнсат", камера
которого имеет лучистое
охлаждение.
Рис 8Л. ЖРД апогейной ДУ ИСЗ
"Лнсат":
* - блок клапанов горючего; 2 -
камера 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 ЮН при
стендовых огневых испытаниях превышало 3 • 103 с. Неизменное тепловое
состояние камеры ЖРД тягой 400 Н с указанным выше
комбинированным 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
повышалась 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
импульсном, 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
требования к ее охлаждению; кроме того, можно обеспечивать различные
значения импульса тяги при постоянной тяге путем изменения лишь
времени цикла работы.
Однако импульсный режим работы накладывает ограничения на выбор
топлива (отработаны ЖРДМТ многократного включения лишь на
самовоспламеняющихся топливах) и, как уже отмечалось, обусловливает
снижение удельного импульса камеры.
ЖРД большой тяги при подаче компонентов топлива под давлением
наддува баков при неработающих насосах могут развивать тягу,
соответствующую 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
ic 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
устойчивость горения, обеспечивающая почти полную нечувствительность ко
всем естественным и искусственно вводимым возмущениям, а также
устойчивую 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
возрастает.
Обычно плоскость выходного сечения сопла камер ЖРДМТ
перпендикулярна их продольной оси. Однако основные и вспомогательные
двигатели 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
четыре 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
сгорания; 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 однокомпонснтных 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
разложением компонент топлива разлагается при контакте с нагретой
поверхностью, 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 гидразц.
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
исследовательского 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
капиллярных 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,
обеспечивается более плавная работа двигателя и снижается износ пакета.
Поверхность головки защищается двойной сеткой, предохраняющей от
попадания 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
камер ЖРД очень малых тяг @,1 ...0,4 Н) можно газифицировать гидразин
перед подачей его в камеру (нормальная температура кипения
гидразина 387 К).
Пакет катализатора необходимо надежно фиксировать в полости
камеры 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 "Xafiec":
1 - расходная шайба; 2 - головка камеры; 3 - пакет крупнозернистого
катализатора; 4 - перфорированный экран; 5 - сопло; 6 - корпус камеры; 7 - пакет
мелкозернистого катализатора; 8 - разделительная перфорированная про ставка
162
сТойкими по отношению к нитрации. В частности, пакет катализатора
ИСЗ "Интелсат IVА" размещается в двойной сетке из платинового
сплава.
Пакет катализатора двигателя REA 204 разделен на две секции
перфорированным экраном. В верхней секции используется мелкозернистый
катализатор "Шелл-405", что обеспечивает быстрое разложение гидразина
й устойчивый режим работы двигателя. Для снижения гидравлического
сопротивления пакета катализатора в нижней секции размещается
крупнозернистый 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
катализатора 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
двигателя. В указанном двигателе применены два нихромовых
электронагревательных элемента (N = 3,8 Вт; V = 28 В), помещенных в корпус,
выполненный из инконеля 600. Разогрев пакета катализатора может
производиться в течение достаточно длительного времени — до 30 мин.
Для улучшения прочностных характеристик гранул катализатор
подвергают 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
камеры обеспечивается на электродинамическом вибраторе.
Решающее значение для расчета диаметра камеры разложения
имеет ее расходонапряженность, которую обычно выбирают равной
0,75...3,5г/(см2-с).
Ниже приведены типичные значения параметров гидразиновой камеры
тягой 10 Н: расходонапряженность 3,5 г/(см2 • с); /у п = 2256 м/с; рк =
= 1,5 МПа; <pj = 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
давлений на пакете катализатора 0,25 МПа.
Пакет катализатора камер ЖРДМТ КА подвергается воздействию
окружающего вакуума.
В камерах ЖРДМТ обычно применяют профилированные сопла.
Профилированное 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
минимальных значениях длины и массы. Толщина стенки сопла по длине
уменьшается до минимального значения к выходному, что обеспечивает
уменьшение 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
капиллярным трубкам. Дополнительно тепловые потоки от капиллярных
трубопроводов 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 • 1.0s; суммарное время работы 1,5 • 105 с; суммарный импульс тяги
5,5 МН • с. Время непрерывной работы некоторых гидразиновых
двигателей (например, ЖРД REA 20-4) вообще не ограничено. В США
разрабатываются гидразиновые ЖРД с числом циклов работы 106 при суммарном
импульсе тяги 0,89 МН • с, при этом основной проблемой является
термическая 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
предназначен для полетов к внешним планетам Солнечной системы.
Еще меньшую тягу можно получить при использовании испаряющегося
пропана. Такая система, предназначенная для обеспечения высокой
точности 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
некоторых ДУ ИСЗ применяют электроподогрев продуктов разложения.
Указанное повышение объясняется тем, что в ЖРДМТ, работающих в импульсном
режиме, значительная часть теплоты, выделяемой при разложении
гидразина, затрачивается на нагрев катализатора и стенок камеры, а в ЖРД с
термическим 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
электронагревателей (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
составляет 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
обеспечивают 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:
топливный клапан с электроподогревателем; камера разложения с газоотводящей
трубкой; электроподогреватели пакета катализатора с тепловыми
экранами; блок электроподогревателя продуктов разложения; блок
теплообменника с лучистыми и тепловыми экранами и монтажный узел для
крепления указанных выше узлов и блоков.
,7
10
Рис 8.10. Гндразиновый 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
теплообменника; 12 — лучистый экран; 13 — диски лучистого экрана; 14 - сопло; 15 -
электронагревательный элемент; 16 - тепловой экран газогенератора; 17 - паяный
патрубок; 18 — газоотводящая трубка; 19 - камера разложения газогенератора; 20 -
электроподогреватель пакета катализатора; 21 - форсуночная головка; 22 -
тепловой 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 A2 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
осевыми 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
разложения, омывающие эту секцию, поглощают теплоту с соответствующим
повышением их температуры. Теплообменник имеет ряд экранов,
предотвращающих утечки теплоты в окружающую среду.
Указанные камеры в случае выхода из строя электродвигателя
продуктов разложения работают в режиме разложения гидразина в присутствии
катализатора.
Ресурс работы однокомпонентных ЖРДМТ очень большой, он
снижается лишь при использовании электронагревателей, которые имеют
ограниченный 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 обычно
выбирают жаропрочные сплавы, так как при этом материалы должны
выдерживать высокую температуру и сложное воздействие газообразных
продуктов (в частности, нитридов) разложения гидразина в течение
длительного времени; например, камеру ЖРД ИСЗ "Интелсат IV А"
изготавливают 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
алюминия, 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 @$ 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
окислительных ЖГГ двигателей?
3. Чем отличаются по конструкции и распределению температуры по длине двух-
зонные и однозонные ЖГГ двигателей?
4. Назовите типы катализаторов, применяемых для разложения жидких
компонентов топлива.
5. Какие особенности характерны для конструкции головки камеры одноком-
понентныхЖРДМТ?
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 одно компонентных 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
конструкции, 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
газогенератору, во времени их можно разделить на статические,
квазистатические и динамические.
Статические нагрузки практически не зависят от времени и
соответствуют 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, но 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-технологическому 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
применительно 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
технологического 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
где рк - максимальное давление в камере сгорания на рабочем режиме;
дРф - перепад давлений на форсунках; Арм р - гидравлические потери
давления в межрубашечном тракте на рабочем режиме; кэ - коэффициент,
Pro
Рис. 9.1. Схемы нагружения камеры при гидроопрессовке:
а - гидроопрессовка секции; б - гидроопрессовка камеры
168
учитывающий неэквивалентность нагружения оболочек на режиме гидро-
опрессовки по сравнению с рабочим режимом (кэ = 1,3 ...1,5).
При гидроиспытаниях камеры в целом (см. рис. 9.1, б) жидкостные
и газовая полости камеры опрессовываются давлением жидкости на
специальном стапеле. Герметизация полостей камеры осуществляется
специальным грибком по некоторому сечению с радиусом гс Это сечение
выбирается таким образом, чтобы сила Рг 0, действующая на узлы
крепления камеры, удовлетворяла равенствам:
р =р рг.о .
откуда г = ( ) °*.
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
подвергается 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
анализе 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 tT.
Характер изменения по длине корпуса камеры статических нагрузок, таких
как давление газов рг, давление охлаждающей жидкости в межрубашечном
пространстве рж, температура газов tT и средняя температура внутренней
оболочки t', показан на рис. 92.
Со стороны рабочего пространства на оболочку действует давление
газов, которое значительно меняется по длине камеры. Наибольшее
давление имеет место в камере сгорания, где его значение может достигать
нескольких десятков мегапаскалей. Далее по длине камеры давление
падает, составляя в критическом сечении примерно половину давления в
камере сгорания, а на выходе из сопла — от ОД до 0,001 МПа.
Давление охлаждающей жидкости рж в межрубашечном пространстве
во всех сечениях камеры больше давления газов. Особенно большой
перепад давлений Арж =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
подвержены также интенсивному температурному воздействию со стороны газов.
Особенно велика температура газов в конце камеры сгорания, где она
составляет ЗООО...35ОО С, и к срезу сопла ее значение уменьшается до
169
РтШ
Рис. 9.2. Распределение нагрузок по длине камеры на рабочем режиме:
I - полость первого компонента; П - полость второго компонента
1300..Л800 °С. Температура внутренней оболочки корпуса,
соприкасающейся с газами, вследствие внутреннего охлаждения и теплопередачи в
охлаждающую жидкость оказывается значительно меньшей, чем
температура газов, тем не менее она настолько велика, особенно в районе
критического сечения камеры, что резко снижает механические свойства
материала оболочки.
Режим запуска характеризуется нарастанием по времени давления
газов рг в камере и давления рж 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
прочностном отношении по сравнению с рабочим форсированным режимом.
Так, например, режим запуска может сопровождаться большой
кратковременной перегрузкой камеры по давлению газов, а режим останова —
гидравлическим ударом в охлаждающем тракте при наличии высокой
температуры внутренней оболочки.
170
9.2. ОБЩАЯ СХЕМА И ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ РАСЧЕТА
КАМЕРЫ НА ПРОЧНОСТЬ
В настоящее время в практике двигателестроения применяются
главным 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
показывают, что вследствие одного только температурного воздействия на
внутреннюю 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,
является 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
конструкции, оценка ее пригодности по величине перемещений и расчет по
допускаемым 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 Арм 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
конструкцию, состоящую из среднего и внутреннего днищ, соединенных
форсунками 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
рациональное 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
нагрузкам 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
связан с рассмотрением^еформации и формоизменения конструкции в целом.
В отличие от этого возможно рассмотрение локальных деформаций и
формоизменения конструкции, чему соответствует расчет местной
несущей способности.
Общая несущая способность камеры оценивается значением
предельного давления газов в камере сгорания РГЛ1ред- Для нахождения
предельного давления газов строится расчетный график зависимости давления
газов в камере сгорания рг от полной относительной деформации оболочек
камеры в окружном направлении €уп> которая определяется как €уП —
172
*Рис. 10.6. Схемы смазки и охлаждения подшипников:
а - компонентом топлива; б - консистентной смазкой; 1 — уплотнение; 2 -
подшипник; 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
давления 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
входную полость насоса. Эту схему целесообразно применять в случае
расположения 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 @,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
значительно увеличивает длину вала и расстояние между подшипниками, что
требует увеличения числа опор ротора или перехода от одновального ротора
к двухвальному.
Следует отметить, что многие из имеющих место в практике факторов,
влияющих на выбор компоновочной схемы ТНА, являются
противоречивыми. 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,
технологичность, надежность работы, наименьшая масса как самого ТНА, так и
ДУ в целом.
201
103. УСТРОЙСТВО ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КАЧЕСТВА КОНСТРУКЦИИ .
Увеличение удельных параметров ЖРД связано с повышением давленщ
в камере двигателя. С учетом перепада давлений в ЖГГ и в тракте газово|
турбины получается, что насосы ТНА должны быть высоконапорным^
При создании ТНА с высокими окружными скоростями и КПД, с малым*
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 тл. Они 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. Во
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
насосного агрегата ограничивается в основном антикавитационными
характеристиками насосов, реже работоспособностью у плотнит ельной 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,
приводит 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
прямоугольниками отмечены места возможного расположения уплотнительных устройств
между полостями с деталями, имеющими относительное перемещение.
В конструкции ТНА с центральным положением турбины (см. рис. 10.4 ,л)
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,
й Такая схема ТНА применяется в двигателях без дожигания с малым
значением тяги.
При консольном расположении турбины (см. рис. 10.4,5)
исключается влияние температурных деформаций на работу подшипников ротора и
тепловых потоков в один из насосов, особенно, когда подается криогенный
компонент. Турбина при консольном расположении получается
компактной и легкой. Такая схема единственно приемлема в ТНА двигателей с
дожиганием и при высоком уровне тяги двигателя без дожигания. В
конструкции ТНА удобно компонуются высокорасходные насосы, имеющие
двухсторонний подвод.
Однороторный ТНА ЖРД РД-119 (рис. 10.7) состоит из
двухступенчатой газовой турбины активного типа и центробежных насосов
окислителя (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
температурных деформациях, возникающих в результате большой разницы
температур рабочих тел турбины и насосов.
Центробежные крыльчатки насосов разгружены от осевых усилий
благодаря расположению по обе стороны уплотняющих буртов на разных
уровнях, а также наличию отверстий в дисках. Неуравновешенная часть осевой
силы в каждом из насосов воспринимается одним из подшипников,
закрепленном в осевом направлении по внутреннему и наружному кольцам.
Двухступенчатая турбина со ступенями скорости расположена кон-
сольно на общем валу со шнекоцентробежным насосом горючего,
подающим 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
диффузор с улиткой, соединяется с крышкой 6 шпильками. Для разделения
полостей 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
204
6.
X
о
5
I
a
1
ex
II
Is
is
205
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
номинальном 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
E,0...8,0 МПа) рабочего тела, приводящего к парциальности рабочей
ступени 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,
предназначенного для межорбитального транспортного корабля, приведена на
рис. 10.9. ЭНА обеспечивает тягу ЖРД 4,45 кН при давлении на выходе из
насосов 1,3 МПа и расходах монометилгидразина тт = 0,325 кг/с, азотного
тетраксида гпок = 0,68 кг/с. Привод насосов - электродвигатель -
расположен между ними и обеспечивает надежное разделение
самовоспламеняющихся рабочих жидкостей. Двигатель выполнен с сухим статором и
охлаждается одним из компонентов топлива, подаваемого насосом в тракт
охлаждения корпуса 4. Смазка и охлаждение подшипников 5 в каждом насосе
осуществляется компонентом. Надежное отделение полости
электродвигателя от перекачиваемой жидкости обеспечивается импеллерами 6 и
контактными 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
На Вход
в насос
Рис. 10.9. Схема ЭНА ЖРД малой тяги межорбнталыюго 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
проточной 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
возможным значением давления наддува топливных баков. Наилучшую
герметичность имеют ТНА с наименьшим числом стыков и узлов уплотнений,
простых 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,
радиальных) и массы ТНА оптимальной считается схема; обеспечивающая
наименьшие значения анализируемой величины.
Стоимостные работы оцениваются исходя из величины удельных затрат,
приходящихся на ТНА в составе ДУ, с учетом технологичности
конструкции и характера производства (единичного, мелкосерийного, серийного).
Возможна ситуация, когда необходимо учитывать одновременно
несколько характеристик качества, так как они имеют первостепенное значе-
207
ние и являются важными. Иногда следует вводить новые характеристик!
или, наоборот, не учитывать какую-либо, если она не играет существенно!
роли. Например, при учете всех названных характеристик качества консъ
рукции для ТНА двигателя, работающего по схеме с дожиганием, можс|
быть целесообразна конструкция ТНА, выполненного по многороторна|
схеме с редуктором. Однако в составе ДУ могут быть различные условц|
работы ТНА: если учесть, что двигатель будет располагаться в баке с коц.
понентом (утопленный ЖРД), для которого как осевые, так и радиальные
габаритные размеры не играют существенной роли, то более приемлем!
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
направление (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 4 1
Рис. 10.11. Конструктивная схема шнекоцентробежного насоса:
1 - центробежное колесо; 2 - спиральный канал; 3 - направляющий конус; 4 -
осевой преднасос (шнек); 5 - подвод насоса; 6 - струйный насос (эжектор); 7 - отвод
208
дВод 5, служащий для направления потока жидкости на вход в колесо
- заданными параметрами и спиральный канал 2, обеспечивающий сбор
^ стабилизацию параметров потока жидкости до входа в отвод 7.
Подаваемый насосом компонент приобретает кинетическую и
потенциальную энергию. Значения этой энергии, отнесенной к массе перекачивае-
мой жидкости, называют напором насоса Я. Напор насоса представляет
^зность удельной энергии жидкости на выходе и входе в насос:
Я-
В случае сжимаемой жидкости, например жидкого водорода, когда
плотность р изменяется по тракту насоса, напор
Рвых dp с«ых"свх
Я= J + ВЫ%
Рвх
В расчетах расход через насос принимается объемный V или массовый
m=pV. A0.6)
Полезная мощность насоса
N = pVH. A0.7)
Мощность, потребляемая насосом, запишется с учетом КПД насоса:
pVH mH
NH = = . A0.8)
Чем больше КПД насоса 17н, тем меньше потребляемая мощность.
Обычно т?н = 0,5 ...0,8. КПД насоса учитывает потери энергии в насосе из-за:
перетекания жидкости из полости высокого (выход из колеса) в
полость низкого давления на входе в насос;
трения жидкости при течении о стенки каналов колеса насоса и
внутреннее трение жидкости вследствие ее вязкости;
трения в уплотнениях, подшипниках и боковых (нерабочих)
поверхностях колеса насоса о жидкость.
Уровень совершенства антикавитационных свойств насоса
характеризуется значением кавитационного коэффициента быстроходности:
ДАкр
где со — угловая скорость ротора насоса в зависимости от его антикавита-
209
ционных качеств, и может изменяться от 1000 до 10 000 1/с. Все параметр
ческие показатели и характеристики насоса определяются с учетом угловм
скорости.
Увеличение параметра Скр приводит к росту допустимой часто^
вращения ротора ТНА, что уменьшает не только массу насоса, но и всей Ду
так как позволяет снизить давление наддува топливных баков и существе*
но уменьшить их массу.
. Вредные проявления кавитации заключаются в срыве режима работу
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 гидроударо*
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 антикавитационные 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
ущербом 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
вспомогательные и бустерные насосы — струйные (эжекторы), осевые
(шнеки) 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
собственные 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
гидравлического тракта насоса. Совершенство насосного агрегата по его антикави-
тационным качествам привело к существенному конструктивному
изменению проточной части самого насоса, комбинации различных по принципу
действия насосов в единый блок и к введению дополнительных магистра*
лей и гидравлических трактов, обеспечивающих работоспособность
конструкции. 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
п0казателях ТНА. Кроме того, на конструкцию насосов наиболее
существенно влияют свойства перекачиваемой среды, способ уравновешивания
осевой и радиальной сил, параметры угоютнительной 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
гнезде клиновидной формы. Крышка имеет кронштейн для крепления к
корпусу 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
работают в среде компонента. Окислитель к подшипнику 7 подводится из
полости высокого давления через жиклер 5 отверстия в крышке 1 и
отводится на вход в насос.
16
2221 201918
Рис. 10.12. Шнекоцентробежный насос:
1 - крышка; 2 - шпильки; 3 - корпус; 4 - уплотнительное кольцо; 5 - жиклер;
6, 13 - опорные кольца; 7, 17 - подшипники; 8, И - 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 высокопроц.
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 залетом
компонентном 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
насос. Со стороны ведущего диска утечки жидкости на вход в насос
поступают 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
стороны 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
основного потока.
Рис. 10.13. Схемы ввода утечек со стороны покрывного диска колеса насоса. Ввод
утечек:
а, б - перед шнеком; в - после шнека
212
Центробежные колеса насосов выполняются закрытого,
полуоткрытого 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
открытых — межлопаточные каналы разомкнуты и открыты с торцев.
Применяемый тип колеса определяется в основном режимными параметрами насоса.
В ТНА с большой частотой вращения при значении удельной подачи V/cj >
> 5 • 10 м3 выполняются закрытые колеса, а при меньшем значении
целесообразно применять полуоткрытые либо открытые. Выбор типа
колеса 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
колесом по торцевой поверхности, где отсутствуют диски, осевые зазоры
выполняют 0Д...0,6 мм в целях стабильного поддержания заданной
величины КПД, в то время как осевые зазоры между корпусом и дисками
закрытого центробежного колеса можно выполнять большей величины без
существенного 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
изготавливаются 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
основного (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 мц
Крепление покрывного диска по всем торцевым поверхностям лопаток*
обращенных в его сторону, производится пайкой в вакууме твердым*
припоями, чем достигается высокая прочность соединения. Существующие
ранее способы крепления к лопаткам при помощи клепки или зачеканкц
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
применяется 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 шага*
(рис. 10.16, а) или переменной (рис. 10.16,5) 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
минимально возможным, что приводит к конструкции ступенчатого шнека
Рис. 10.16. Осевые колеса (шнеки):
а — постоянного шага; б - перемен
ного шага; в - ступенчатый; г - конус
ный
214
(рис. 10.16, в). По существу получается как бы два шнека, выполненные
заодно целое: первый диаметромDml - на входе,за пределами
центробежного колеса, второй диаметром Dm2 — внутри центробежного колеса на
длине, перекрывающей половину ширины его лопатки.
На рис. 10.16, г приведен шнек конусной формы входной части с
углом (рис диаметром втулки на входе dBTl, меньшем, чем на выходе
с1вт2- Шнек такой конструкции обладает высокой всасывающей
способностью и широко применяется в качестве основного рабочего колеса бус-
терного насоса и предвключенной ступени шнекоцентробежного. По
возможности 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
фрезерованием с последующей, в случае необходимости, зачисткой и
полированием. После механической обработки колеса, выполненные, например,
из алюминиевых сплавов, подвергаются анодному оксидированию
(анодированию) 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
применяется шлицевое соединение с прямобочными или эвольвентными шлицами.
Иногда возможно использование шпонок, а в маломощных ТНА —
резьбовое соединение с направлением нарезки обратным вращению. При этом
для центрирования колеса на валу предусматривается поясок,
обеспечивающий плотную посадку. Валы ТНА выполняются из
коррозионно-стойких 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,
кислород, азот и тл.), где происходят структурные изменения в металле
(рост зерен). Все это необходимо учитывать при выборе материала вала и
его технологии получения от заготовки до готовой продукции. Для
уменьшения массы ТНА валы выполняют пустотелыми.
Конструкция корпуса насоса зависит от материала и способа
изготовления. Сам корпус включает в себя подводящие каналы насоса и сборники
жидкости: спиральный, иноща лопаточный диффузоры и отводящий
конический 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
прокладкой (см. рис. 10.12, поз. 4). При больших давлениях и расходах
компонента 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 сваркц
существенно снижает толщину стенок в месте стыка, выполняемого с
отбортовкой, которая позволяет свести к минимуму температурные
деформации 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
схемы компоновки ТНА и наиболее проста при осевом подводе жидкости
(см. рис. 10.11). В радиальное подводящее устройство ставится
спрямляющая 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
радиальные; последние применяются только центростремительные.
Широкое применение в ТНА ЖРД без дожигания и с дожиганием
получили осевые трубины, которые в первом случае высокоперепадные и
выполняются 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
решетку турбины со скоростью с i и совершает работу, вращая ротор ТНА
с угловой скоростью cj. Максимальный КПД турбины соответствует
соотношению
cosa.
где Z - число ступеней турбины; иср - окружная скорость на среднем
диаметре диска турбины, равная со/>ср/2;а! - угол между фронтом
решетки соплового аппарата и направлением вектора скорости; С\ — абсолютная
скорость газового потока на входе в решетку турбины,
V^oo [!( ) L
* - 1 р
216
где У - коэффициент скорости для сопл соплового аппарата,^ = 0,9...0,95;
к - показатель адиабаты; R Тоо — работоспособность газа.
Обычно турбины ТНА работают в области малых значений параметров
и/а, а следовательно, при высокой нагруженности ступени, что
определяет 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
прочности ытах < 400 м/с, что соответствует угловой скорости о> ротора до
Ю 000 1/с, особенно если турбина малоразмерная и устанавливается на
отдельном валу с насосом горючего.
В активных турбинах ТНА угол oct = 15...20° и с, = 90О...1500 м/с.
Для повышения КПД целесообразно увеличить ее угловую скорость cj
либо применить двухступенчатую турбину. Последнее приводит к
усложнению 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,
Nr = XNH =NH0 +NHTl +7VHr2. A0.12)
Значение располагаемой (адиабатной) работы турбины
A0.13)
И МОЩНОСТЬ
A0.14)
где m — 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
совершенства ее проточной части, а потери с выходной скоростью представляют
неиспользованную 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 A0.13) Рг/р оо — 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 эд
критический перепад давлений газа. Значение р2 зависит от схемы двига.
теля, способа регулирования перепада давлений на турбине в полете |
возможности использования газа после выхода из турбины для полученщ
дополнительной тяги от выхлопа. В автономных турбинах давление р.
следует выбирать больше максимального давления окружающей среды щ
Турбина ТНА двигателя с дожиганием имеетр2 >рк я 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 R Тоо 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
восстановительного 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 ucjcx 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
отверстия 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
коллектору 6, стенки статора 7 в виде тонкостенной диафрагмы, корпуса
уплотнения, узлов крепления к соседнему насосу, ребер жесткости и
выхлопного коллектора 1. К сопловому аппарату 5 приварен фланец для
крепления направляющего аппарата 3, состоящего из сегментного кольца и
приваренных к нему лопаток 4, которые по внутреннему диаметру имеют
бандаж. Все лопатки турбины, в том числе и направляющего аппарата,
изготавливаются 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
изменять 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 эллиптй-
218
11 1 ? 5
Рис. 10.17. Конструкция 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
статора; 8 - кольцо уплотнения; 9 - винт; 10 - вал; 11 - диски турбины; 12 - штифт
Рис. 10.18. Конструкция реактивной осевой турбины:
1 - газовод; 2 - корпус; 3 - лопатки рабочей решетки; 4 — бандаж; 5 —
решетка; 6 — диск турбины; 7 - вал; 8 - гайка
сопловая
ческой формы. Сопловой аппарат с коллектором подвода являются тепло-
напряженными узлами и их выполняют из жаропрочных нержавеющих
сталей. 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
напряжения, в основном от действия центробежных сил. Особенно велики
центробежные 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.
Гребешки 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.
Стальной корпус 2 турбины выполняется, как правило, литьем заодно с
коллектором подвода газа высокого давления и сопловым аппаратом. На пат-
РУбке корпуса имеется переходник для крепления ГГ. В патрубок
вваривается конус-решетка или другое устройство, выравнивающее поток газа
219
// ю
\
8 7 6
Рис. 10.19. Конструкция реактивны
центростремительной турбины:
1 - выхлопной патрубок; 2 - корпус
турбины; 3 - корпус уплотнения.
4 - кольцо уплотнительное; 5 ,1
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 ТНА.
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
осуществляется 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
колесо 9 от осевого перемещения относительно вала 6. Со стороны выхлопного
патрубка 1 расположен у плотнит ельный 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
полость 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
крутящего момента широко применяются штифты, шлицевое соединение,
призонные болты, сварки. Штифты для передачи большого значения
крутящего 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
приваривать его к диску турбины (рис. 10.20,д, ё).
Лопатки рабочего колеса осевой турбины могут выполняться отдельно
механической обработкой с последующим шлифованием профиля по
копиру 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
Рис. 10.20. Типы соединений диска
турбины с валом:
а — штифтовое; б - призонными
болтами; в - фланцевое; г - шлицевое; д, е -
сваркой; 1 - диск; 2 - штифт; 3 - вал;
4 - болт; 5 - гайка; 6 - шайба стопорная;
7 - винт
Лопатка (рис. 1021, а) состоит из ножки, профильной части пера
и бандажа. Лопатки рабочего колеса активной турбины имеют малую
высоту и вследствие незначительного изменения параметров газа по
высоте их выполняют постоянного профиля. При большом расходе газа в
реактивных турбинах перо лопатки "закручено" из-за существенного
изменения параметров газа по радиусу. Однако и в этом случае стремятся
изготовить лопатки более простой формы (без закрутки). Наиболее простое
Рйс. 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
дывают в несколько проходов, попеременно с обеих сторон, сполировко|
и последующим рентген-контролем. При соединении лопаток с диском свар,
кой трением набор лопаток прижимается к ободу вращающегося диска, ц
при резком останове создается высокое удельное давление в месте соедц.
нения. Часто диск турбины с лопатками изготавливают отливкой по вьщ.
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 окру*,
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,
воспринимающую нагрузку, что необходимо для достижения требуемой
прочности соединения. Для установки пакета лопаток в ободе диска
выполняется 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
увеличению толщины стенок и массы баков. Поэтому установка после бака
отдельного подкачивающего бустерного насосного агрегата (БНА),
обеспечивающего ритмичную работу основного насоса ТНА, позволяет
существенно 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
непосредственной 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
срабатывания на турбине жидкость возвращается в напорную магистраль
222
*уСхерного насоса 2. Угловая скорость ротора БНА, обеспечивающая бес-
рывную 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
определения кавитационного коэффициента быстроходности системы подачи
примет вид
"ТНА ^ °*
'Кр.С.П
= 298
лЛ0,75
АЛ кр БНА
A0.15)
где V — объемный расход насоса,
угловая скорость ротора ТНА, 1/с.
м3/с;
со —
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 на 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
223
Перспективно применение конструкций многовальных (от двух *
более) насосов с пониженной частотой вращения вала предвключенно*
ступени. Привод ротора такой предвключенной ступени обеспечивает^
механической связью в виде зубчатой передачи (рис. 10.23, а), гидравлц.
ческой муфтой (рис. 1023, б) и турбинами (рис. 10.23, в, г, д).
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...10 000 можно получить, выполнив ТНА по
схемам, приведенным на рис. 10.23, б, д. Причем наибольшие антикавига-
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
основного насоса. Эти недостатки отсутствуют в насосе, выполненном по схеме,
приведенной на рис. 1023, г, Скр с п которого стабильна в широком
диапазоне подач и достигает ЮОбО единиц. Большие значения Ск с
обеспечивают насосы, выполненные по схеме с приводом первой ступени
через зубчатую передачу (см. рис. 1023, а) или с независимым приводом
обеих ступеней насосов (см. рис. 10.23,в).
_J В качестве насосов БНА используются струйные (эжектор^ы) и чаще
лопаточные (осевые, центробежные и шнекоцентробежныё). Лопаточные
БНА применяются в ЖРД большого суммарного импульса тяги. Привод
ротора БНА может осуществляться от ТНА через зубчатую передачу
(см. рис. 1023,а), от отдельной ступени газовой турбины (см.рис. 10.23,в)
или от гидравлической турбины (см. рис. 1023,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
центробежного колеса, направляемые по магистрали перепуска на вход в основной
насос через сопла инжектора. В соплах происходит преобразование
энергии давления жидкости в кинетическую энергию струи, которая в камере
смешения передает свою энергию основному потоку.
Струйные насосы из-за низкого КПД целесообразно «радяенять в дви-.
гатедях Ъ 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 достигав
ехле более 0Д5. Малая напорная способность эжекторов ТНА (обычно
не более 300 Дж/кг) при КПД от 0,08 до ОД 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
y-в...Ю'
рис. 10.24. Конструкции многосоплового эжектора н 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 ?>ш2) устраняет
обратные токи на выходе и повышает энергетические характеристики
насоса. Лопатки шнека выполняются в виде винтовой поверхности
переменного 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. 1022). 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
каналами соплового аппарата, выполненными в виде отдельных
цилиндрических сопл и установленными под углом а = 15...20° к плоскости вращения.
Для компактности рабочую решетку гидравлической турбины иногда
выполняют заодно целое с колесом бустера, вынося лопатки турбины на
возможно больший диаметр. Для снижения гидравлических потерь,
связанных с закруткой жидкости, на выходе из турбины при смешении с
основным 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
основной ТНА. Он выполнен в виде единого блока и состоит из двухступенчатой
гидравлической турбины и осевого (шнекового) 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
3 6 7 8
Г/ /////////////////////////
Рис. 10.25. БНА горючего (водорода) ЖРД SSME:
1 - корпус насоса; 2 - осевое колесо; 3 - подшипники; 4 - направляющий аппарат;
5 - отводящий патрубок; 6 - коллектор подвода рабочего тела турбины; 7 -
сопловой аппарат турбины; 8 - направляющий аппарат турбины; 9 - диск турбины
цевое соединение. Ротор БНА установлен на двух шариковых
подшипниках 3, один из которых воспринимает осевую нагрузку. Подшипники
работают в среде жидкого водорода, который подводится к ним в виде
дозированного 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 \
на входе в рабочую решетку турбины высокая, поэтому турбины БНА
работают при малом отношении и/с1у имея низкий КПД. Для повышения
КПД ее выполняют многоступенчатой, а венец рабочей решетки
располагают 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
социальны с коэффициентом быстроходности ns < 15. При изменении
тепени парциальности е от 0,02 до 0,5 КПД гидравлической турбины для
оптимального отношения скоростей u/ci изменяется от 0Д до 0,4.
10.7.КОНСТРУКЦИИ УПЛОТНЕНИЙ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ,
КЛАССИФИКАЦИЯ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
Работоспособность, ресурс, надежность и экономичность ТНА в
существенной степени зависят от совершенства уплотнительных устройств
полостей с рабочими средами различных физико-химических свойств.
Уплотнения в ТНА выполняют разнообразные функции: герметизируют газовые
полости турбины от насосов, разделяют полости насосов, предотвращая
утечки компонентов или барботаж газа в проточную часть насоса,
уплотняют полости подшипников, повышают расходный КПД и общий
энергетический баланс ТНА.
На валу ТНА размещается, как правило, несколько насосов,
обеспечивающих подачу с разными параметрами высокоагрессивных и
токсичных 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
кислородно-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
двигателя, приводя к пожарам и аварийным последствиям.
Уплотнения неподвижных соединений герметизируют различные
полости при широком диапазоне изменения температуры и давления
уплотняемой среды, что определяет выбор их материалов. Как правило,
эластичные уплотнения, помещенные в канавках и сжатые усилием в стыке,
обеспечивают 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
герметизации подвижных соединений, а также вращающихся относительно
Друг друга поверхностей. Разнообразие конкретных условий работы
уплотнений подвижных соединений в ТНА обусловливают создание различных
консгрукций уплотнительных узлов, которые предварительно
отрабатываются 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 угатот-
няющих деталей к соответствующим сопряженным поверхностям соедине-
НИя; бесконтактные — работают без непосредственного контакта между
227
Уплотнения подвижных соединений ТНА
±
_С
Контактные \ \ бесконтактные | | Номбиниробаннь/е
Радиальные
Торцебые
Радиально
торцебые
Упругий
элемент
Статичес— 1 ХГидродина— I YMpoc/na/nu-
кие I I мические ческие
Лабиринтные
Щелебые
Осебые
Радиальные
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
полностью герметизирует полость, что будет наилучшим вариантом, либо
предусматриваются конструктивные мероприятия, обеспечивающие
локальное (в пределах уплотнительного узла) уменьшение утечек, например
ступенчатое снижение перепада давлений, уменьшение скорости на
поверхности вала, охлаждение, введение промежуточных (уплотняющих или
бустерных) сред.
При создании конструкции ТНА конкретизируются основные
требования, предъявляемые к уплотнениям:
герметичность, степень которой определяется условиями работы
агрегата;
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-
ости контроля его работоспособности после сборки ТНА.
В практике проектирования уплотнений валов ТНА часто встречается
ситуация» когда ни одно из уплотнений не удовлетворяет заданному
комплексу требований. Тогда выделяется главное из них, чаще герметичность,
й узел выполняется с некоторым нарушением всех остальных требований
либо существенно усложняется его конструкция. В связи с этим
появляются дополнительные конструктивные элементы, дренажи, перепуски,
охлаждающие системы, добавочные (страхующие) уплотнения и тл. В
результате уплотнение приобретает значение одного из важнейших элементов
конструкции ТНА, и проблема герметизации становится фактором,
определяющим 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)
выделяют: 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-
V//////////////////////j
Рис. 10.27. Структурная схема контактного уплотнения:
1 - неподвижный; 2 - эластичный; 3 - упругий; 4 - скользящий элемент
уплотнения
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
конкретного уплотнения. Конструктивно представленная схема может быть
выполнена с различными вариантами отдельных узлов. Например,
манжетное 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
установкой на вал диаметром DB манжеты с меньшим DM. Торцевые уплотнения
по аналогичной зависимости ввиду низкой степени эластичности пары
деталей, 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 сильф оном или мембраной.
Контактные уплотнения имеют наиболее высокую степень
герметичности, ограниченную долговечность и значительные потери энергии на
преодоление сил трения. при вращении вала. Такие уплотнения при высоких
значениях давления уплотняемой среды изнашиваются, и требуется
периодическая их замена. Изнашивается и сопряженная поверхность вала или
втулки. Однако при герметизации соединений с очень малыми
допустимыми утечками рабочей среды контактные уплотнения незаменимы.
В ТНА для герметизации по валу широко применяются манжетные
уплотнения, эластичные, упругие, сегментные кольца и торцевые
уплотнения.
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
давлений уплотняемой среды и скорости на контактной поверхности резко
уменьшаются. Предварительный натяг манжеты на уплотняемую
поверхность обеспечивается ее губкой, которая направлена в сторону
повышенного давления, и нажимным устройством в виде браслетной пружины.
Внутренний диаметр манжеты DM всегда меньше диаметра вала DB на
5...8 %. Допустимое удельное давление зависит от окружной
скорости уплотняемой поверхности вала и материала манжеты. Например,
Т.М. Башта рекомендует принимать для резиновых манжет при
окружной скорости вала и = 15 м/с и температуре не более 200 °С значение кон-
230
рис.
10.29. Узлы уплотнения с манже-
при охлаждении зоны трения
^ркуляцией компонента:
й - по канавкам на валу; б - в тупи-
к0Вой зоне; 1 - подшипник; 2 - сту-
пйца; 3 - импеллер; 4 - втулка;
5 - вал; 6 - манжета
тактного линейного давления 9,5...13 г/мм. При большей окружной
скорости удельную нагрузку на контактной поверхности следует уменьшить.
Манжетные уплотнения применяются при перепадах давлений рабочей
среды до 1 МПа. Для повышения работоспособности манжет вводятся
дополнительные конструктивные элементы. Например, при высоких давлениях
уплотняемой среды под коническую часть манжеты устанавливают
опорную, поддерживающую шайбу (рис. 10.28, б). Для повышения
герметичности и надежности ставятся последовательно две манжеты (рис. 10.29).
Условия работы последовательно установленных манжет неодинаковы.
Смачивание контактной поверхности губки первой манжеты
осуществляется 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
отдельных случаях и до 25 м/с. Обычные уплотнения из серийных резин
при длительной работе даже в среде машинных масел допускают
окружные скорости не более 12 м/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,
обусловленная биением уплотняемой поверхности.
Качество поверхности и точность изготовления при высокой
относительной скорости скольжения контакта становятся основными
факторами, влияющими на работоспособность манжеты. При уменьшении
шероховатости вала до некоторого предела износ манжеты уменьшается. С
увеличением высоты неровностей уплотняемой поверхности жидкостная
пленка смазки разрушается, а с уменьшением - поверхность не может
Удержать пленку. Надежная работа манжеты обеспечивается
шероховатостью 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,
шероховатость 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
мероприятиями. Например, для минимизации температуры в зону контакта вводят
охлаждение, повышают антифрикционные свойства уплотнителя и качество
поверхности вала, вводят специальные технологические приемы обработки,
покрытия и тл. Температуру в зоне контакта можно уменьшить
наложением виброколебаний, использованием гидродинамических эффектов,
применением 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
импеллером 3, расположенным за подшипником 1. Поток жидкости разделяется:
часть идет на охлаждение и смазку подшипника 1, а остальное по
отверстиям ступицы 2 импеллера 3 попадает в каналы вала 5 и охлаждает
втулку 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
уплотнения работают удовлетворительно при окружной скорости в месте
контакта до 25 м/с, с температурой рабочей среды от 220 до +480 К и
перепадом давлений до 2 МПа.
Торцевые уплотнения работоспособны при значительно больших
перепадах давлений (до 40 МПа), скоростях скольжения по контакту (до 60 м/с),
в диапазоне температур от 200 до 800 К. Несмотря на их конструктивную
сложность, эти уплотнения широко применяются в ТНА, так как
обеспечивают высокую герметичность при достаточно длительной работе и
повторных запусках.
По расположению в насосе относительно уплотняемой среды торцевые
уплотнения разделяют на наружные и внутренние, а по соотношению
действующих на контактное кольцо давлений — на разгруженные и
нагруженные. Уплотнения, в которые контактное давление в стыке больше давления
рабочей среды, называют нагруженными и применяют при малых
перепадах давлений (не более 1,5 МПа). В ТНА ввиду высоких уплотняемых
перепадов давлений компонентов широко применяются уплотнения
разгруженного типа.
Работоспособность уплотнения зависит от ширины контактного пояска
Ъ = D2 - Dx (рис. 10.30, а) у с уменьшением которого снижается
температура в месте'контакта, упрощается получение требуемой точности и шеро-
232
1 2
1 б
Рис. 10.30. Торцевые уплотнения:
й - с мембраной; 5 - с сильфоном; 1 - пружина; 2 - мембрана; 3 - втулка; 4 -
контактное кольцо; 5 - опорное кольцо; 6 - сильфон
ховатости контактных поверхностей, улучшается их смачиваемость.
Практически с диаметром пояска Dx = 60...80 мм рекомендуется принимать
Ь > 3 мм, при Dx = 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, #) поступательно движущаяся
втулка 3 с кольцом 4 крепится к корпусу насоса через сильфон 2. По
сравнению с мембраной сильфон допускает большее осевое перемещение, что
увеличивает срок службы уплотнения. Недостатком его является
сложность изготовления, большие осевые размеры и частое разрушение
сварочного стыка между сильфоном 2 и втулкой 3 из-за высоких динамических
нагрузок при работе ТНА. Поэтому биение контактного кольца,
вращающегося со скоростью со > 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
плоскостность контактирующих поверхностей кольца, отклонение которой
допускается 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
назначения 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
в
Рис. 10.31. Уплотнения с упру,
гимн кольцами:
а - упругое кольцо; б - уст».
новка упругого кольца в паз-
в - упругое кольцо с разгрузок
ным отверстием; 1 - опорная
втулка; 2 - упругие кольца;
3 - втулка
Для разделения
полостей с газом от агрес-
с ив ной жидкости, в том
числе и криогенных, с
перепадами давлений до
5 МПа при окружной
скорости в месте контакта до
80 м/с, применяются уп-
а лотнения с упругими
кольцами (рис. 1031). Упругие кольца 2 по внешней поверхности плотно
прижаты к корпусу или втулке 1. Сила прижатия кольца к корпусу
(втулке) 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. 1031, а, б.
Выбор материала колец зависит от физико-химических свойств
уплотняемой 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 ...ОД мм. Втулки вала и корпуса, в
которых работает упругое кольцо, изготавливают из легированной стали, а
их поверхности имеют твердость более 58 HRC, что достигается
соответствующей 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
значительно 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
уплотнения 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 ho их наружной
цилиндрической поверхности. От проворачивания они удерживаются штиф-
234
/ г
рис. 10.32. Уплотнение с кольцевыми
сегментами:
j _ опорное кольцо; 2 - браслетная
пружина; 3 - сегменты кольцевые; 4 -
штифт
том 4, который входит в гнездо
опорного кольца 1 или корпуса и в
отверстие одного из сегментов. Кольцевые
сегменты притираются к валу и
прижимаются давлением из уплотняемой
полости своими боковыми
поверхностями к стенкам пазов так, что создают герметизацию одновременно по
цилиндрической и торцевой поверхностям. Для повышения
герметичности 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 —
обязательное наличие зазора, который в процессе работы полностью или
частично заполнен рабочей средой, принимаемой непосредственное участие в
создании уплотнительного эффекта. Классификация бесконтактных
уплотнений основана на взаимодействии рабочей среды с элементами уплотнения
в полостях и зазорах узла. В ТНА и Б НА широко применяются
бесконтактные статические и гидродинамические уплотнения.
В статических уплотнениях малый зазор в сочетании с трением между
уплотняющими поверхностями и потоком жидкости препятствует ее
утечкам практически без затрат мощности. Статические уплотнения создают
ограничение утечкам жидкости и тем большие, чем меньше зазор и больше
вязкость уплотняемой среды. 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
уплотнениях мощность затрачивается как на перемещение жидкости, так и на
преодоление трения вращающихся деталей о жидкость, что
сопровождается 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
выделяется поток постоянной массы, который вытекает во вторую щель и т.д.
Присоединенные массы окружающей среды, оставаясь в камере,
циркулируют и вновь примешиваются к входящей струе. Влияние формы камер
и канавок на эффективность уплотнения, как показьюают опыты,
неоднозначно. В области автомодельного режима течения жидкости
гидравлическое сопротивление лабиринтного зазора возрастает по сравнению с
гладкой щелью примерно на 30 %. Установлено, что наибольшей
эффективностью 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
применяются 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
коэффициентом расхода д. С ростом эффективности уплотнения величина д
уменьшается, что характеризует увеличение гидравлического сопротивления
J со
Рис. 10.33. Схемы статических лабиринтных уплотнений:
а - ступенчатое; б - ступенчатое со встречным барьером; в - аксиально-ступенча-i-
тое; г - радиан ьно-ступенчатое
Рис. 10.34. Схемы бесконтактных уплотнений колеса центробежного насоса в виде:
а - гладкой щели; б - многоярусной ступенчатой щели
236
щели. Наиболее широко используется зависимость, которая для гладкой
щели высотой б и длиной L (рис. 10.34, а) имеет вид
М=(— Пе)"Of • A0.17)
Здесь fs - сумма коэффициентов местных сопротивлений входа и выхода
щели. Для гладкой щели f вх + f вых = 1...1,5. При полностью закрученном
на входе в щель потоке f г = f вх + fBbIX = 1. Поток без закружи -
Значение коэффициента трения для автомодельной области течения
жидкости в щели (Re > 1 • 10s) составляет X = 0,03...0,04. Так как
утечки жидкости через уплотнение уменьшаются с увеличением
сопротивления, то необходимо увеличить гидравлические потери в щели, искусственно
создавая сопротивление введением острых кромок, внезапных
расширений, 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 итд.
Коэффициент расхода для такого уплотнения
^ ^ 26 'вх
В насосах ТНА для щелевого уплотнения, представленного на
рис. 10.34, б, /х = 0,25...0,35. Существенного уменьшения ц (до 0,15...0,2)
можно достичь винтовой нарезкой на вращающейся охватываемой
корпусом поверхности ротора.
Во всех случаях утечки жидкости через бесконтактные статические
уплотнения достаточно велики и увеличиваются с ростом величины
радиального зазора в уплотнении, который зависит от биения вала, его деформации
в процессе работы, износа опоры, допусками на изготовления и наличием
гарантированного радиального зазора 6. Из конструктивных и
технологических условий, с учетом возможной деформации элементов щели и
обеспечения надежной работы агрегата радиальный зазор изменяется в
пределах: 5 = 0,1...0,2 мм. Большие значения 5 соответствуют более высоким
параметрам насоса (со, Н, V) и его ресурса. Значение 5 рассчитывается
построением размерной цепи для наиболее напряженных условий работы
агрегата, что часто приводит к необоснованно большому расчетному
зазору б.
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
o^JIpumepe/пё
Притереть
r
Рис. 10.35. Конструктивные схемы щелевого уплотнения и эпюра сил давления на шц.
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.
Наличие пленки жидкости в зоне контакта поверхностей колец 1 и 2 улучшает
их работоспособность и зависит от параметров рабочей жидкости и
соотношения 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 ЮЛ
Рекомендации по выбору размеров уплотнений
Параметр
уплотнения
Диаметр уплотнения ?упл, мм
18...27
27...40
40...60
60...90
90...135
135...200
L
В
Б
6
3
6,1
7
3,5
7,2
8
4
83
10
5
10,4
14
7
14,5
20
10
20,6
238
Работа щелевого уплотнения на установившемся режиме и в период
перехода ротором через резонансные частоты сопряжена с контактом пла-
ваюшего и опорного колец по линии окружности, что недопустимо. В этом
случае целесообразно выполнять опорное кольцо состоящим из двух частей
й с контактом между 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
окислительной 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 кольцгми колеса насоса сталь^ЮХ13 твердостью
HRC_ _4?_49, а плавающего кольца твердостью НВ207...428. Возможны
комбинации различных материалов, например, при подаче жидкого
кислорода колесо насоса выполняют из алюминиевого сплава АЛ4 с
покрытием 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
уплотнения, 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
существенна 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
корпусе, выполненные в противоположных направлениях.
В гидродинамическом радиальном уплотнении основным элементом
служит диск (импеллер), заключенный в полость (рис. 10.36). Импеллер
-4
a ff
Рис. ia36. 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 толщц.
ной 5 или пазы шириной Ь, выполненные высотой h. Импеллер на ваду
устанавливается гладкой поверхностью в сторону полости высокого давле.
ния. Жидкость движется по валу ротора в сторону низкого давления ц
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
направления. В случае их равенства перетекание жидкости в радиальном
направлении к центру прекратится. Величина перепада давлений, удерживаемого
импеллером, определится по формуле
где рим - давление на диаметре D^M> рг — давление в газовой полости
(дренажа); </?2 - коэффициент напора для существующих конструкций
и режимов работы равен 0,83...0,9; рж - плотность жидкости.
Максимальное давление, которое удержит импеллер, при положении
границы жидкости на диаметре (?>г - dBT)
^ -О- A0-20)
Уплотнение обеспечивает герметичность при условии, когда
минимальный диаметр жидкостного кольца Dr > dBT. В противном случае жидкость
из уплотняемой полости перетекает через импеллер по валу, что недопустимо.
На лопаточной стороне импеллера при нормальной работе уплотнений
одновременно образуются газовая полость размером (Dr — dBT) и
жидкостная - фим - Dr). Таким образом, роль герметизатора обеспечивает
вращающееся жидкостное кольцо толщиной фим - Dr), которое удерживает
перепад давлений на уплотнении и препятствует проникновению газа из
соседней полости (дренажной) или из полости турбины в насос.
Проникновение газа (барботаж) через вращающееся кольцо жидкости фим - Dr)
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/?>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,д).
Энергетический анализ показывает, что при прочих равных условиях
затрачиваемая в гидродинамическом уплотнении мощность обратно
пропорциональна квадрату угловой скорости N ~ cj. Следовательно, их
целесообразно применять в высокооборотных агрегатах, каким является
ТНА. Уменьшение мощности, затрачиваемой на привод импеллера, достигают
увеличением коэффициента напора. Для разноге числа лопаток или пазов
коэффициент напора ^2 изменяется неоднозначно и в экономичном уп-
240
]Отненаи число лопаток импеллера Z > 6 или пазов Z = 8...12. Высоту
,0паток (глубину пазов) импеллеров с ?>им = 40... 120 мм рекомендуется
выбирать в пределах И = 3...4 мм. Изменение осевого и радиального
зазоров в диапазоне от 2 до 5 мм не оказывает существенного влияния на
эффективность работы уплотнения.
Возможность уплотнять суспензии, химически активные жидкости
и работать в широком диапазоне изменения режимных параметров
агрегата способствует широкому использованию таких гидродинамических
уплотнений в ТНА ЖРД. Они широко применяются в комбинации с
различными уплотнениями, а сами иногда выполняются в несколько
ступеней. В практике известны конструкции с пятью импеллерами
(пятиступенчатое уплотнение). При использовании многоступенчатых импеллеров
сохраняется герметичность насоса на нерасчетных (пониженных)
режимах работы ТНА по угловой скорости.
КОМБИНИРОВАННЫЕ УПЛОТНЕНИЯ
Создание современных уплотнительных систем на валу ТНА
немыслимо без комбинационного применения отдельных видов или типов
уплотнений. Даже такое простое уплотнение как манжетное, применяемое
самостоятельно, не ставится без дренажа, перепуска или системы
автоматического регулирования удельного давления контакта манжеты на поверхность
вала. Как правило, ни одно из известных уплотнений не обеспечивает
полную герметизацию полостей ТНА, работающего по сложной циклограмме
с множеством пусков и длительными остановами. В связи с этим
появляются конструкции с различными по принципу действия уплотнениями,
выполняющими только определенную роль. Взаимодействие входящих в
комбинацию 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
параметрами 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, но и для подачи рабочей жидкости с
заданными параметрами в систему обеспечения работоспособности
двигательной установки, например питание вспомогательных ЖГГ низкого
давления и т.п.
Конструкция уплотнительного узла полости высокого давления при
комбинации импеллера с другими типами уплотнений (щелевого,
торцевого, манжетного) представлена на рис. 10.37.
241
Рис. 10.37. Комбинированное уплотнение многорежнмного насоса:
1 - втулка; 2 - манжета; 3 - уплотнительное кольцо; 4 - пружина; 5 -
контактное кольцо; 6 - импеллер; 7 - подшипник; 8 - плавающее кольцо; 9 -
центробежное колесо; 10 - вал
Вал 10 насоса с центробежным колесом 9 и плавающим кольцом 8
щелевого уплотнения установлен на подшипниках качения, один из
которых (поз. 7) охлаждается компонентом, проходящим щелевое
уплотнение с кольцом 8. За подшипником расположен импеллер 6, к торцевой
поверхности которого со стороны лопаток пружиной 4 поджато кольцо $
торцевого уплотнения, предотвращающее дальнейшее движение
компонента на валу. Страхующая манжета 2 установлена после щели, выходящей
в дренажную полость между втулкой 1 и корпусом торцевого уплотнения.
Особенность рассматриваемой конструкции заключается в
последовательной установке уплотнений различного типа, эксплуатационные
характеристики которых последовательно, по ходу движения предполагаемых
протечек компонента, понижаются, а герметизирующие свойства
повышаются, что позволяет создать абсолютно герметичный узел для
уплотнения полости высокого давления. До запуска агрегата роль основного
уплотнения выполняет торцевое нагруженного типа, в котором необходимое
удельное давление обеспечивается пружиной 4. При выходе агрегата на
номинальный режим утечки компонента высокого давления из
центробежного колеса 9 поступают через щелевое уплотнение с плавающим
кольцом 8 и далее в подшипник 7. Для уменьшения расхода жидкости через
полость подшипника, разгрузки его от осевых сил и обеспечения
циркуляции жидкости между полостью с импеллером 6 и центробежным колесом 9
в стенке над подшипником выполнены отверстия. Импеллер 6
ограничивает 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
дренажа и отводятся от вала, что облегчает условия работы манжеты 2, выпол-
няюшей роль страхующего уплотнения.
Во всех конструкциях ТНА полость уплотнения с импеллером
разобщается с внешней средой или полостью соседних насосов одним или рядом
контактных уплотнений. Широко применяются комбинации манжет с
бесконтактными уплотнениями. Конструкция комбинированного
уплотнения (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
давления для сброса протечек уплотняемой жидкости и ее паров. Манжета 2
за первой дренажной полостью герметизирует узел и не допускает
попадания по валу агрегата капель и паров рабочей жидкости, которые могут
иногда просочиться через манжету 3. Подшипник 7 охлаждается и
смазывается компонентом, циркулирующим от лопаток 5 импеллера 6, а
лопатки 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
/ 2 1 4 5 6 7 8 9 12 3 4 5 6
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
жидкости:
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
центробежного колеса 1 по боковой пазухе поступает в щелевое уплотнение с
плавающим кольцом 2 и, отбрасываемая лопатками 3 гидродинамического
уплотнения, движется по каналу с шайбой 7 на вход в насос (по стрелке).
Принцип постановки и работа манжет 4, 5,6 аналогичны конструкции,
представленной на рис. 10.38.
При высоком значении давления в газовой полости рг>рвх надежное
отделение ее от жидкостной обеспечивается комбинированным
уплотнением, представленным на рис. 10.40, которое включает: стояночное
(контактное) уплотнение 2, гидродинамическое с импеллером 1 и щелевое
с плавающим кольцом 4. Для запирания газовой полости с высоким
значением давления рг к импеллеру 1 подводится жидкость с выхода из
насоса через настроечное гидросопротивление (шайбу) 5 с давлением
р = рг + Арим- Из полости с импеллером 1 жидкость через подшипник 3
по зазору между корпусом и валом поступает на вход в насос. Для
поддержания постоянной величины высокого значения давления р и снижения
расхода циркулирующей жидкости на валу установлено плавающее
кольцо 4 щелевого уплотнения. Настройка заданного давления р на входе в
полость с импеллером осуществляется с помощью шайбы 5.
Рг
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
уплотнений, 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
импеллера 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.
Подвижная 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
восстановит нужное давление на контактной поверхности, и герметичность,
по крайней мере временно, может быть нарушена.
/ 2
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 гидродинамц.
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
импеллера 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
компонентов топлива, заполнившего полость насоса. В данном случае конструкция
уплотнительного узла упрощается, так как можно применить только
бесконтактные 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
размерами 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
высокой 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
подшипника, определяющего его габаритные размеры. Перед классом
точности 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
исключают.
Для роторов ТНА применяют шарикоподшипники (рис. 10.44)
высокого и повышенного классов точности 3-го ряда с хорошо
отбалансированными сепараторами, изготавливаемыми точением. Внутреннее разъемное
кольцо (рис. 10.44, б) позволяет установить большее число шариков,
что увеличивает работоспособность подшипника и возможность
воспринимать большую, на 25...30 %, нагрузку. Их беговые дорожки выполняют
более глубокими, обеспечивая касание шарика по трем точкам и
повышенное значение угла контакта /3. Трехточечные шарикоподшипники
применяют в опорах ротора повышенной грузоподъемности, а также для
восприятия значительной осевой неуравновешенной силы.
Наиболее слабым элементом высокоскоростного шарикоподшипника
является сепаратор. Для стабилизации своего положения он центрируется
по внутреннему (рис. 10.44,я) либо по наружному кольцу (см. рис. 10.44,6).
При центрировании сепаратора по внутреннему кольцу действие
центробежных сил не вызовет заедания сепаратора, так как зазор между
сепаратором и кольцом с ростом частоты увеличивается, что важно при работе
в криогенных компонентах. Однако центрирование сепаратора по
внешнему кольцу позволяет снизить сопротивление при течении компонента
благодаря увеличенному внутреннему зазору. Жидкость в полости
подшипника под действием центробежной силы увлекается к периферии,
смазывает 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
двухточечным (а) и трехточечным (б)
контактами:
1 - наружное кольцо; 2 - шарик; 3 -
сепаратор; 4 - внутреннее кольцо
247
ния, что обеспечивается протоком охлаждающего компонента и поддеру
нием заданного значения рабочей температуры в полости. В противноц
случае при нагреве сепаратора возможно его заклинивание в наружно^
кольце подшипника и не исключена поломка. ;
В процессе работы высокоскоростных подшипников происходи
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 20мкм.
На работоспособность подшипника влияет выбор материалов его
деталей. Распространенными материалами для изготовления колец
подшипников и тел качения являются хромистые стали марок: ШХ15, ШХ9, ШХб,
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
физико-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
следует применять коррозионно-стойкую сталь 95X18-Ш. Сепараторы изго-
тавливают из сталей типа 12Х18Н9Т, бронзы БРАЖМц10-3-1, 5,
алюминиевых сплавов АК-4 и Д1-Т, фторопласта-4. Применение фторопластов
снижает 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,
характеризующего габаритные размеры. Так подшипник, выполненный из
коррозионно-стойких сталей, обозначается: Ю1, Ю2, ЮЗ и тд.; подшипник с
сепаратором из безоловянистой бронзы - Б1, Б2, БЗ и тд.; подшипник из
алюминиевых сплавов - Д1, Д2, ДЗ и т.д.; подшипники из сталей типа ШХ
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. 10.1, 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
скольжения 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
деформации 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
подшипникового узла в целом. При этом должно быть обеспечено высокое
центрирование вала, низкий коэффициент трения и его постоянство на всех
режимах 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
большем 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,
выполняют разгрузочные отверстия в дисках колеса или устанавливают
разгрузочное устройство, воспринимающее на себя неуравновешенную осевую
силу ротора. Например, разгрузка ротора ТНА окислителя и горючего
ЖРД SSME в осевом направлении осуществляется с помощью
специального разгрузочного поршня.
Рйс 10.45. Схемы установки двухопорных валов:
а, б ~ при малом расстоянии между подшипниками; в, г - при большом расстоянии
Между подшипниками
249
Снижению радиальных сил, действующих на опоры, способствую
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)э
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
перемещений 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
равномерное распределение нагрузки между ними. Кроме того, вследствие
равномерного 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
установки, наличии металлического контакта между телами качения и
кольцами и сравнительно высокий уровень шума, обусловленный
погрешностями формы элементов подшипника. Их долговечность определяется
числом циклов нагружения, которое может выдержать материал в
зависимости от скорости вращения. С увеличением осевой и радиальной нагрузок
долговечность резко уменьшается. Заданная долговечность подшипников
/ 2 3
8 9 10 11 1213
шщж
77Г/////////////////////7/,
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 -
распорные кольца; 5,11- втулки; 7 - гайка; 8 - вал
250
качения, главным образом, обеспечиваемся температурным режимом их
работы.
Для повышения работоспособности и безопасного прохождения
ротором резонансного участка широко применяются конструкции опор, где
подшипник связан с корпусом насоса через упругие кольца или
пластинчатые 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 б2 по гладкому кольцу 3 и с зазором дг в корпусе насоса.
Гладкое подкладное кольцо 3 ставится с зазором 5 3 по наружному кольцу
подшипника.
Расчет опор качения проводят по значению условной долговечности,
определяющей время (в ч), в течение которого подшипники могут
работать при заданных условиях нагружения без появления признаков
усталости материала. Усталость проявляется в виде выкрашивания металла
по рабочим поверхностям (мелкие точки "язвины") шариков и беговых
дорожек колец. Статистика показывает, что чаще всего разрушение
подшипников малоресурсных ТНА (г < 2000 с) происходит в результате
истирания и разрушения сепаратора. Расчет работоспособности опор
роторов 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
обеспечивается подачей охлаждаемой жидкости через подшипник и значением
допускаемого ее подогрева. Недостаточный расход приводит к перегреву
подшипникового узла и при достижении нулевого радиального зазора
подшипник заклинивается. При увеличенном, по сравнению с оптималь-
10.47. Конструктивные схемы у пру го демпфирующих 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
гарантирован. 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,
изложенным в учебнике Г.С. Скубачевского [18].
Консистентная смазка, которая закладывается в подшипник при
сборке или перед запуском ТНА, в настоящее время практически не
применяется, так как в случае длительного хранения требуется периодическая
добавка или смена ее в полости. Кроме того, в подшипниках,
расположенных 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
конструкцию 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
постановкой 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
материалов) обеспечивают работоспособность подшипника в широком интервале
температур и давлений при простой конструкции опоры. Однако
технологический 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
мощности 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
снижается работоспособность опоры. Избежать такой режим работы можно
увеличением давления жидкости в полости подшипника, а при большей осевой
силе — смазкой масляным туманом, представляющим собой смесь, в
которой 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).
Отдельно 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
большом 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
процессов, 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
используются в широком диапазоне нагрузок, а угловая скорость ротора
достигает высокого значения, ограничиваемого только подогревом
жидкостного слоя.
Гидростатические подшипники ввиду независимости их несущей
способности от угловой скорости находят применение в качестве опор роторов
ТНА различного назначения (рис. 10.48, а). Жидкость или газ под
давлением 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 Lu. Так как зазоры в верхней части подшипника
Г 2
а ^<' б
^ис. 10.48. Подшипники скольжения:
а - гидростатический; б - гидродинамический (жидкостного трения); 1 - цапфа
«ала; 2 - вкладыш
253
больше, чем в нижней, то утечка газа или жидкости в верхней части
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 то*
ностью путем подбора вкладышей. Гидростатическая опора отличается
разнообразием конструктивных форм и рабочих параметров. В подшипнн.
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
смазывающей 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
количестве подводимой смазки. При невращающемся роторе несущая
способность 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, б) 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
обеспечивает несущую способность опоры в режиме жидкостного трения без
снижения до критических режимов трения без смазочного материала.
Диаметральный зазор опоры (D — d) для наиболее распространенных
конструкций составляет 0,04...0,1 мм, для быстроходных опор (и > 10 м/с) -
0,15...0,2 мм. Иногда для компенсации несоосности подшипники
выполняют в плавающем варианте, и втулка устанавливается в корпусе с зазором.
Это обеспечивает наличие несущего слоя рабочей жидкости во всех
элементах опоры.
Материал цапфы вала, как правило, выбирается большей твердости,
чем для вкладыша. Повышение твердости опорной поверхности вала
достигается термической или химико-термической обработкой
(цементирование, азотирование, цианирование). Существенного увеличения
износостойкости 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
арактеристик 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
следующие операции: .предварительную обработку поверхности "основы" для
обеспечения прочного сцепления напыляемого материала, напыление
материала 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
материалов, обладающих высокими антифрикционными качествами. Они
изготовляются методом спекания порошкового материала и при
необходимости пропитываются смазкой.
10.10. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ
ОПОР ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
ПРИ НИЗКИХ ТЕМПЕРАТУРАХ И В ВАКУУМЕ
Низкие температуры опор ТНА связаны с подачей криогенных
жидкостей, применяемых в качестве компонентов топлива ЖРД. В первых
образцах ТНА, обеспечивающих подачу жидкого кислорода, в качестве опор
использовались подшипники скольжения, надежно работающие в условиях
смазки жидким кислородом при окружных скоростях опорной
поверхности вала до 30 м/с. Повышение угловой скорости ротора ТНА, мощности
трения в опоре и резкое снижение при этом ее несущей способности
привело 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
приводит к местному нарушению теплоотвода от подшипника, перегреву его
отдельных участков и выходу из строя. В подшипник необходимо
подводить компонент, который не использовался в качестве охладителя
соседних 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
высокого давления с расходом регламентируемого жиклером 5 линии
перепуска. 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
внутреннему кольцу, а наружное имеет возможность осевого перемещения
относительно корпуса.
255
Для лучшего охлаждения подшипников широко применяются разлив
ные подкачивающие насосы, например выполняемые на валу около но»
шипника в виде винтовой нарезки.
Применяемые в ТНА конструкционные материалы при взаимодействии
с криогенной жидкостью должны сохранять вязкостные свойства. Подщцп.
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 Па, при котором работоспособность
подшипника резко ухудшается, а прир < 14 • 1СГ7 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 тл.). Дорожки
качения стальных колец шарикоподшипников покрываются серебром
B...5 мкм), никелем и медью. В реальных конструкциях покрытие на
кольцах подшипника наносят кругом, так как сложно изолировать
остальные поверхности.
Каждая из применяемых твердых смазок имеет свой оптимальный
диапазон работоспособности. Графитовые обеспечивают низкий
коэффициент трения подшипника (Су = 0,1...0,15) при работе в зоне до
предельного значения давления и наносятся напылением по беговой дорожке.
Дальнейшее понижение давления приводит к испарению смазки и
возрастанию Су до 0,5. Смазка на основе дисульфита молибдена имеет Су =
= 0,1 ...0,16, который не изменяется при глубоком разрежении, но при
высокой контактной температуре (Т > 350 °С) 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
уплотнения, 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 тл. 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,
условиями сборки и разборки насосов и ТНА, температурными режимами их
работы, наличием осевых сил и изгибающих моментов. Наиболее широко
применяется шлицевое соединение рессорой (рис. 10.49, а) или муфтой
(рис. 10.49,5). Рессора 1 обеспечивает упругое соединение соосных валов,
7 2
1 9 10
Ркс. 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 257
Рис. 10.50. Соединение корпусов через шпонки:
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
несоосность и перекос всех соединенных валов
насосов ТНА без нарушения его нормальной
работы. Муфта 9 (см. рис. 10.49, б)
фиксируется относительно соединяемых валов с
помощью пружинящего кольца 10,
изготовленного 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
применяются специальные шаровые или фигурные цапфы (рис. 10.49, в, г),
входящие 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
сухарями 5. Сферические соединения обеспечивают соосность ротора
относительно валов насосов, а осевое поджатие сухарей 5 достигается
пружиной 4. Боковые поверхности цапф, передающие крутящий момент,
полируются, 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
фасонными пазами, соответствующими профилю отверстий в валах 1 насосов
(см. вид А). Необходимое значение осевого поджатая ротора
обеспечивается пружиной 4, расположенной во втулке 7 вала 1 насоса и
регулировочным 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
авиационным газотурбинным двигателям, которые широко используют в ТНА.
10.12. РЕДУКТОРЫ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
Окружную скорость ротора газовой турбины целесообразно
увеличивать для повышения ее КПД, а наибольшая величина КПД насосов наряду
258
с высокими антикавитационными качествами соответствуют меньшей
угловой 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
передача снижает угловую скорость ротора насоса по сравнению с турбиной и
каждый из них работает при оптимальной угловой скорости, что
повышает 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 (i > 0,6) или двумя парами зубчатых колес. В
редукторах ТНА в основном применяются прямозубые цилиндрические
зубчатые колеса с малым коэффициентом перекрытия A,5 ...1,7).
Снижение угловой скорости оценивается по значению передаточного
отношения. Например, для схемы (см. рис. 10.1,г) передаточное отношение
редуктора насоса окислителя
Расчет зубьев колес редуктора ТНА является в известной мере
условным, 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
элементов, 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
передачах (до 100 м/с) для повышения работоспособности зубьев целесообразно
применять серебряное покрытие толщиной 5...10 мкм.
Зубчатые колеса редуктора балансируются динамически с
допускаемым 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-
Шей жидкости необходимо использовать специальные сорта масел,
подаваемых на зубья колес, хотя для редуктора, объединенного в единый блок
с ТНА это не всегда приемлемо, и приходится применять для смазки основ-
Hbie компоненты топлива. Шестеренный редуктор ТНА ЖРД НМ-7, приво-
259
Рис. 10.51. Конструктивные схемы устройства смазки зубчатой передачи:
а - однострунное; б - двухструнное; 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
шарового баллона, а затем их охлаждающего тракта камеры. Редукторы ТНА
использовались в ряде ЖРД — RZ-2, HM-4, RL-10 и др.
Для смазки и охлаждения зубьев шестерен жидкость впрыскивается
непосредственно в зону контакта через калибровочные отверстия
распылителя 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
очистки, «в канал выхода которого жидкость поступает по наружной кольцевой
щели. Струйки смазывающей жидкости подаются перпендикулярно
образующей 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 лопаток и дисков газовых
турбин ТНА. Какие критерии лежат в основе выбора способа соединения?
3. Какие способы центрирования корпусов насосов и турбины являются
предпочтительными в случае существенного различия их температур при работе ТНА?
4. Какие требования предъявляются к конструкции уплотнений роторов ТНА?
Нарисуйте эскизы основных типов уплотнений.
260
Глава 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
неполностью уравновешенного ротора и вызывающие колебания вала;
переменные по времени газовые силы, приложенные к лопаткам
турбины 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
вибраций двигателя и других подсистем летательного аппарата.
К статическим (или стационарным) тепловым нагрузкам относятся:
усилия и моменты в соединяемых и сопрягаемых деталях,
возникающие в связи с их неодинаковым нагревом при работе;
внутренние усилия и моменты в деталях, обусловленные их
неравномерным нагревом по толщине, длине и ширине (или по окружности).
Динамические (или нестационарные) тепловые нагрузки (так
называемый "тепловой удар") представляют собой быстропеременные во времени
внутренние усилия и моменты в деталях, возникающие при резком
изменении теплового воздействия на деталь при запуске ТНА или резком
переходе 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
механической прочности конструкционных материалов деталей.
Рассмотрим тепловые нагрузки, возникающие в элементах ТНЛ 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
рассматриваются в разд. 11.3.
К числу сильно нагруженных деталей относятся также диски газовых
турбин, которые, как и рабочие лопатки, подвержены совместному
воздействию 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
выделить растягивающие усилия от центробежных сил массы самого диска и
закрепленных на нем рабочих лопаток, а также усилия растяжения -
сжатия 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,
распределяются 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
подвержены 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
наличием 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
называемые 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-
яие лопатки и диски, осложняются еще и тем, что они подвержены
воздействию 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,
гидродинамических уплотнений и других элементов через вал на опоры ротора.
На вал ротора ТНА действует сложная система нагрузок,
включающая 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
насосов на каждом участке вала зависит от значений передаваемой мощности
NH и угловой скорости со:
Значение крутящего момента определяется суммой мощностей,
затрачиваемых на привод элементов ротора (гидравлических устройств
насосов и т.п.), и передается данным участком вала. Так, мощность,
передаваемая валом к насосу,
pVH
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 A1.1)), а следовательно, малы и
соответствующие 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 ротор и его опоры,
позволяет правильно выбрать радиальные зазоры в уплотнениях,
конструктивно уменьшить нагрузку до приемлемых значений и наряду с выбором
опоры обеспечить необходимые гидравлические и газодинамические
параметры течения рабочих тел в полостях ТНА. Для высокоресурсных и вы-
263
сокооборотных насосных агрегатов расчет разгрузки опор ротора от
осевых и радиальных сил является одной из важнейших задач.
В газовой турбине радиальная сила возникает при парциальном подвоз
де газа и для асимметричного расположения сопл оценивается по выражению
RR = I V1-cos2tt6, A1.3)
rrs/Teu
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 A13) следует, что с увеличением числа сопел, степень
парциальности приближается к единице, а значение радиальной силы
уменьшается до нуля.
В парциальной турбине радиальную силу Я.д можно уменьшить
разделением 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
отводом радиальная сила возникает на нерасчетных режимах по расходу.
Расчет осевой силы проводится с учетом конструкции основных
элементов ротора, их размеров и результатов гидро- и газодинамического
расчета всех рабочих элементов, составляющих ротор ТНА (турбина,
центробежные 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 R2 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 Л А
(гироскопические моменты).
Статическая и динамическая неуравновешенность элементов ротора
характеризуется дисбалансом (m H е), максимально допустимое значение
которого задается на чертеже с указанием радиуса и плоскости
уравновешивания. Для одномассовой системы сила неуравновешенности
/>H=tfiHecj2, A1.4)
где тн - неуравновешенная масса детали; е - условное смещение
неуравновешенной массы относительно оси вращения.
Неуравновешенность элементов ротора ТНА может приводить к
опасным 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
гироскопический момент ротора связаны не только с компоновкой ТНА, но и с
264
параметрами траектории ЛА. Например, возникающая при ускорении
инерционная сила нагружает ротор ТНА и его опоры, а также узлы крепления
рамы ТНА к двигателю.
При полете ЛА по криволинейной траектории с угловой скоростью Q
возникает повторное ускорение, вызывающее появление
гироскопического момента, и для случая о; > ?2 имеем
A/r=/ojftsin0, A1.5)
где / - момент инерции массы ротора относительно сил вращения; и -
угловая скорость ротора; в — угол между осями, вокруг которых
происходит вращение с угловыми скоростями сон п.
При в = 90° значение гироскопического момента максимально, а при
в = 0 значение Мг = 0, что можно обеспечить компоновкой ТНА на
двигателе. Полет по криволинейной траектории вызывает центробежную силу
инерции ротора
Pf = mpRU29 A1.6)
где тр — масса ротора; R - радиус кривизны траектории; П - угловая
скорость.
Зная скорость полеса v в любой точке траектории, можно определить
угловую скорость: П = v/Я, и тогда выражение A1.6) примет вид
т v2
P= <п7)
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
динамические нагрузки, вызывающие вибрации корпуса.
Корпусные детали ТНА нагружены в первую очередь силами давления
жидкости (корпуса насосов) или газа (корпуса газовых турбин и
газоводы). 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
дополнительные 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
деталей о корпус. Кроме того, возможно коробление корпуса в связи с
неравномерным нагревом его деталей, асимметрией их жесткости и
нерациональным 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 *
значительной мере способствуют также вибрационные нагрузки.
Обеспечение заданных энергетических и кавитационных характеристик
высоконапряженного по техническим параметрам современного ТНд
связано с необходимостью его работы в крайне сложных
гидродинамических условиях. При этом вихревые закрученные структуры течения пото.
ка сочетаются с отрывным течением, с высокими динамическими
составляющими напора потока в локальных зонах насоса и его
гидравлического 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
высокая степень пульсации давления в потоке, вихревое взаимодействие с
потоком 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
импеллера, вызывают колебания давления в полостях щелевого уплотнения с
плавающим кольцом и нарушают его устойчивую работу, влияют на
направление 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
осевые силы, которые передаются на вал, а также воздействуют на
подшипниковые опоры. При проектировании ротора ТНА расчет осевых сил и
снижение 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,
возникающих 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
вспомогательном гидравлическом тракте насосного агрегата, т.е. в тракте утечек рабочей
жидкости.
При оценочном расчете суммарного осевого усилия необходимо
учитывать составляющие, которые приложены к следующим элементам
конструкции ротора:
шнекоцентробёжным колесам насосов;
рабочим колесам турбины;
колесам гидродинамических уплотнений.
В данном разделе рассмотрена методика приближенной оценки
значений осевых сил, возникающих на основных элементах ротора турбонасоса,
приемлемая в эскизном проектировании.
ШНЕКОЦЕНГРОБЕЖНОЕ 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
составляющих:
Rzl — осевая сила давления р[ на входе в насос, действующего на
эффективную площадь шнека;
Rz2 - осевая сила давления р2' на выходе из шнека, действующего на
торец покрывного диска крыльчатки;
Rz3 - осевая сила давления р'Цг), действующего на поверхность
покрывного диска крыльчатки;
Rz4 _ осевая сила давления р i" (r), действующего на кольцевую
поверхность 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
уплотнениями с диаметрами Dy2 и Dy3;
Рис. 11.1. Расчетная схема для
определения осевых сил на шнекоцентро-
бежном колесе насоса
/?гдин — динамическая составляющая осевой силы, представляющая
собой силу реакции рабочей жидкости, протекающей в межлопаточных
каналах центробежного колеса.
Суммарное осевое усилие на насосе определяется как сумма
составляющих:
RZH = RZl + RZl + RZ3 +Л2ДИН ~RZ4 ~RZS- С11.8)
Любая статическая составляющая осевой силы может быть определена
путем интегрирования давления по соответствующему элементу площади
шнекоцентробежного колеса. Таким образом, могут быть получены
следующие расчетные формулы для статических составляющих осевой силы:
; (И.9)
гдер2' =Р
"СТ.ШН ^Г.ШН1.ШН
Нст шн — статический напор шнека; Ят 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 с31/, утечек Vyl и V у1 через
уплотнения покрывного и рабочего дисков и направления их течения на
распределение 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
рабочего колеса и корпусом насоса угловые скорости жидкости и рабочего колеса
связаны соотношением сож = 0,5со; кроме того, будем полагать, что
значение утечки рабочей жидкости V через уплотнение рабочего колеса
известно, пренебрегаем также утечкой через уплотнение с диаметром Dy3.
Тогда составляющие осевой силы Rz3, Rz4, Rz5 будут определяться
выражениями:
Rz3= "Г (Dl - D2y{) [р2- ~- ры2 (Dl - D2yl)]; A1.11)
268
z3= "Г (Dl - Dy{) [р2 ~- ры (Dl - Dyl
-D2y2) [p2 - -~- pco2 {D\ - D2y2)] ; A1.12)
У>2' i. (и.»)
м отв отв
где со - угловая скорость вала, рад/с; Ку2 - объемные утечки через заднее
уплотнение рабочего диска, равные утечкам через разгрузочные
отверстия, м3/с.
Полагая, что утечки через переднее и заднее уплотнения колеса
одинаковы, имеем __
или Fy2 =MOTbFotbV-~- (Рз ~Рг),
где /z0TB — коэффициент расхода через разгрузочное отверстие; FOTB —
суммарная площадь разгрузочных отверстий; т?р - расходный КПД насоса
(т?р = 0,9...0,95); 5 2 - радиальный зазор в уплотнении по бурту рабочего
диска; цу2 — коэффициент расхода через это уплотнение, который
принимает значение для щелевого уплотнения, /ху2 = 0,5...0,7, для уплотнения
с плавающим кольцом ду2 = 0,2...0,4; р — плотность рабочей
жидкости, кг/м3.
Динамическая составляющая осевой силы
¦m(c2z -clz), (И.14)
где т — массовый секундный расход жидкости; с и — осевая
составляющая скорости на входе в рабочее колесо; c2z — осевая составляющая
скорости 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:
Rzl — осевая сила статического давления газар! на входе в рабочую
ступень;
Rz2 — осевая сила статического давления газа р2 на выходе из рабочей
ступени;
Я2ДИН — динамическая составляющая осевой силы, представляющая
собой силу реакции газа, протекающего в межлопаточных каналах
рабочего колеса.
Суммарная осевая сила
269
Составляющие осевой силы определим следующим образом:
Г^сР + л2лJР2; 01.16)
'rnT(clz -c2z). (П.17)
Если при консольном расположении турбины вал расположен со сто.
роны выхода газа из турбины, то в формуле A1.15) следует полагать
dB = 0, а выражение для Rz2 примет следующий вид:
A1.18)
В случае активной турбины статические давления pt ир2 относительно
малы и их абсолютные значения примерно одинаковы, поэтому сумма
статических составляющих осевой силы становится близкой нулю (Rzl +
Рис 11.2. Расчетная схема для определения осевых
сил на рабочем колесе осевой турбины (СА -
сопловой агрегат)
Рис. 11.3. Расчетная схема для определения осевых
сил на рабочем колесе центростремительной
турбины (СА - сопловой аппарат; РК - рабочее
колесо)
270
+ Rzi = 0)- ПРИ парциальном подводе газа, характерном для автономных
турбин, давление рх может оказаться меньшим, чем давлениер2, что
объясняется эжекторным действием струи, вытекающей из сопла. Однако
различие этих давлений по значению незначительно, и при расчете осевой силы им
можно пренебречь. Динамическая составляющая Rz ди 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
осевой силы (рис. 11.3):
Rz x — осевая сила, действующая на внутреннюю (с лопатками)
поверхность рабочего колеса;
Rz2 — осевая сила, действующая на внешнюю поверхность;
Rz3 - осевая сила, действующая на поверхность рабочего колеса с
диаметром D2';
/?2ДИН —динамическая осевая сила.
Суммарная осевая сила
Rzt=:Rz\ +Rz3 +Rznm-Rz2-
Сила Rzl определяется в предположении, что статическое давление
газов между сечениями 1—1 и 2—2 меняется по линейному закону от
значения^ до р2.
Тогда имеет место соотношение
Rzl=n[Al '4 +Bt 12* ], A1.19)
ГДе^! =Р,;?>Г, *! ;.
D2 - Dx D2 - Dx
Изменение давления газов в осевом зазоре Az2 и давления в
сечении 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 Az2 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=-T-(^i-?>2B)Pi; A1.20)
Рг. (П-21)
271
Формула A1.21) пригодна для расчета рабочего колеса турбины,
расположенного консольно. В случае его неконсольного расположения
составляющая Rz3 определяется следующим образом:
Rz3=-j-(D'22-D?2)p2. A1.22)
Если рабочее колесо центростремительной турбины имеет покрывной
диск, то на него дополнительно действуют две составляющие осевой силы,
а именно: Rz^ — осевая сила, действующая на внутреннюю (с лопатками)
поверхность покрывного диска; RzS — осевая сила, действующая на
наружную поверхность покрывного диска.
Суммарная осевая сила
Илипри/?24 = — Rzi имеем
При наличии уплотнения на поверхности колеса с диаметром D2' можно
полагать, что в зазоре между корпусом турбины и покрывным диском
имеется давление;?!. Тогда осевая сила
Rzs=-^{D\-D\)Pl. О1-23)
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 Rz х (см. рис. 11.19).
ДИСК ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО УПЛОТНЕНИЯ
Диск гидродинамического уплотнения создает уплотнительный эффект
путем удержания определенного перепада давлений, поэтому на нем
возникают осевые силы. На рис. 10.36 дана схема уплотнения. Осевая сила,
действующая на диск уплотнения, складывается из следующих
составляющих:
Rzi - осевая сила от давления рг, действующего на кольцевую
площадь диска между радиусами Dr/2 и с/вт/2;
Rz2 - осевая сила от давления р в пространстве, занятом жидкостью,
действующего на кольцевую площадь диска между радиусами Dr/2 и
я™/2;
Rz3 - осевая сила от давления рнм в осевом зазоре, действующего
на поверхность диска без лопаток.
272
Суммарная осевая сила
RZHM = RZl +RZ2 ~ RZl'
Составляющие осевой силы могут быть легко определены путем
интегрирования давлений, действующих на диск по соответствующим площадям.
В результате получим
01-25)
где <^л — коэффициент закрутки жидкости лопатками диска, ул = 0,9...0,95.
При полностью заполненном жидкостью импеллере, что соответствует
максимальному перепаду давлений (рим - рг), выполняется условие
d ът = Dr. Полагая, кроме того, \рп = 1,0, получим формулу для осевого
усилия на диске импеллера:
7 ^им-^вт)^г-^им + ^VHM-<Ol (И.27)
КОМПЕНСАЦИЯ ОСЕВЫХ СИЛ
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
долговечности радиально-упорного подшипника. В ряде случаев возникает также
задача уменьшения отдельных составляющих осевой силы по условию
прочности вала.
Возможными конструктивными способами компенсации осевых
сил на роторе ТНА являются:
1) уменьшение или полное исключение осевых сил, которое
достигается:
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 длд
разгрузки ротора комплекс указанных способов.
Наиболее удобным и эффективным способом компенсации является
изменение соотношения между диаметрами внутренних уплотнений /)у|
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
двухсторонним входом определенное значение осевой силы, изменяют диаметр
одного из внутренних уплотнений насоса. В этом случае осевая сила на
насосе
Rzh = -J- (Dli -DU)(Pi +РНСТ.ШИ-Р2), A1.28)
где Dyl — диаметр переднего внутреннего уплотнения рабочего колеса;
Dy2 -диаметр заднего внутреннего уплотнения.
Изменение компоновочной схемы ТНА позволяет менять
распределение осевых сил по длине вала, оставляя постоянными значения этих сил.
Таким образом, удается менять как эпюру осевых сип 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 разгрузоадые 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
гнг
рис. 11.4. Распределение осевых сил
повалуТНА:
а - эпюра осевых сил при консольной
схеме ТНА; б — эпюра осевых сил при
симметричной схеме ТНА; Н1 и Н2 -
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 И2 с корпусом. Этот зазор разделяют полости, в первой из
которых имеется высокое давление р х, а во второй — постоянное
пониженное давление р2. Для того чтобы автомат разгрузки мог работать, оба
шариковых подшипника устанавливаются в корпусе с осевыми зазорами,
допуская таким образом осевое перемещение ротора. Если на валу возникает
осевая сила Rz, направленная справа налево, то вал переместится под
действием этой силы, и зазор h2 уменьшится. При этом увеличится
давление р2у 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
возвратится в исходное положение.
Работа автомата разгрузки основана на перетекании рабочей жидкости
через осевой зазор Л 2 B полость низкого давления, что снижает КПД насоса.
Уменьшение утечек через зазор достигается использованием
уравновешивающих 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 h 2 с целью
снижения утечек ограничено, так как возникает опасность контакта торце-
275
Рис 11.6. Варианты проточной части автомата разгрузки
Сфера
Рис. 11.7. Автомат разгрузки со сферичес- Рис 11.8. Характеристика автомата раэг-
кой рабочей поверхностью руэкн
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
зазора И 2 вызывают большое изменение силы на разгрузочном устройстве.
Наклон характеристики определяется отношением перепадов давлений
0 =
Ар
(Ар=Ро-Рг;
=Pi -Рг).
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 V 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
возникают статические напряжения:
растяжения от центробежных сил масс самой лопатки и бандажа;
изгиба от воздействия на лопатку газовой силы, возникающей при
движении 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
динамические 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
действует в основном газовая сила, которая в общем случае вызывает изгиб
и кручение лопатки. Обычно при определении напряжений принято
рассматривать 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
корневых сечениях лопаток а? = B...6)* 107 Па. Напряжения кручения от
газовых 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
температурой, давлением и скоростью газа, омывающего лопатку, наличием
охлаждения, материалом, конструкцией лопатки, степенью парциальности
турбины. 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
времени. Температурный градиент по
толщине лопатки не превышает 50...60°С,
т.е. незначителен; в то же время по
Рис Ц.9. Схема приложения
крутящего момента от газовых сил к перу
лопатки
т
111
T=fC .
(
V
¦6c
Рис 11.10. Распределение темпер*,
туры по толщине профиля д^
патки
0 НЮ 200 300 400 500t,°C
средней линии между кромками и центром лопатки он может достигать
в процессе прогрева существенных значений (около 200...400 °С). 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 °С по средней линии и 20...30 °С
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
нагретая средняя часть, в поперечном сечении лопатки имеет место
самоуравновешенная эпюра напряжений, причем кромочные области лопатки имеют
напряжения сжатия, а средняя часть — напряжения растяжения.
Максимальное значение температурных напряжений в лопатках соответствует режиму
запуска и может достигать в конструкциях ТНА A0...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
средней линии профиля лопатки
по
Рис. 11.12. Распределение температуры и
температурных напряжений вдоль средней линии
профиля лопатки
\ 1
\
278
pgC# 11.13.
силами
Изгиб лопатки центробежными
от центробежных сил - их наибольшие
значения соответствуют режиму
максимальной частоты вращения. Напряжения
растяжения от центробежных сил
являются наиболее опасными, так как в
современных ТНА достигают значения
A5...18) • Ю7 Па; кроме того, столь
высокие напряжения распределяются
равномерно по сечению в отличие, например,
от напряжений изгиба.
Изгиб лопатки под действием центробежных сил возникает в том
случае, когда центры масс отдельных сечений по ее длине не совпадают с
осью R, которая проходит через центр масс корневого сечения (рис. 11.13).
Б этом случае при вращении турбины центробежные силы масс лопатки
стремятся совместить линию ее центров масс с осью R, т.е. возникает
изгибающий момент с составляющими Мх и Му, изгибающими лопатку в
плоскостях соответственно ROY и ROX. Особенностью изгибающего
момента центробежных сил является то, что он приводит к изгибу в
направлении, противоположном направлению изгиба под действием
газодинамических сил. Поэтому изгиб лопатки от центробежных сил обычно
рассматривается 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
пространственную 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
естественную закрутку. Однако в активных автономных турбинах ТНА
применяются обычно короткие лопатки с постоянной площадью сечения по высоте;
их линия центров масс представляет прямую. Поэтому напряжения
кручения 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
равномерным, что приводит к значительному снижению температурных напряжений.
Кроме указанных напряжений от статических нагрузок лопатки
испытывают дополнительные напряжения при быстром изменении теплового
режима по времени ("тепловой удар"), а также от механических
колебаний 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 действующи^
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/?
перпендикулярна 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
положительной частью оси R.
Введем следующие обозначения для размеров лопатки:
RK, RB, Rcp — радиусы соответственно корневого, внешнего и
среднего сечений лопатки;
hn - полная высота лопатки, h л =Rb-RK;
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
обозначения при расчете напряжений от центробежных
сил в пере лопатки
Рис. 11.15. Расчетная схема лопатки
280
угловой скоростью со. Выделим бесконечно малый элемент лопатки на
текущем радиусе R с площадью сечения F (рис. 11.15).
Центробежная сила от массы dm бесконечно малого элемента будет
dPc=Ru2dm A1.29)
лли, учитывая, что dm = pFdR,
dPc=pu2FRdR. A130)
Центробежная сила части лопатки от радиуса R до вершины лопатки R в
RB
Рс=рсо2 $ FRdR. A131)
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
/>c=pco2F IRdR A132)
R
или после интегрирования и подстановки пределов
R* -R2
A133)
Если на периферии лопатки установлен бандаж, то центробежная сила
от его массы, приходящаяся на одну лопатку,
Fc6
где Я1б — масса бандажа; z - число лопаток.
Тогда центробежная сила отсеченной части лопатки с учетом бандажа
Pc=pu2F— + —^ . A134)
Растягивающее напряжение в сечении, взятом на радиусе R :
Очевидно, что максимальное напряжение достигается в этом случае
в корневом сечении, т.е. при/? = R к
281
-ч
'ртах
(П35)
Учитывая, что
R *
= Rc рЛл, получаем окончательную расчет.
ную формулу для максимального напряжения растяжения от центробежных
сил в лопатке постоянного сечения
'ртах
zF»
A1.36)
На рис. 11.16 приводится распределение напряжений ар по высоте
лопатки с постоянной площадью сечения, откуда видно, что максимальное
напряжение артах в такой лопатке имеет место в корневом сечении.
Кроме того, важной особенностью таких лопаток является то, что при
отсутствии бандажа напряжение а' в них не зависит от площади поперечно-
го сечения. Лопатки с постоянной площадью поперечных сечений выгодно
применять в случае их относительной малой высоты фл/Яср < 1/3).
Такие короткие лопатки применяются обычно в парциальных автономных
турбинах, однако с увеличением высоты лопатки напряжения ор у корня
Рис. 11.16. Распределение напряжений вдоль
лопатки с постоянным поперечным сечением:
1 - без бандажа; 2-е бандажем
Рис. 11.17. Распределение площади
поперечного сечения и напряжений вдоль лопатки с
переменным сечением при различных значе-
ниях показателя степени q
ор
282
становятся недопустимо большими, что требует специального
профилирования площади сечения лопатки по высоте.
Лопатка с племенным сечением по высоте. В предкамерных турбинах
ТНА, для которых характерен большой секундный расход рабочего тела
(особенно при большой тяге двигателя), высота рабочей лопатки
достигает 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-ah4, A1.37)
где а — коэффициент пропорциональности, определяемый из условия
на радиусе R =ЯВ,
откуда
а = F* " F» t A1.38)
q - показатель степени, определяющий характер изменения площади по
высоте.
Тогда значение элементарной центробежной силы
dPc = pco2 (FK - ah q) (R K + h)dh.
Полная центробежная сила лопатки
/>,,=рсо2 ? (FK-ahq)(RK+h)dh
о
или после интегрирования с учетом A138) и преобразований
где
Напряжение в корневом сечении лопатки со степенным законом
изменения площади сечения по высоте с учетом бандажа
283
= rw*2
A140)
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
следующей формуле:
A141)
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 Руу отнесенных
к единице длины лопатки и действующих на лопатку в направлении
указанных 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, с1а, сш, с1а, с2и ;
окружная скорость лопатки на данном
радиусе и;
плотность газа рх и р2;
давление газа pi ир2-
Здесь индексом " отмечены
величины, характеризующие состояние газа на
входе в рабочее колесо, индексом " -
величины на выходе.
Рис. 11.18. Расчетная схема лопатки при
определении напряжений изгиба от газовых сил
Интенсивность нагрузки на радиусе R определяется по формулам
(Р Р) - ~- Picla(c2a-cla); A1.42)
A1-43)
где б - степень парциальности турбины.
Зная интенсивности распределенной нагрузки Рх и Ру9 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
dMx =P (R-RK)dR;
A1.44)
dMy=Px(R-RK)dR.
Полные изгибающие моменты в корневом сечении
в
= J Py(R-RK)dR;
rk A1.45)
в
М = J Px(R-RK)dR.
RK
В случае коротких лопаток, весьма часто используемых в турбинах
ТНА, приближенно можно считать, что интенсивность нагрузки на среднем
радиусе лопатки
/?/? — сА
,1,ср^ср
А
где m т — секундный расход рабочего тела турбины, кг/с.
В случае активной турбины Р1ср * Р2ср> тогДа выражение A1.46)
Упрощается
,(ucpW
reAn
285
С учетом усреднения Рх и Ру изгибающие моменты относительно
осей ОХ и OY выразятся следующими зависимостями:
Mv=,
Му=.
1-Л);
2
(П.49)
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
направлена от передней кромки профиля к задней, а ось т? перпендикулярна оси];
и направлена от корытца к спинке профиля сечения лопатки. Моменты
газовых сил относительно главных осей инерции
М f = М х cos j3 + Му sin |3;
Mц = Mx sin /3 - My cos /3.
A1.50)
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
1
V
в
У
ь
ч
ч
Рис. 11.19. Геометрические характеристики лопатки с реактивным профилем
Рис. 11.20. Геометрические характеристики лопатки с активным профилем
286
Напряжение изгиба в любой точке сечения определяются соотношением
2-Г,
где j^t Jn — главные моменты инерции поперечного сечения, м4; tj, f —
координаты точки относительно главных осей, м.
Необходимо определять напряжения изгиба для точек сечения,
наиболее удаленных от главных осей. Такими точками профиля являются
точки А ($А, г\А ); ?(f B, r\B); С(?с, г\с) (см. рис. 11.19). Нетрудно
увидеть, что в точке А всегда имеется растягивающее напряжение, а знак
напряжений в точках В и С зависит от соотношений между значениями
моментов М^уМп и моментов инерции/g. и/^.
Обычно в турбинных лопатках главные моменты инерции сечений
связаны соотношением /т?> A0...15) /р в то время как значения
изгибающих моментов имеют один и тот же порядок. Поэтому напряжение
изгиба в произвольной точке можно приближенно определить по формуле
Mt
аи=—— 77. A1.52)
J
Для коротких лопаток, учитывая, что интенсивность нагрузок
приближенно считается постоянной по высоте лопатки, определяем
интенсивность нагрузки Ру из условия
с другой стороны,Л/кр т = WT До, откуда
Ру= . РТ , A154)
где AfKp — крутящий момент на валу турбины, Н*м; NT — мощность
турбины, Вт.
При расчете напряжений в лопатке необходимо знать геометрические
характеристики ее сечения, такие как площадь поперечного сечения F,
моменты инерции сечения J^nJ^.
В том случае, когда лопатка имеет профиль, изображенный на рис. 11.20,
геометрические характеристики могут быть определены по следующим
приближенным формулам:
F=0,7Z>«;
/г = 0,0466 (Л2 +62);
/т?=0,038635.
287
ИЗГИБ ЛОПАТОК ЦЕНТРОБЕЖНЫМИ СИЛАМИ
Если центры тяжести сечений лопатки не лежат на одном у^
проходящем через центр тяжести корневого сечения, то центробежные силы
вызывают изгиб лопатки. Несовпадение центров тяжести сечений лопаткц
с радиусом, проходящим через корневое сечение, объясняется следующим^
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 сия.
Пусть у элемента лопатки dR (рис. 11.21) центр масс расположен в
точке С с координатами X, Y, Тогда изгибающие моменты центробежных
сил этого элемента относительно корневого сечения, центр тяжести кото-
рого расположен в точке К, будут:
в плоскости вращения dMJX = dPjR у, где dPjR — проекция
центробежной силы dPj на ось R\ так как угол а мал, то dPjR ъ dPj = pFco2RdRt
тогда
dMjx = -pFto2RydR; A1.55)
в осевой плоскости dMjy = dPjX, или с учетом значения dPj
dMfy=-pFco2RxdR. A1.56)
Знак минус в A1.55) и A1.56) берется потому, что моменты
центробежных сил противоположны моментам газовых сил.
Полные изгибающие моменты центробежных сил лопатки относительно
корневого сечения определяются следующими выражениями:
M/x=-pw2 i FRydR;
rb A1.57)
RK
M/y=-pto2 ! ERxdR.
RB
Действие центробежных сил приводит к тому, что суммарный
изгибающий момент, а следовательно, и прогиб лопатки будет меньшим, чем от
действия только газовых сил. Меньшими будут и напряжения изгиба
лопатки. В выполненных конструкциях лопаток ТНА напряжения изгиба от
действия центробежных сил в корневом сечении лопатки обычно
составляют а? = C...7I07 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,
противоположный 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 однорежимными,
так как позволяют эффективно разгрузить лопатку лишь 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.
Ю- 1758
289
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗАПАСОВ ПРОЧНОСТИ
В ПЕРЕ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ
Условие прочности лопатки по пределу прочности записывается
дующим образом:
(П.58)
где ка - рабочий коэффициент запаса прочности; ав - предел прочности
материала лопатки в расчетной точке при рабочей температуре; а у
суммарное напряжение в расчетной точке сечения; kN - нормативный
коэффициент запаса прочности.
Суммарное напряжение а2 определяется как сумма напряжений
растяжения от центробежных сил и напряжений изгиба от газовых сил, т.е.
°z = ap + °ц- Пренебрежение изгибом от центробежных сил идет в запас
прочности. Минимальное значение коэффициента запаса прочности к
не всегда соответствует напряжению aLmax, так как предел прочности
ав min может иметь место в другом сечении.
Таким образом, для проверки условия прочности A1.58) требуется
в общем случае построение графиков распределения напряжения <jl и пре-
дела прочности а в по длине лопатки.
Строятся графики распределения напряжений изгиба, растяжения и
суммарных напряжений, а также распределения температуры гл и предела
прочности ов 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
соответствии с графиками рис. 11.23 минимальный запас прочности катт
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
исключением литья. В случае литой лопатки коэффициент kN следует
увеличить на 20 %.
to б,кб
Рис. 11.23. Распределение напряжений и коэффициента запаса прочности вдоль лопатки
290
В лопатках с постоянным по длине поперечным сечением максималь-
ное значение напряжения oz имеет место в корневом сечении, а температу-
^ мало меняется по высоте. В этом случае определение запаса прочности
лопатки следует проводить лишь для корневого сечения.
Возможными мероприятиями по обеспечению условия прочности
A1.58) лопатки являются:
изменение параметров профиля лопатки Ъ 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
наиболее 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
центробежных сил лопаток, установленных на ободе диска;
изгиба от газовых сил, действующих на лопатки в осевом
направлении, а также от центробежных сил масс лопаток и масс самого диска в
случае 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
плоскости вращения диска.
Кроме того, в связи с высоким уровнем температуры снижается
механическая прочность материала диска.
Наибольшие напряжения от центробежных сил соответствуют режиму
максимальной частоты вращения ротора. Температурные напряжения
меняются 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
достигается 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 °С. Значительно меньший
температурный перепад возникает по толщине диска. Лишь в случае охлаждения
Диска с одной стороны максимальная разность температур может достигать
80...100 °С. Когда же диск охлаждается с двух сторон или вообще не
охлаждается, можно с достаточной для инженерных расчетов точностью сказать,
что диск по толщине нагрет равномерно.
291
Рис. 11.24. Элемент диска с
женнымн нагрузками
Существуют два основных
подхода к расчету дисков щ
прочность — анализ прочности
диска известного профиля ц
определение оптимального про.
филя диска с учетом ограни,
чений на его характеристики
прочности.
В соответствии с первым
подходом для диска с
заданными 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
прочности 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);
RH
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,
и3меняясь только по радиусу.
С учетом введенных допущений можно считать, что в тонком осесим-
метричном диске под воздействием внешних нагрузок возникают нормаль-
Hbie напряжения aR и aQi причем радиальное напряжение oR нормально
к кольцевому сечению, а окружное напряжение ав — радиальному сечению
диска.
Определение напряжений aR и ав является основной задачей при
расчете местной прочности диска. Следует отметить, что такая задача является
весьма сложной статически неопределимой задачей.
Точные определения напряжений aR и ав возможны лишь для
некоторых 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
соответствующему изменению величин ? и а, которые зависят от температуры.
Существуют приближенные инженерные методы расчета дисков
произвольного профиля, которые позволяют определить напряжения в нем с
требуемой для практических расчетов точностью. Среди этих методов
наибольшее практическое применение получили методы конечных
разностей, 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
авторов [12]. В практике расчетов дисков ТНА получил применение метод
конечных разностей, который обеспечивает приемлемую точность
расчетов и, кроме того, удобен при расчете на ЭВМ. Однако в последнее время
предпочтение отдается методу кольцевых элементов, который также
удобен 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
лопатками, резкого изменения толщины в области отверстий в полотне
диска и т.п. Такие задачи можно решить лишь в трехмерной постановке.
Эффективным методом их решения в настоящее время является метод
конечных 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 зь
применения, например позволяет быстро оценить напряженно-деформип^
ванное состояние диска на этапе эскизного проектирования двигател*
Предпочтительным при этом является метод кольцевых элементов, ^
сматриваемый ниже.
РАСЧЕТ ДИСКОВ МЕТОДОМ КОЛЬЦЕВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
Расчетные уравнения. В соответствии с данным методом диск проиэ.
вольного профиля разбивается кольцевыми сечениями на участки. Каждый
такой участок рассматривается как кольцевой элемент постоянной толцщ.
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 расцщ.
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 I du и /л ч dt 1 - Ма 2r> /it сгл
= A + /0* Р" * О1-59)
dR'
dR
и
—
dR
где и - радиальное смещение; р - плотность материала.
Считая, что в пределах участка температура меняется по линейному
закону t = ti+a(R-Ri), получаем, что dt/dR = а, где а = At/AR.
Общее решение дифференциального уравнения A1.59) имеет вид
— +BtR2 +BL
R
R2
A1.60)
где Сi и С2 - постоянные интегрирования.
At
Рис. 11.25. Схема разбиения диска на участки и распределение напряжений вдоль
радиуса (диск с центральным отверстием)
294
Коэффициенты Bt и 5W определяются соотношениями
Для того чтобы перейти от радиального смещения и к напряжениям ов
и о в » воспользуемся формулами
Подставляя в них общее решение A1.60), получим
ав = -Ц [A +M)Ct + ~^-Сг +Bt(l
1 — Д /v
A1.63)
[(
1 — д
-<*'О+М)Ь A1.64)
Постоянная С2 определяется из условия, что в начальном сечении /
напряжения ae. и or . известны (постоянная С\ далее не используется,
поэтому ее не определяем). Формулу для определения С2 для /-го участка
можно получить, составив разность напряжений ов .hor .
.
A1.65)
Приращение напряжений на участке определяется в виде следующих
разностей:
AaR =ок.^^-ок..
Подставляя сюда формулы A1.63) и A1.64), получаем после
алгебраических преобразований рабочие формулы приращения напряжений
/+-f» -f AR>
'4
где х =
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
Напряжения ав . и aR m на внутреннем радиусе следующего участ-
ка определяются следующим образом.
Из уравнения радиального равновесия внутренних сил
получаем
°R. =OR + Т11— = J1—а*ч ' (П'70)
Из условия равенства перемещений сечения (/ + 1) ui + l = u'.+ г с
учетом и = — (ое
получаем
откуда
-а^ ). A1.71)
Методика расчета. Для проведения расчета диск разбивается на коль-
2%
участки постоянной толщины (рис. 11.25), равной ее среднему
знанию. При этом для сужающейся части диска должно выполняться у
слоне А//Л/+ 1 ^ 1>^» а Д*1* расширяющейся части в месте перехода от полотна
диска к ободу - условие ht + i/hi < 1,3.
Радиальное напряжение аЛл на внешнем радиусе диска (контурная
нагрузка) от действия центробежных сил лопаток и замковой части диска
задается. Оно может быть определено по формуле
Rjl 2*лнлн
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; йн — 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
расширения а в пределах участка считаются постоянными, равными их
средним 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 aR = —р, гдер —
контактное давление натяга; ов — задается произвольно;
б) для диска без центрального отверстия aR = ав = а^ задается
произвольно.
По формулам A1.66) и A1.67) вычисляют приращения напряжений
на первом участке, а затем определяются напряжения на внешнем радиусе
первого участка по формулам A1.68) и A1.69). После этого по A1.70)
и A1.71) находятся напряжения в начале второго участка, за ступенькой.
Таким образом, последовательно вычисляются напряжения во всех
сечениях, в том числе на внешнем контуре диска. Так как напряжения в
исходном сечении задавались произвольно, то необходимо провести второй
расчет. Задаемся новым
(произвольным) значением
все напряжения,
и вычисляем
включая o2
о\ , при условии, что со
на всех участках.
Р*с. 11.26. Схема диска с лопатками на
боковой поверхности
291
Напряжения во всех сечениях определяются по формулам
где коэффициент у находится из условия согласования радиального напр*.
жёния на внешнем контуре
°Rh = orI +*°R2)h ¦ 01.73)
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 oR = 0, в то время как напряжение о Q имеет значительно
большее значение, чем в диске без центрального отверстия (см. рис. 11.27).
В обоих случаях температурный градиент уменьшает или даже делает сжн-
мающими напряжения ов на периферии диска и увеличивает напряжения
aR и ав в других частях диска.
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ДИСКОВ РАДИАЛЬНЫХ ТУРБИН
И ЦЕНТРОБЕЖНЫХ НАСОСОВ
У рабочих колес радиальных турбин и центробежных насосов рабочие
лопатки располагаются на боковой поверхности диска (см. рис. 11.26). Под
действием 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
расположены на одной стороне диска, в нем помимо растягивающих возникают
также изгибные напряжения. В результате напряжения oR и ав 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
оспринимать нагрузки, не учитывается. Масса лопаток считается
присоединенной 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
влияния на напряжения в основном диске.
Таким образом, элементарное кольцо высотой dR, выделенное на
радиусе R, имеет массу
dm=pBnRh + zbScp)dR
или
z6cPb
где р - плотность материала диска; z — число лопаток.
Отсюда можно определить так называемую приведенную плотность
материала колеса:
С введением приведенной плотности появляется возможность
использовать 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
удовлетворении запаса прочности диска по разрушающей частоте вращения.
Понятие "разрушающая частота вращения" связано с определением
несущей способности диска и является важной характеристикой,
позволяющей определить, в частности, возможность превышения рабочей частоты
вращения. Простейшие формулы расчета запаса диска по разрушающей
частоте вращения получаются при использовании теории предельного
равновесия, в соответствии с которой разрушающей частотой вращения лразр
принято считать такое значение частоты вращения, при котором во всех
точках диаметрального сечения диска окружные напряжения равны пределу
прочности материала (ав = о*ъ).
Запас прочности по разрушающей частоте вращения может быть
определен по следующей формуле:
299
•разр
= {[foB(R)h(R)JR] [4n2
1/2
(H.7S)
где ав(Я) — предел прочности махериала; h(R) — текущее значение тол.
щины диска; hH — толщина диска на внешнем ободе; RH - радиус внещ.
него обода диска; р — плотность материала диска; aR л - напряжение на
ободе диска от лопаток; / - момент инерции половины меридионального
сечения диска; п - рабочая частота вращения диска, об/с.
Условие прочности диска включает, таким образом, условие местной
прочности и условие прочности по разрушающей частоте вращения
A1.76)
(Н.77)
где ка, — действующий запас местной прочности диска в /-м сечении;
&адг — нормативный запас местной прочности диска; &рдг — нормативный
запас диска по разрушающей частоте вращения; о* — предел прочности
материала диска в /-м сечении; а/. — интенсивность напряженного
состояния диска в /-м сечении.
Для определения минимального запаса по местной прочности
необходимо построить диаграммы интенсивности напряжений а,-., предела
прочности ав. и действующего запаса прочности вдоль радиуса диска (рис. 11.27).
Нормативный коэффициент запаса местной прочности дисков осевых
турбин следует принимать равным koN > 1,3.
Запас местной прочности диска центростремительной турбины kgN > 1,5.
Запас по разрушающей частоте вращения для дисков осевых и
центростремительных турбин к N > 1,3...1,4. Если диск изготовлен литьем, то
коэффициенты запаса должны быть увеличены примерно на 10 %. Если
условия прочности A1.76) или
A1.77) не выполняются, то не-
— обходимо изменить профиль
диска, уменьшить контурную
нагрузку или применить более
прочный 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
конструкции 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
появление 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
резонансных 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
действием радиальных сил его вал приобретает упругую деформацию изгиба.
Если на упругую систему в некоторой точке действует усилие,
изменяющееся по гармоническому закону
Q-Xcosut ,
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; 12 — круговая частота возмущающей силы;
t - время.
Собственные (или свободные) изгибные колебания ротора ТНА хакже
следует считать гармоническими.
Функцию колебаний ротора можно представить в виде гармонического
ряда, когда поперечное смещение любой точки вала определяется
наложением ее смещений по всем формам колебаний (гармоникам).
Число форм колебаний соответствует числу независимых координат,
необходимых для определения в плоскости изгиба положения всех
расчетных 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
т 1-я форма
/rw ^^~ i i I w ~~*^^ ПТ/Т7 irrrr
2-я дюрма
I/т1 т2 3-я форма
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
требуется одна координата — линейное смещение^, положение диска
определяется двумя координатами — у и в (угол поворота сечения вала в месте
расположения диска).
Условие резонанса для вращающегося ротора
Я = Х, A1.78)
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 A1.78). Заметим, что теоретическое число резонансных режимов
некоторой системы равно числу собственных частот колебаний системы.
Частоты возмущающей силы ?1 могут быть самыми различными, но,
как правило, они связаны с угловой скоростью ротора зависимостью
П = ксо, A1.79)
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
соединительных муфт;
неодинаковая жесткость вала в двух направлениях;
неодинаковая жесткость корпусов подшипника в двух направлениях;
302
поперечная сила от собственной неуравновешенности
(несбалансированности) 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 сокр — критической угловой скоростью ротора.
Для конкретной конструкции ротора частота Л вынуждающей силы
легко определяется. Так частота вынуждающей силы, вызванной
неуравновешенностью ротора, имеет число кратности к = 1, т.е. ?2 = со. Таким
образом, 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,а).
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 Ох на величину эксцентриситета е.
При неподвижном вале (со = 0) упругая ось вала прямолинейна и
совпадает с осью подшипниковых опор.
При вращении вала (со Ф 0) вследствие смещения центра масс диска
возникает центробежная сила Рс и вал начинает прогибаться, что, в свою
очередь, приводит к увеличению центробежной силы Рс = т(у + е)ы2 н
увеличению прогиба (рис. 11.29,бГ).
Однако в связи с упругими
свойствами вала по мере его прогиба
будет возрастать также сила упругого
сопротивления вала Руу которую
можно считать пропорциональной
прогибу вала,т.е.Ру = су.
Рис. 11.29. Схема невесомого вала с
симметрично расположенным диском
—
m
г
л "
е
• -у
,°
У
303
Коэффициент пропорциональности с принято называть коэффициентов
изгибной жесткости вала; он представляет собой значение поперечной сц.
лы Ру, которую необходимо приложить к валу, чтобы в месте приложен^
силы был получен единичный прогиб (у = 1 м). Таким образом, коэфф^.
циент изгибной жесткости с измеряется в Н/м и его значение зависит от
геометрических размеров сечения вала, расстояния между опорами /
модуля упругости материала вала/Г, места приложения поперечной силы/>
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)
с-
для вала на опорах, не допускающих поворот сечений (глухая заделка)
В каждый данный момент силы Рс и Ру уравновешивают друг друга, т.е.
= су, A1.82)
A1.83)
откуда можно получить выражение для прогиба вала
теш2
с - т u>d
- 1
т cj2
Формула A1.83) позволяет построить график зависимости прогиба
вала у от угловой скорости со (рис. 130); такую зависимость принято
называть амплитудно-частотной характеристикой.
Как видим из графика, при неподвижном вале его прогибу = 0. С
возрастанием угловой скорости со
прогибу также возрастает и стремится
к бесконечности.
Соответствующее значение угловой скорости
принято называть критической
угловой скоростью вала сокр. Най-
У)
OS
'в
Область \
„жесткого1^
дала 1
^^^ )
и/р
[Область „гибкого" дала
i
Рис. 11.30. Амплитудно-частотная
характеристика ротора
304
деМ это значение угловой скорости из выражения A1.83), приравняв
знаменатель к нулю, т.е.
-1=0,
т ы3
откуда
Соответствующая критическая частота вращения в об/с
1
'кр
2тг
2тг
A1.84)
A1.85)
На практике частоту вращения вала обычно определяют как число
оборотов вала в минуту:
ЗОсо,
т
A1.86)
При переходе через критическую скорость знак прогиба скачкообразно
меняется и с дальнейшим увеличением со величина прогиба у стремится
к величине эксцентриситета е.
На рис. 11.31 показано взаимное расположение характерных точек -
точки оси подшипников О, геометрического центра диска Ох и центра масс
диска на докригическом и сверхкритическом режимах.
На докритическом режиме (см. рис. 1131, а) вал прогибается в
сторону эксцентриситета е, а на сверхкритическом (см. рис. 1131,5) — в
сторону, противоположную эксцентриситету, и, таким образом, при а> = °°
диск будет вращаться вокруг своего центра масс, т.е. происходит
самоцентрирование вала. Самоцентрирование вала объясняется действием
кориолисовых сил инерции: при подходе к критической скорости диск,
помимо переносной, имеет относительную скорость в радиальном
направлении. Поэтому на центр массы диска действует кориолисова сила,
направленная перпендикулярно плоскости изгиба в сторону вращения вала. Она
вызывает поворот центра массы
относительно геометрического центра
(точки Ох) на угол я/2. В закри-
тической области направление
относительной скорости меняется на
Рис. Ц.Э1. Взаимное расположение точек
О, Ох, О2 на докритическом и закрити-
ческом режимах работы ротора:
305
обратное и кориолисова сила, изменив направление, поворачивает центр
массы диска на угол я/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 со и критической со
угловыми скоростями валы принято разделять на "жесткие" и "гибкие.
Если для вала сор < сокр, 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. ИЗО, на критическом режиме вала (со = о>кр) 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, .
Осевы^ 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
опорах, и диска, расположенного несимметрично относительно опор (рис. 1132).
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
вращения — полярный момент инерции /п, так и относительно диаметральной
n.j-.b
Рис. 11.32. Силы и моменты, действую-
щие на вал со стороны диска при пре-
цессии
306
оси - диаметральный момент инерции Уд. Попутно заметим, что для тонких
дисков (например, дисков осевых газовых турбин) между указанными
моментами инерции существует зависимость/д = 0,5/п.
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 12 возмущающих сил связаны с угловой скоростью вала со
зависимостью
12 = /: со,
где А: = 1,2,3,...,п - число кратности частоты возмущающей силы.
Под действием возмущающей силы сечение вала, в котором
расположен диск, имеет прогибу и угол поворота 0. При этом система совершает
сложное движение, составляющими которого являются вращение вала
вокруг собственной оси с угловой скоростью со (диск вращается с
частотой со вокруг касательной OiOi) и вращение изогнутой (но плоской)
оси вала с диском вокруг оси подшипников 00 с частотой возмущающей
силы 12. Последнее движение ротора называют прецессионным движением,
win прецессией, а угловую скорость 12 - частотой прецессии.
Прецессию ротора разделяют на прямую и обратную. Если направления
вращений ротора с угловыми скоростями со и 12 совпадают, то такая
прецессия является прямой, в противном случае прецессию принято называть
обратной. Если при прямой прецессии выполняется условие со = 12, то это
прямая синхронная прецессия. Точно так же частным случаем обратной
прецессии является обратная синхронная прецессия (со = — 12). Нетрудно
заметить, что прямая синхронная прецессия вызывается
неуравновешенностью ротора, поскольку между угловой скоростью вектора
неуравновешенной силы 12 и угловой скоростью вала со выполняется соотношение
12 = 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 = myQ,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
скоростью 12 вокруг оси О - О\
гироскопический момент диска Л/г, возникающий в связи с наличием
У прецессирующего диска поворотного ускорения.
307
Момент центробежных сил
MC=-JU6U2.
Гироскопический момент
Знак минус в выражениях означает, что момент уменьшает прогиб вала у
и угол поворота в.
Определим суммарный момент, изгибающий вал:
или
Мъ =JueSl2Ay A1.87)
где
С помо'Щкк) выражения A1.87) можно определить суммарный момент,
возникаюиЦий 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 М? = —/д со20.
При прямой прецессии, когда со = 0,5 Л, коэффициент А = 0 и
суммарный момент Л/? = 0.
При обратной синхронной прецессии, когда со = — Л, коэффициент
А = 3 и суммарный момент Л/? = 3/д со20.
Как видим, в области прямой прецессии, ограниченной значениями
со > 0,5П, суммарный момент имеет знак минус, т.е. направлен в сторону
уменьшения прогиба и угла поворота сечения вала, как бы
увеличивая естественную жесткость вала. Для соотношений между частотами
со < 0,512, т.е. при любых обратных прецессиях, а также прямых
прецессиях в интервале @ < со < 0,512), 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
ротора 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
представление - частотной диаграммой.
308
Частотная диаграмма ротора позволяет сравнительно просто
определить 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 = ах хРс+а12Мг;
A1.88)
6=a2lPc+a22Mz)
где oci I, ol\ 2, а2 ь <*2 2 — коэффициенты податливости (от единичной
нагрузки) ; Рс - центробежная сила; Мs — суммарный момент.
С учетом выражений для Рс и Л/? уравнения A1.88) можно
переписать в виде
(<*! ^Sl2 -\)y + ax 2J п2Ав =0;
A1.89)
а2 хтп2у + (а2 2JJkU2A — 1H =0.
Пусть X - собственная частота изгибных колебаний ротора.
Условием резонанса является равенство О, = X. Так как резонансные
режимы являются неустойчивыми, то для них должно выполняться условие
равенства нулю определителя, составленного из коэффициентов системы
A1.89), так называемого частотного определителя:
(a, ,/nl22-l) at 2/п^2^
* д , =0. A1.90)
а21тп2 (cl22Juu2A-\)
Раскрывая определитель A1.90), получаем частотное уравнение (с
учетом а12=«2ь^ = ^)
(аи «1 2 -а?2)т/дЛХ4 -
-(а, ! т+ а2 2/дЛ)Х2 + 1 =0. (П-91)
Данное уравнение является биквадратным. Коэффициенты
податливости могут быть определены с помощью методов сопромата, например
с помощью интеграла Мора или правила Верещагина. Для
рассматриваемой системы коэффициенты податливости определяются следующим
образом:
l\ I 2 /, / _ _ B / + I,) /,
а = • (х2 2 = ; «12 =а21 = »
3?V 3EJn 6EJn
в в в
где /в — момент инерции сечения вала; Е - модуль упругости материала
вала,
309
Область
обратной прецессии
Рис. 11.33. Частотная характеристика
тора
-CJ
Решая частотное уравнение для различных значений коэффициента
прецессии А, можно построить частотную характеристику ротора в
координатах 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
частотами соответствуют первой форме колебаний, ветви с большими
частотами— второй форме. Частотная характеристика имеет две
горизонтальные и одну наклонную ассимптоты, положение которых определяется
выражениями
Vi=O;Xa =
<*2 2
;
m (а, , а, , - а,2,)
со .
Анализ частотной характеристики показывает, что в области прямой
прецессии с увеличением угловой скорости вала собственная частота
системы X возрастает, в то время как в области обратной прецессии —
уменьшается. Это объясняется действием суммарного момента Л/г, 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 Г2 возмущающих сил. Для этого на частотной
характеристике необходимо нанести луч, описываемый уравнением ?2 = к со,
в котором число кратности частоты имеет определенное значение для
каждой возмущающей силы. Координаты точек пересечения луча с
кривыми частотной характеристики представляют собой резонансную угловую
скорость и соответствующую ей собственную частоту колебаний ротора.
В том случае, когда возмущающей силой является сила
неуравновешенности диска, число кратности частоты к = 1 и точка пересечения
соответствующего 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 каюобъекта расчета являются
вал, диск (диски) турбины, рабочие колеса насосов и опоры. Для
проведения расчета ротор представляется в виде дискретной модели,
параметрами 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
составлении 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
второстепенное значение.
В зависимости от значений масс, моментов инерции ,и жесткостей
основных элементов роторы ТНА с одинаковыми конструктивными
схемами могут иметь различные расчетные схемы (рис. 11.34),
Соответствующие рекомендации сводятся к следующему:
1. Подшипники ротора принимаются в виде абсолютно жестких
шарнирных опор. Если с целью повышения точности расчета необходимо учесть
податливость опор, то ориентировочно коэффициенты податливости опор
оцениваются значениямиаоп = E ... 10) 10Г9 м/Н.
/ff?)
ifttl
пт
Рис. 11.34. Возможные расчетные схемы ротора ТНА:
1, 2, 3 - номера расчетных масс
ЛЬ
rffh /mt
• UfT
/77;
ifn
fffff
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
представляет собой тело вращения сложной конфигурации, необходимо его
разбить на простейшие тела вращения (элементарные объемы). Тогда масса
диска
п
т = 2 тг
/ = 1
где п — число простейших тел вращения; mi — масса /-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
схематизируется 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
инерции отличаются значительно, как, например, у рабочих колес осевых
турбин, элемент рассматривается как тонкий диск.
Большинство конструкций роторов ТНА вполне достаточно
схематизировать 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.
Многообразие расчетных схем требует выбора в каждом конкретном случае
наиболее эффективного метода расчета, учитывающего как степень
сложности схемы по числу степеней свободы, так и применяемый метод
вычислений (с применением или без применения ЭВМ). В настоящее время
основными методами расчета критических скоростей роторов ТНА
являются методы частотного определителя, динамических жесткостей и
начальных 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
производить 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
частотный определитель для системы с двумя степенями свободы (консольно
расположенный диск).
Для схемы, состоящей из трех точечных масс (см. рис. 11.34),
канонические уравнения имеют вид
У\ = <*i I ™\ ft2 У\
+ ах 3m3 & Уъ\
уг = а2 1 тх п2 ух
+ а2 з™з ^2^з;
уг
з з я*з ^ ^з» A1.92)
^2» У г — прогибы ротора в точках расположения масс; ?2 — частота
прецессии; а,у — коэффициенты податливости, причем индекс i означает
номер сечения, в котором измеряется перемещение, а индекс / — номер
сечения, в котором приложена единичная сила. v
На критическом режиме выполняется условие '
со = ?2=\. >
где X — собственная частота поперечных колебаний ротора.
Кроме того, определитель, составленный из коэффициентов
канонических уравнений, равен нулю.
Для системы уравнений A1.92) частотный определитель имеет вид
кр
'кр
<*з
'кр
= 0.
A1.93)
Для схем, которые содержат один диск и одну точечную массу (см,
рис. 11.34, еу ж), система канонических уравнений имеет вид
У\ =«i 1 гпх п2 ух + аХ2 т2 п2 у2 + ai 3У2д X
X А п2 в2;
у2=а2 1 тх п2 ух + а22т2 Q2 у2 + «2з^2д X
X А п2 в2\ A1.94)
313
02 = <
У\
Уг
+ «зз ^2д А&вг, A1.94)
где 02 - Угол поворота сечения, в котором расположен диск; У2д — диа.
метральный момент инерции диска; А —коэффициентпрецессии; в слу.
чае тонкого диска А = 1 — 2 —.
Соответствующий частотный определитель будет (при условии, что на
критическом режиме А = — 1)
1
11^1 Г" <*1 2 ™2 -аПЛп
кр
1
а2
«31
«22^2-
а3 2
кр
'кр
= 0.
A1.95)
Вводя новую переменную х = и раскрывая определитель A1.93)
или A1.95), получаем кубическое уравнение:
хъ -Ах2 + Вх-С= 0.
Если в определителе A1.93) ввести обозначение^—
фициенты уравнения A1.96) равны:
A1.96)
, то коэф-
А —а\
аг з>
«11 «2 1
«12 «2 2
«11 «12 «13
«2 1 «2 2 «2 3
«1 1 «1 3
«3 1 «3 3
«2 2 «2 3
«3 2 «3 3
«3
«3 2 «3 3
Для определителя A1.95) используются те же коэффициенты при
условии, что а(ъ /2д =ai3.
Корни кубического уравнения A1.96) вычисляются известными
математическими методами.
Особенностью метода частотного определителя является то, что
степень частотного уравнения равна числу степеней свободы системы.
Поэтому для систем с числом степеней свободы более трех этот метод
целесообразно 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
некоторых случаях при этом приходится учитывать возможность совпадения
рабочей угловой скорости сор ротора не только с первой, но и с
последующими (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
допускается работа ТНА во избежание больших вибраций (на рисунке эти
области заштрихованы). Надежность ротора по критическим угловым
скоростям оценивается отношением рабочей угловой скорости к
ближайшему значению критической скорости
рр
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. A1.98)
Неравенство A1.98) 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
@,93 ... 0,95) <к < A,05 ... 1,07). A1.99)
В последнем случае допускается более узкая запретная
резонансная 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
резонансными режимами. К таким мероприятиям относятся:
отстройка от резонансных режимов;
демпфирование колебаний ротора.
Отстройка от резонансного
режима направлена на изменение
величины критических угловых
скоростей, 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
характеристике ротора
Область
„жесткого
Зала
Область .гибкого*бала
нению на этапе конструирования. Таким образом, отстройка от резонанс.1
ного режима обеспечивается путем изменения упруго-массовых характерно,
тик системы.
Демпфирование колебаний ротора направлено на уменьшение
амплитуды 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
обеспечивается 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
дополнительной опоры;
б) переход на двухвальный ротор.
Сдвиг резонансных режимов в область меньших угловых скоростей
(влево). Чаще всего сдвиг влево производят в тех случаях, когда си
ротора несколько больше ближайшей сокр, или же если стремятся к
работе 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
применения специальных устройств, ограничивающих прогибы вала на
переходных режимах.
Основными мероприятиями по отстройке влево являются:
а) уменьшение изгибной жесткости вала путем увеличения
расстояния между опорами и перехода на консольную схему ротора вместо
междуопорной;
б) введение упругой опоры.
Сдвиг сокр 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
значения 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
жесткость 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
A1.100)
где т - масса диска;
Р
Упр =^в + -^оп.пр ~" смещение вала в точке закрепления диска под
действием силы Р.
Определим теперь спр с учетом жесткости опоры соп. Справедливо
следующее соотношение: ?*мП~' Ч
1-1.1
пр в оп.пр
где €в — коэффициент изгибной жесткости вала; соп пр — коэффициент
жесткости опоры, приведенный к точке закрепления диска Л.
Для схемы, изображенной на рис. 11.36,
EJ
1\ Ц-1ХJ
Определим соппр.
Из рисунка нетрудно увидеть, что>>оп пр =уоп —
С другой стороны,^оп = —", где/>оп =/> — ,
A1.102)
Lon
Таким образом
Р 1\
или
с = с —
оп.пр оп .а
A1.103)
Разрешив выражение A1.101) с учетом A1.103), получим
формулу для расчета приведенного коэффициента жесткости
317
I2
с с •—
В ОП /2
сл„ —
AЫ04)
соп
т?
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
существенному 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
давления в верхней и нижней частях кольцевой эксцентрической щели и пред-
ставляет собой интеграл сил давления жидкости по периметру
кольцевой щели (рис. 11.37). Жесткость щелевого уплотнения
е, A1.105)
Су=-<
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:
/ 2
F =
/ / RP(ip,z)cos<pdipdz
0 0
A1.106)
Р, [Щ1Д» Рг
Рис. 11.37. Схема щелевого уплотнения
вала
Рис. 11.38. Зависимость
амплитудно-частотной характеристики ротора от
жесткости щелевого уплотнения
СУ,<СЛ
318
или
F =-- n&pRT2a\e, A1.107)
У 4
где Лр = Pi - Р2 (Pi "" Давление перед уплотнением, р2 — давление за
уплотнением); R - радиус уплотнения; 1= 1/6,1 — длина щели; 5 —
радиальный зазор; а — параметр, учитывающий трение в щели, а = @,5 Ал +
+ IJ, X — коэффициент трения в щели, Х = 0,03 ... 0,05. Подставляя
A1.107) в A1.105),получаем
су =- яДря72аХ. A1.108)
Критическая скорость простейшей однодисковой системы при
условии, что места расположения расчетной массы т и щелевого уплотнения
совпадают, определяется следующим образом:
"ко =У^~^Т A1.109)
ко
где св — жесткость вала; су — жесткость щелевого уплотнения.
На рис. 11.38 приводится зависимость амплитудно-частотной
характеристики ротора от жесткости щелевого уплотнения су. . к
ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ РОТОРА
Демпфирование колебаний ротора обусловлено наличием сил трения,
которые мало влияют на значение резонансных частот колебаний, но
позволяет 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
ротора в тех случаях, когда рабочая частота вращения находится вблизи
резонансной частоты или в процессе запуска ТНА приходится проходить
резонансные частоты.
Специальным конструктивным способом демпфирования колебаний
роторов является введение упрогодемпферных опор, некоторые примеры
t 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,
установленным 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
//7/Л7
т
I
I
<хг<<*3
Рис 11.39. Схема ротора с упругодемп-
ферной опорой
Рис. 11.40. Влияние вязкого трения в упруго демпферной опоре на амплитудно-частот.
ную характеристику системы
Амплитудно-частотная характеристика системы с одной степенью
свободы, имеющей упругодемпферную опору, определяется по формуле
у =
A1.110)
а
т
кр.у
где cjKp.y — критическая частота вращения ротора с упругой опорой,
определяемая по A1.100); т - расчетная масса.
На рис. 11.40 показано влияние вязкого трения в опоре на
амплитудно-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 а в корневом сечении, если:
а) вместо жаропрочной стали использовать титановый сплав?
б) не меняя конструкционный материал, вдвое увеличить площадь поперечного
сечения Ft
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
напряжений 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
вращения?
6. Почему при прямой прецессии ротора его частоты собственных изгибных
колебаний возрастают с увеличением cj, а при обратной прецессии падают?
320
Глава 12
КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ АВТОМАТИКИ
12.1. КЛАПАНЫ
Клапаны - наиболее многичисленные и разнообразные по
конструкции агрегаты среди устройств автоматики двигателя. Общая схема
классификации клапанов ЖРД приведена на рис. 12.1.
Назначение - первая конструктивная характеристика клапана. Пнев-
могидросхема двигателя имеет большое число клапанов различного
назначения. Например, они устанавливаются на трубопроводах, подводящих
компоненты в насосы — входные клапаны; за насосами на магистралях
питания камеры двигателя - главные пуско-отсечные клапаны; на
трубопроводах питания ЖГГ - газогенераторные клапаны и т.д. Срабатывая
по программе системы управления, клапаны обеспечивают управление
расходами компонентов при запуске, останове и других режимах
двигателя. На ряде трубопроводов устанавливаются обратные клапаны,
пропускающие расход компонента только в одном направлении. Для
обслуживания различных емкостей устанавливают заправочные, сливные и
предохранительные 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
Клапаны
По
назначению
По кратности
срабатывания
Входные
топливные
X
Главные пуска ¦
отсечные
По роду
придода
х
Газогенераторные
По нормальной
позиции
Обратные
Однократного
срабатывания,
одноразовые
Предохранительные
Заправоч-
ные и др.
Многократного
срабатывания,
многоразовб/е
¦ tit
Гидравлические
Пневматические
Пироприводные
Электромагнитные
—\
От
электродвигателя
| Нормально закрытые | | Нормально открытые
Рис. 12.1. Общая классификация клапанов ЖРД
И- 1758
Нормально прикрытые \
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 материалу
ной части: такие клапаны позволяют производить многократные запуски
одного двигателя без снятия его со стенда для переборки. Кроме того,
появляется возможность проведения контрольно-технологических
запусков двигателя при его изготовлении.
В тех случаях, когда главные клапаны, установленные за насосами
на магистралях питания компонентами камеры двигателя и ЖГГ,
осуществляют 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
характеристика 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 —
электромагнитные клапаны, другие приводятся в действие электродвигателем.
Пироклапаны приводятся в действие давлением пороховых газов,
образующихся при сгорании специальных пирозарядов - патронов.
Среди клапанов с многократным срабатыванием наиболее
распространенными являются пневмоклапаны. Они срабатывают при подаче
сжатого газа в управляющую полость. В ней находится подвижная часть в виде
поршня, сильф она или мембраны, которые соединены с запорным
органом клапана. Он перемещается, закрывая или открывая тракт. Сжатый
газ подается в пневмоклапан с помощью другого — управляющего
электромагнитного клапана, называемого электропневмоклапаном.
Пневмоклапаны могут быть двух типов. В одних случаях под
действием сжатого газа совершается одна операция — открытие или закрытие
клапана, а другая, противоположная операция, соответственно закрытие
или открытие, происходит под действием возвратной пружины. Этот
пневмоклапан одностороннего действия. В других случаях под действием
сжатого газа могут совершаться обе операции — открытие и закрытие.
Этот пневмоклапан двухстороннего действия. Соответственно
управляющие электропневмоклапаны должны быть либо одностороннего действия,
либо двухстороннего действия.
Нормальное положение клапана, или исходная позиция запорного
органа - 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
, ерметичным до определенного (расчетного) давления на входе.
Нормально открытый клапан — это такой клапан, который при
отсутствии управляющего воздействия под усилием возвратной пружины
находится в открытом состоянии. При подаче давления сжатого газа в
управляющую полость пневмоклапана оно преодолевает усилие пружины и
закрывает 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
требованиями, условиями хранения и т.п.
В ряде двигателей применяются клапаны с однократным действием.
Их конструкция всегда содержит разрывной элемент (например,
мембрану, срезной буртик, утоненную шейку штока), который в нужный
момент 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
установки могут находиться длительное время с емкостями, заправленными
компонентами. Подготовка двигателя к запуску с "пироклапанной"
автоматикой требует минимального времени - это тоже большое преимущество
пироклапанов. Кроме того, время срабатывания у пироклапанов
значительно меньше, чем у пневмоклапанов. Благодаря этому время
неустановившихся процессов при запуске и останове, которые являются наиболее
опасными, будет минимальным.
Вместе с тем большое быстродействие пироклапанов вызывает
появление в полостях гидросистем сильных гидроударов, которые могут
вызвать разрушение трубопроводов и агрегатов, Это обстоятельство требует
принятия специальных мер защиты: установка на трубопроводах
специальных демпферов, гидротормозов или снижение режима работы двигателя
перед закрытием пироклапанов.
Основным недостатком пироклапанов является невозможность
проверки срабатывания клапанов после их установки на двигатель, что
снижает 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
пироклапанов. Это удлиняет и удорожает процесс создания двигателя.
Многоразовые клапаны, например пневмоклапаны, в этом отношении
обладают заметными преимуществами. Они позволяют управлять неуста-
323
новившимися режимами при запуске и останове, избежать
в магистралях, производить проверку срабатывания клапанов перед ^
дым запуском и тем самым повышать надежность. Кроме того, значите^
но упрощается процесс стендовой отработки двигателя, поскольку он ц^
жет запускаться повторно без какой-либо переборки клапанов.
Однако и пневмоклапаны имеют недостатки. Конструкция клапано»
и сама пневмогидросхема двигателя получаются значительно более ело*,
ными. Это увеличивает массу двигателя. Возникают трудности и с обеспе.
чением высокой степени герметичности, особенно необходимой при длц.
тельных перерывых между запусками двигателя.
Для большей безопасности обслуживания перед запуском двигателя
с пневмоклапанами следует отдавать предпочтение нормально закрь,.
тым клапанам, хотя их конструкция получается более громоздкой
из-за мощных пружин, устанавливаемых для обеспечения
герметичности.
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
7 б
А-А
Рис. 12.3. Мембранный клапан принудительного прорыва:
1 - штуцер; 2 - ребро; 3, 6 - мембраны; 4 - штифт; 5 - поршень; 7 - пружина
324
Влод
г 1.... "
/ 7 V
/ а г
Рис. 12.4. Двухкомпонентный мембранный клапан:
а, б - отверстия; в - полость; 1, 4, 6 - мембраны; 2 - сетка; 3 - нож; 5 -
уплотнение
фольге сделаны специальные насечки, которые определяют форму
прорыва мембраны. Он происходит при определенном давлении. Главный
недостаток конструкции такого одноразового клапана — значительный разброс
значения давления, при котором происходит прорыв мембраны.
На рис. 123 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
действием пружины 7, при этом срезается стопорный штифт 4. Хотя
конструкция клапана с принудительным прорывом более сложная, но она
надежнее мембраны свободного прорыва.
На рис. 12.4 приведена конструктивная схема двухкомпонентного
мембранного клапана, обеспечивающего опережение подачи одного
компонента относительно другого. После срабатывания мембраны
свободного прорыва 1 окислитель поступает в тракт. Одновременно он через
отверстие б заполняет полость в и действует на уплотнительную
мембрану 4, которая перемещает нож 3, прорезывающий мембрану
принудительного прорыва 6 клапана горючего. Таким образом этот
двухкомпонентный 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,
И*- П58 325
Рис. 12.5. Обратные клапаны:
1 - корпус; 2 - клапан; 3 - штуцер; 4 - пружина; 5 - прокладка
11
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 клапана; 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
ввертывается 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
сдвигается и садится на седло, отсекая подачу компонента.
На рис. 12.7 показана схема конструкции нормально закрытого
топливного 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
клапана 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 11 с выходным патрубком
72 и
Рис. 12.7. Топливный клапан с гидроприводом от компонента:
1 - корпус; 2 - выходной патрубок; 3 - дренажный патрубок; 4 - дренажное
устройство; 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
Рис. 12.8. Главный клапан
чего с пневмоприводом:
Д - жидкостная полость (вход
ная), Е - управляющая полость!"
1 - корпус; 2 - стакан ад,^
пана; 3 - пружина; 4 - крьщ,.
ка; 5 - штуцер; 6 - обратный
клапан; 7 - корпус обратно^
клапана
Рис. 12.9. Управляющий
электромагнитный пневмоклалан:
I - входной штуцер; 2 -
пружина; 3 - нижний клапан; 4 -
уплотнение; 5 - шток; 6 -
выходной штуцер; 7 - верхний
клапан; 8 - дренажные каналы;
9 - электромагнит; 10 - якорь;
II - ярмо; 12 - шток
12, через который компонент поступает в тракт ЖГГ; на крышке
установлено пирочековое устройство.
При запуске после заполнения полостей насосов и клапанов при
открытии газогенераторных клапанов компоненты поступают в ЖГГ. По мере
нарастания давления подачи компонента клапан, преодолевая усилие
"большой" пружины, плавно открывается, и компонент через выходные
патрубки поступает в тракт питания камеры.
При останове после срабатывания пиропатронов, во-первых,
освобождается чека-стопор 8. "Малая" пружина начинает действовать и
совместно с "большой" пружиной, преодолевая перепад давлений на клапане.
328
за1срывают 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
срабатыванием пиропатронов закрывается отсечной газогенераторный клапан
л открывается дренажный, опорожняя полости через штуцер 13.
На рис. 12.8 показана конструктивная схема многоразового
топливного клапана с пневмоприводом. Клапан нормально закрыт усилием
пружины 3, расположенной в стакане клапана 2. Управляющий сжатый газ
поступает через штуцер 5 и обратный клапан 6 внутрь стакана клапана. Под
давлением сжатого газа и действия пружины клапан плотно прижимается к
седлу, чем обеспечивается высокая степень герметизации.
Для открытия клапана стравливается давление из управляющей
полости через электропневмоклапан в атмосферу, причем стравливание
происходит 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
дренажный клапан 8. При подаче тока верхний клапан закрывается, а нижний
открывается и сжатый воздух через него поступает в управляющую
магистраль.
12,2. ДРОССЕЛИ И РЕГУЛЯТОРЫ
Дроссели и регуляторы - важнейшие агрегаты системы автоматики
двигателя. Дроссели, как известно, обеспечивают плавное изменение
местного гидравлического сопротивления в трубопроводе, а регуляторы
поддерживают на выходе постоянными давление или расход компонентов,
а также изменяют их значения по командам системы управления.
В дросселях непосредственного воздействия запорный орган
перемещается под воздействием самого компонента, т.е. они обеспечивают плавное
нарастание его расхода на выходе. В дросселях с принудительным
воздействием запорный орган перемещается специальным электрическим или
пневмогидравлическим приводом. Такие дроссели предназначены для
управления расходом компонента путем изменения местного
гидравлического 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
промежуточного усилителя или сервопривода. Эта группа регуляторов называется
регуляторами прямого действия. Ко второй группе относятся регуляторы,
329
в которых дроссельное устройство перемещается под воздействием пр
жуточного усилителя — сервопривода, работающего на каком-либо цд
энергии (электрической, гидравлической или пневматической). Важньц,
свойством регулятора является также характер настройки ЧСУ. В одщ^
случаях ЧСУ имеет постоянную настройку, в других — ЧСУ может изменят*
настройку во время работы двигателя. Естественно, в первом случае расход
Слив
Рис. 12.10. Регулятор тяги:
1 - игла; 2, 8 - сильфоны; 3 - жиклер; 4
9 - пружина; а, б - полости; в - отверстие
330
толкатель; 5, 7 - винты; 6 - фланец;
iflH давление не изменяются, а во втором - они могут изменяться в соот-
еТствии с изменением настройки ЧСУ во время работы двигателя.
Конструктивных схем дросселей и регуляторов, используемых в
а0томатике ЖРД, достаточно много. На рис. 12.10 - 12.14 показаны некото-
рЫе из них.
На рис. 12.10 приведена конструктивная схема регулятора тяги
двигателя без дожигания. Он установлен на линии питания ЖГГ окислителем.
Этот регулятор является регулятором прямого действия с сильфонным
ЦСУ» которое является и силовым приводом дроссельного устройства —
иглы.
Регулятор состоит из регулирующей и управляющей частей,
соединенных накидной гайкой. К фланцу корпуса управляющей части 6 крепится
электродвигатель, который через шестерню управляющего винта 5 и
толкатель 4 изменяет усилие пружины 9 - настроечного элемента регулятора
во время работы двигателя. Предварительная настройка пружины
производится винтом 7. ЧСУ и силовым приводом регулятора является силь-
фон 2, в полость* а которого поступает компонент с входным давлением
через лыски дроссельной иглы 1. Сильфон 8 герметизирует полость
регулятора. Давление с внешней стороны сильфона — в полости б создается
вследствие протекания компонента из внутренней полости через отверстия в
и далее через настроечный жиклер 3 на слив на вход в насос. Работа
регулятора 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
поддерживая постоянным давление на выходе. Наоборот, при уменьшении давления
на входе все происходит в обратном порядке, дроссельная игла
приоткрывает 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,
поддерживающего постоянным соотношение компонентов, поступающих в ЖГГ, —
стабилизатора газогенератора. В данном регуляторе ЧСУ является гибкая
мембрана 1, которая одновременно является и приводом
дросселирующего 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,
увеличивая или уменьшая проходное сечение канала горючего. Усилие упора 2,
Действующего на мембрану, регулируется затяжкой пружины*
Отрегулированный регулятор будет поддерживать давление горючего,
соответствующего 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
двигателя, — стабилизатора камеры. ЧСУ здесь также является мембрана 1»
исполнительным органом — профилированная дроссельная игла, которая
перемещается гидравлическим сервоприводом 3, т.е. это регулятор
непрямого действия. При нарушении равновесия мембрана прогибается,
изменяется зазор между ней и соплом 2 и давление горючего в полости а перед
сервопоршнем. Это давление определяется количеством горючего,
перетекающего через сопло 2, жиклер 4 в полость б за сервопоршнем. Под
действием разности давлений между полостями а и б поршень перемещается,
изменяя проходное сечение тракта горючего.
На рис. 12.13 приведена конструктивная схема дросселя с
электроприводом. Дроссель устанавливается на магистрали горючего,
поступающего в камеру. Он является исполнительным органом СОБ, Дроссель
представляет собой заслонку, выполненную в виде двух решеток —
неподвижной 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. 12.13. Дроссель СО Б с электроприводом:
1,2 - решетки; 3,5 - валики; 4 - корпус
А-А
Рис. 12.14. Дроссель рулевых сопел: ^
1 - корпус; 2, 4 - кольца; 3 - шторка; 5, 6 - втулки; 7 - шайба; 8 - узел
соединения с приводом
334
тангажа, курса и крена. Управляющие моменты создаются вследствие
перераспределения 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.
Рабочая 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 пиропривода и когда он применяется?
5. Назовите особенности конструкции мембранных клапанов.
6. Назовите особенности конструкции однократных и многократных клапанов.
1. 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 из
указанных баллонов используют для наддува топливных баков, для
продувки различных узлов, агрегатов и топливных магистралей, для
управления клапанами ДУ и т.д.
Газовые баллоны обычно имеют сферическую форму,
обеспечивающую 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 д^
ления газа - 40 МПа — выбрано в газовом баллоне ИСЗ "Симфония*1
Большее давление газа применять нецелесообразно, так как одновременно
с уменьшением объема баллона в заметной степени увеличивается толщщ^
его стенок и не обеспечивается выигрыш в массе баллона. Кроме того, с
ростом давления усложняется обеспечение высокой герметичности, в
особенности при длительном хранении. Поэтому обычно начальное
давление выбирают ниже 40 МПа. Например, в газовых баллонах ДУ
орбитального маневрирования и ДУ РСУ МТКК "Спейс шаттл" выбраны значения
начального давления газа 33,16 и 27,47 МПа соответственно, а в газовом
баллоне ЖРД SSME (газ предназначен для резервного управления
главными клапанами и для продувки) — давление 27,47 МПа.
Для снижения массы газовые баллоны ДУ изготовляют из материалов
с высокой удельной прочностью. Находят применение металлические и
композиционные материалы, а также комбинация указанных материалов.
Из металлических материалов следует выделить титановые сплавы
(в частности, сплав 6 А1 4 V). Для обеспечения высокой герметичности
баллона важно добиться однородной структуры материала; она
характерна для проката и поковок. Поэтому чаще сферические баллоны
изготавливают из двух предварительно штампованных полусфер, сваренных между
собой. В сварных швах стенок и в литых деталях однородную структуру
обеспечить труднее; поэтому важными являются тщательная отработка
технологии сварки и литься и эффективная проверка герметичности
изготовленных баллонов.
В частности, определенные технологические трудности имелись при
изготовлении гелиевых сферических баллонов системы наддува второй
ступени японской РН N, в первую очередь при штамповке и сварке
достаточно 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.
Титановые гелиевые баллоны ДУ орбитального маневрирования и ДУ РСУ МТКК
"Спейс шаттл" обмотаны синтетическим волокном кевлар 49,
пропитанным эпоксидной смолой; в таких баллонах в случае разрушения
предварительно 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
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
приваренными к ним бобышками, в которые вворачивают переходники 4 и 1.
Переходник 4 предназначен для заправки и подачи сжатого азота, а
переходник 1 — для измерения давления в баллоне. Подкладка 5 обеспечивает
качественное выполнение сварки полусфер. Два кронштейна 2,
приваренных к шаробаллону, служат для его крепления к раме двигателя. Кроме
того, к шаробаллону приварен кронштейн 3, предназначенный для
установки 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
испарившихся компонентов зависит от их давления насыщенного пара,
температуры вытесняющего газа, его турбулентности, состояния поверхностного слоя
жидкости, геометрии бака (включая его внутренние элементы
конструкции) и скорости вытеснения компонентов из баков.
При наличии испарения температура вытесняющего газа уменьшается,
337
и в него добавляется пар компонента. Кроме того, при работе дл
уровень компонентов топлива в баках непрерывно уменьшается, и на стец.
ках бака может оставаться пленка жидкости, которая в дальнейшем исщ.
ряется и в виде пара поступает в вытесняющий газ.
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 тощщ.
ва и увеличивать их испарение.
3. Конденсация пара. Некоторые вещества вытесняющего газа
(например, 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
происходить диффузия указанных веществ. Растворимость в основном
определяется температурой и давлением. Газонасыщение компонентов
топлива влияет на характеристики ЖРД.
5. Сжатие вытесняющего газа. Если перед началом работы вытеснитель-
ной системы газ подушки имеет низкое давление, то поступающий
вытесняющий 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
растекание 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
цистернах с гелием.
Для ЖРД, у которых горючим является жидкий водород,
вытесняющим газом в баке жидкого водорода целесообразно выбирать водород,
обладающий наименьшей молекулярной массой из всех химических
элементов.
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,
являющийся 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
использовать 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
отрицательных или близких к нулю ускорений, система подачи должна:
обеспечивать контакт всего компонента или его части с заборным
устройством 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. 13Л приведены преимущества и недостатки некоторых типов
систем вытеснителъной подачи компонентов топлива для ИСЗ, КА и КК.
Разделительные устройства должны быть совместимы с компонентами
топлива и в случае применения вытесняющего газа повышенной
температуры должны выдерживать длительный контакт с ним. Кроме того,
разделительные 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
(например, КА "Маринер"). Поршень движется под давлением вытесняющего
газа. Для обеспечения герметичности в месте контакта поршня со стенка-
339
*
о
Системы вытеснительной подачи компонентов топлива для ИСЗ, К А и КК
Таблица 13.1
Разделитель
Преимущества
Недостатки
Поршневой
С металлическим
сильфоном
С упругими
мешками
С эластичной
диафрагмой
С металлической
диафрагмой
С капиллярно-
заборным
устройством
Простота управления и контроля
параметров; возможность изменения
начального объема газовой подушки
Хорошая совместимость с компонентами
топлива, возможность прогнозирования
характеристик и универсальность
применения
Значительный опыт разработки и
эксплуатации; универсальность применения;
относительная простота конструкции;
надежность при многократных циклах
работы
Высокая эффективность вытеснения;
надежность и хорошие эксплуатационные
характеристики
Хорошая совместимость с
компонентами топлива, нечувствительность к
плесканию компонента
Возможность изменения начального
объема газовой подушки и пригодность для
баков любой формы; хорошие
совместимость с компонентами топлива и
эффективность вытеснения; простота,
обусловленная отсутствием движущихся частей,
и надежность при эксплуатации
Массивность и недостаточная герметичность
системы, возможность отказов вследствие перекоса
или коррозии; ограниченность применения
(только для цилиндрических баков)
Большая масса; перекосы при вытеснении;
высокие перепады давлений, требуемые для
вытеснения
Недолговечность при контакте с компонентами
топлива; газопроницаемость; невысокая
эффективность вытеснения: появление нсгерметичности
в результате образования складок
Недолговечность при контакте с компонентами
топлива; ограниченность применения (только для
баков сферической формы со значительной
начальной газовой подушкой)
Ограниченность применения (только для баков
сферической формы); значительные перепады
давлений, требуемые для вытеснения
Некоторая сложность конструкции
ми бака устанавливают уплотнительные кольца и предъявляют повышенные
хребования к точности выполнения внутреннего диаметра бака и к
шероховатости его стенки в месте контакта с поршнем. Трудности
герметизации возрастают с ростом диаметра бака.
Если диаметр бака большой, то по его продольной оси устанавливают
щток, что позволяет увеличить жесткость поршня, В этом случае
необходимо 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
давлении 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
длины и, следовательно, объема сильфона, В небольших ЖРД применяли
металлические сильфонные баки. При их размещении в общем цилиндрическом
баке и подаче вытесняющего газа между сильфонными баками
обеспечивается вытеснение компонентов из обоих баков,
Сильфонные разделители обеспечивают высокий коэффициент
вытеснения 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
многократное 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
сферического 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.
Надувной мешок может играть роль газовой подушки.
Эластичные топливные баки размещаются в прочной оболочке, в
которую подается вытесняющий газ. При обжатии эластичных баков
обеспечивается вытеснение компонентов топлива в двигатель,
В сферической оболочке могут быть размещены два
полусферических бака (с окислителем и горючим), При сдавливании эластичных баков
давлением газа должно быть по возможности исключено образование
острых 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.
пирующими свойствами, В качестве материалов надувных мешков ц
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
несколько 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
термопластичного политетрафторэтилена с алюминиевой фольгой и сополимера
фторированных этилена и пропилена. Введшие алюминиевой фольги
значительно уменьшило проницаемость гелия через стенку бака. Эластичные баки
устанавливались в цилиндрических баках таким образом, чтобы при
вытеснении компонентов топлива эластичные баки прижимались к заборному
устройству.
Эластичные баки вспомогательной ДУ основного блока КК
"Аполлон" изготовлялись из трехслойного нейлона (толщина стенки 75 мкм)
и помещались в оболочки из титановых и алюминиевых сплавов. Для
исключения образования складок и разрушения эластичного бака он
закреплялся 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
днищу, 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,
Днафрагменные разделители. Они представляют собой гибкую
диафрагму. Под давлением вытесняющего газа диафрагма прогибается и
вытесняет компонент топлива из бака. В сферическом баке можно разместить
две диафрагмы с образованием полостей окислителя и горючего,
разделенных узкой центральной полостью вытесняющего газа. При такой
конструкции 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
сферических 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
заправке баков (в ДУ ступени разведения межконтинентальной баллистической
ракеты МБР М-Х это может быть при использовании различных
боеголовок) 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
эластомеры, политетрафторэтилен, пластмассы, композиционные материалы, а
также металлы — алюминий, коррозионно-стойкая сталь и др. Одной из
диафрагм из неметаллических материалов является диафрагма из
многослойного политетрафторэтилена, но четырехокись азота через нее
просачивается. 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)
срабатывания, 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 @,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
(перекладываться) в другую сторону, а при заполнении компонентом топлива
возвращаться в исходное положение.
Возможно использование алюминиевых диафрагм со спиральной
накаткой. 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
обеспечить 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
диафрагмы, выполненной из 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
ДУ, включаемых в условиях невесомости, большое внимание уделяют
конструкции заборных устройств для разделения жидкой и газообразных
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
разделения 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
попадание газа в заборные устройства баков.
Капиллярно-заборные устройства баков ДУ орбитального
маневрирования и ДУ ориентации МТКК "Спейс шаттл" (рис, 13.3) основаны на
применении гидрофобных сетчатых разделителей фаз, выполненных из титана,
и служат для ориентации компонентов топлива с использованием сил
поверхностного натяжения. Эти устройства обеспечивают разделение
компонента топлива и вытесняющего газа при воздействии сил поверхностного
натяжения при любых сочетаниях ускорений и уровней компонентов
топлива в баках, возможных в полете МТКК.
Капиллярно-заборное устройство бака ДУ орбитального
маневрирования 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
вообще 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
прямоугольными сетчатыми элементами на стороне коллекторов, обращенных к стенке
бака. Компоненты топлива отбираются из бака из внутрибакового
плоского цилиндрического коллектора, к которому сборные коллекторы
подсоединены через сильфонные переходники. В коллекторе имеются
выходная 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
компоненты топлива не перетекали из коллектора через сетчатый экран в
передний отсек баков. % ""'
Рассматриваемое устройство обладает высокой надежностью. Оно не\
имеет ограничений по числу циклов работы ЖРД орбитального маневриро-
344
Рис. 1Э.З. Топливный бак с
капиллярно-заборным устройством:
1 - сетчатый экран (три съемные
панели из Ti-сплава) ; 2 -
пристеночные каналы (четыре пояса); 3 -
выход компонента топлива; 4 -
коллектор
вания и расходам компонентов топлива, отбираемых для работы ЖРД
ориентации. При его использовании в баках необходимо учитывать
растворение гелия в компонентах топлива. Для достижения равновесной
растворимости гелия в компонентах топлива в баках требуется несколько
недель.
Использование капиллярных устройств, выполненных в виде
совокупности 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
космических полетов.
345
13.3. АГРЕГАТЫ НАДДУВА
Агрегаты наддува предназначены для создания заданного давления в
газовой подушке топливных баков при работе ДУ путем подачи в нее
газа. Поэтому системы наддува баков во многом аналогичны вытеснитель-
ным системам подачи компонентов топлива, но давление наддува баков
существенно меньше давления в баках при вытеснительной подаче и
составляет 0,2 ... 0,4 МПа и лишь в отдельных случаях достигает 0,6 МПа.
Для наддува топливных баков используют как холодный, так и
горячий газ. Наддув горячим газом, например с помощью специальных ЖГГ,
вызывает некоторое усложнение ДУ, но обеспечивает, как и применение
теплообменников, заметное снижение ее массы и поэтому находит
применение, особенно для баков горючего крупных РН.
Наиболее простым является наддув гелием, хранящимся в
специальном баллоне. Гелий подается через магистрали наддува и редукторы
давления 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
применяется в настоящее время во второй ступени РН "Ариан", ракетной
ступени "Центавр" и кислородного бака второй ступени японской РН Н-1.
В ДУ более ранних разработок использовался наддув баков
окислителя и горючего (или только бака горючего, как в первой ступени РН
"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
нагретого газообразного водорода из того места в охлаждающем тракте камеры,
где он имеет необходимые значения температуры и давления. В ЖРД J-2
третьей ступени РН "Сатурн-5" для наддува бака используется часть
водорода, 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
теплообменника 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)
обеспечивается гелием от наземного источника.
В ЖРД без дожигания теплообменник размещается непосредственно в
выхлопном коллекторе турбины (в двигателях РД-107 л РД-108) или в
выхлопном патрубке турбины (ЖРД F-1 и Н-1 и др.). Теплообменник
двигателя РД-119 для наддува кислородного бака размещался между
выхлопным 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 РН "Сатурн-5" наддувался гелием из баллонов, прикрепленных к
шпангоутам внутри кислородного бака.
Чаще в теплообменник подается небольшая часть основного
компонента 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
наддува 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
входа обработанного турбинного газа
корпус имеет отбортовку, к которой
приваривается фланец 2, служащий для
подсоединения теплообменника к
выхлопному коллектору турбины. С другой
стороны корпуса имеется отбортовка
для приварки трубопровода рулевой
системы. На корпусе имеются две
штамповки с отверстиями, в
которые вставляются и привариваются
входной штуцер 6 и выходной
штуцер 3. Внутри корпуса имеются два
змеевика 4 и 5, вставленные один в
Рис. 13.4. Теплообменник (испаритель)
двигателя РД-119:
1 - корпус; 2 - фланец; 3 - выходной
штуцер; 4, 5 - змеевики; 6 - входной штуцер;
7 - отбортовка для приварки трубопровода
рулевой системы
другой. Жидкий кислород подается в змеевики через входной штуцер
в котором устанавливается жиклер, обеспечивающий заданный расход
@,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
газообразном состоянии подогревается отработанным турбинным газом, посту,
пающим из выхлопного коллектора турбины, до требуемой температуры
D50 ... 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,
имеется обратный клапан. При раскрутке ротора ТНА окислитель своим
давлением преодолевает силу сжатия пружины и давление предстартового
наддува и открывает обратный клапан.
Для наддува топливных баков ДУ первой ступени РН "Титан-2"
используется 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
очередь, 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
соответствующая 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 РН "Восток и "Союз"
использован 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
жидкого 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
жиклер, обеспечивающий расход 1кг/с. (
Газообразный кислород при температуре примерно 455 К направ-
348
Рис. 1Э.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
агрегата 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
приваренными к нему конусом 3, кронштейном 2 и штуцером 4. Штуцер 4 приварен
к корпусу под углом 45°. В корпусе в месте приварки штуцера
просверлено (также под углом 45°) отверстие, через которое вводится во
внутреннюю полость смесителя горючее. Газ из однокомпонентного ЖГГ
подводится через конус 3. Образовавшийся газ отводится через штуцер корпуса
на наддув бака горючего (НДМГ).
Баки первой ступени РН "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:
окислительные - 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
необходимо 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
газовых баллонов ЖРД?
2. Назовите материалы, которые применяются для изготовления газовых
баллонов 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
эластичных 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,
используемого 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,
регулирующий соотношение компонентов топлива, располагается в выходном
патрубке насоса жвдкого кислорода.
350
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
основными элементами конструкции, на которых закреплены два ЖГГ (с
помощью сварных соединений), основные ТНА, смесительная головка и
камера в целом (рис, 14,1);
5) доступ к узлам и агрегатам, необходимый при сборке, а для
многоразовых 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
ступень МТКК "Спейс шаттл";
6) минимальная площадь донной поверхности; это уменьшает массу
донного термозащитного экрана; число ЖРД с карданным подвесом
должно быть возможно меньшим, но достаточным для управления РН или
МТКК,
Компоновка ДУ существенно зависит от формы и взаимного
расположения 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
блока второй ступени японской РН N-II.
Камера ЖРД с вытеснительной подачей для
сохранения длины ракеты может размещаться
внутри кольцевых баков окислителя и
горючего. В этих же целях ЖРД с ТНА может быть
расположен в одном из баков (в частности,
в баке горючего).
Топливные баки и гелиевые баллоны
могут располагаться вокруг корпуса ИСЗ, что
позволяет уменьшить его длину и более
экономично использовать грузовой отсек МТКК,
если спутник запускается на орбиту из
корабля. Можно отметить тенденцию к меньшему
числу топливных баков. Например, ДУ ИСЗ
с двумя баками предпочтительнее, чем с
четырьмя баками в связи с упрощением
системы трубопроводов и уменьшением числа
отсечных клапанов.
Рис. 14.2. Блок второй ступени японской РН N11:
1 - сопловой насадок; 2 - камера; 3 - бак
горючего (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
располагаются на одинаковом расстоянии от оси вращения спутника, причем
диаметрально противоположные баки попарно соединены уравнительными
трубопроводами. ДУ ИСЗ может быть смонтирована на трубчатом
пространственном 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 РН 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
отработанного двигателя определенной тяги обеспечивает создание ДУ большой тяги
в более короткий срок, т.е. существенно расширяются возможности
использования данного двигателя. С увеличением числа ЖРД в ДУ
упрощается изготовление, отработка (требуется меньшее время) и испытания
отдельного двигателя (не требуются стенды для испытаний ЖРД большой
тяги), но снижается надежность ДУ и усложняется система управления ею.
Поэтому число ЖРД в ДУ ступени РН и МТКК должно быть
оптимальным, а именно минимальным, но обеспечивающим требуемую
надежность ДУ.
При использовании ДУ, состоящей из нескольких ЖРД, можно достичь
высокой степени надежности, даже в случае аварийного выключения
двигателей одного из них по команде бортовых ЭВМ. Например, при имевших
место случаях преждевременно выключения одного из пяти ЖРД второй
ступени РН "Сатурн-5" и одного из трех ЖРД SSME орбитальной ступени
МТКК "Спейс шаттл" оставшиеся работоспособными двигатели путем
увеличения 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
интеграция ДУ и космического объекта.
Двигатели, предназначенные для ориентации ИСЗ и КА, выносят
возможно дальше от их продольной оси для достижения более высокого
плеча момента. Рулевые двигатели ступеней РН и БР размещают снаружи
хвостового отсека и для защиты от аэродинамического нагрева и уменьшения
аэродинамического сопротивления закрывают их соответствующим
кожухом. Стартовый самолетный ЖРД после взлета самолета и выключения
может электроприводами убираться в хвостовую часть фюзеляжа.
Применение блочной конструкции. Принцип блочности может
обеспечиваться 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 РН. Примерами блочных ДУ являются "Гамма-8", LR-87-AJ-5
LR-89-NAnPfl-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
закреплены жестко к силовому шпангоуту через раму или могут быть
отклоняемыми, для чего их устанавливают на шарнирном или карданном подвесе.
Для уменьшения мощности, потребной для отклонения двигателя,
желательно 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
размещают 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
применяют две, три или четыре камеры.
Многокамерный двигатель по сравнению с однокамерным двигателем
той же тяги имеет более сложную конструкцию. Прежде всего
многокамерные двигатели имеют разветвленную сеть трубопроводов, подводящих
компоненты топлива от ТНА к камерам.
Обычно камеры устанавливают параллельно продольной оси
хвостового отсека; при наличии их разнотяговости может возникнуть недопустимо
большой эксцентриситет тяги двигателя, для ликвидации
неблагоприятного влияния которого необходима повышенная мощность системы
управляющих моментов и сил. Можно упростить решение этой задачи путем
некоторого 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
рис. 14.3. ЖРД F-1 первой ступени РН
¦¦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
кислорода; 7 - вход кислорода; 8 - узел
карданного подвеса; 9 - насос
кислорода; 10 - насос горючего; 11 -
турбина; 12 - теплообменник; 13 - коллектор
генераторного газа; 14 - сопло
пуск какой-либо камеры, что
возможно, например, при отказе
системы 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
основных ТНА (жидкого кислорода и
жидкого водорода) применялись
в ЖРД J-2. Для максимально
возможного 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
неподвижны (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
двигателя, или сборку камеры, причем ось ТНА должна быть примерно
параллельна оси камеры. Последнее размещение обеспечивает компактность и
меньшую массу и широко применяется, в особенности для отклоняемых
двигателей. 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
варианта: один ЖГГ предназначается для привода турбины обоих ТНА или
каждый ТНА имеет свой газогенератор. Первый вариант реализуется, в
частности, 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 РН "Протон'*:
1 - дроссель; 2, 7, 9, 11, 14 - пироклапаны; 3, 4 - насосы; 5 - турбина; 6 - регуля-
гор; 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
подводятся к камере через цапфы шарнирного подвеса, то можно обойтись
без гибких трубопроводов.
Отсечные топливные клапаны на входе в камеры и ГГ следует
размешать возможно ближе к ним, при этом уменьшается объем полости
компонентов топлива от клапана до форсунок и время, необходимое для
заполнения 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
выходного сечения сопла основной камеры; газ, истекающий через сопло
указанного 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
внутренним давлением (не более 0,2... 0,4 МПа).
В ДУ летательных аппаратов применяют баки цилиндрической,
сферической и тороидальной формы. Обычно используют цилиндрические и
сферические баки. Сферические баки обеспечивают одинаковую прочность
при меньшей толщине стенки (а следовательно, их сухая масса меньше),
чем цилиндрические и тороидальные баки, но при использовании
сферических баков хуже используется объем Л А. Сферические баки чаще
используют 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
случаев они обеспечивают компактную конструкцию и высокую
эффективность 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.
Сферический бак чаще может применяться для компонента с большей
плотностью.
В ДУ первых ступеней РН в ряде случаев применяют несколько парал-
357
лелыго расположенных баков. Например, в первой ступени РН "С
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
применимо лишь для ДУ малой тяги. Внутри баков могут размещаться
газовые баллоны и другие узлы.
Для придания жесткости бакам в ряде случаев используют стенки
вафельного типа, т.е. стенки, на внутренней поверхности которых
методом химического фрезерования выполнены продольно-поперечные ребра.
Для демпфирования колебания жидких компонентов топлива на
внутренней поверхности баков устанавливают продольные и кольцевые
поперечные перегородки.
Для уменьшения потерь криогенных компонентов топлива на
испарение на внутреннюю или наружную поверхность стенок баков наносят
специальный слой теплоизоляции. В частности, эффективна внешняя
теплоизоляция с использованием пеноматериалов с низкой плотностью, например
пенополиуретана (р = 40 кг/м3).
Баки с криогенными компонентами топлива могут иметь внешний
теплоизоляционный экран, который сбрасывается после выхода РН 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
значение для надежной работы ДУ имеет обеспечение максимальной
герметичности всех ее соединений. Наличие негерметичности в соединениях ДУ ведет
к утечкам компонентов топлива, генераторного газа в тракте
газогенератор - газовод - смесительная головка камеры (для ЖРД с дожиганием)
и сжатого газа. Указанные виды негерметичности могут приводит к
преждевременному израсходованию компонентов топлива или сжатого газа
или к пожару в двигательном отсеке и аварии ЛА.
Соединения трубопроводов, узлов и агрегатов должны обладать
максимальной герметичностью в достаточно тяжелых условиях работы.
Соединения 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 ?
358
дожиганием имеет высокие значения давления (до 35 МПа) и повышенные
значения температуры (до 1200 К). Следует считаться с высокой
агрессивностью 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
системе наддува баков) представляет собой достаточно сложную проблему.
При работе двигателя элементы соединений претерпевают
температурные 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
сопротивления. Герметичность соединений должна сохраняться в течение всего
гарантируемого срока хранения ракеты, в течение длительной
эксплуатации ИСЗ, длительного (до 10 лет) полета межпланетного КА и т.д.
Соединения трубопроводов, узлов и агрегатов ДУ можно
подразделить на разъемные (разборные) и неразъемные (неразборные).
Каждое разъемное соединение создает определенную вероятность
нарушения 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
детали (тройники, крестовины и т.д.).
При выборе типа соединений ДУ многоразовых ИСЗ предусматривают
разъемные (резьбовые) соединения, позволяющие производить замену
вышедших из строя отдельных двигателей или их блоков. Все остальные
соединения выполняют сварными.
Разъемные соединения. К разъемным соединениям относятся
резьбовые ниппельные и фланцевые соединения.
Герметичность фланцевых соединений (рис. 14.5, а и б)
обеспечивается обжатием прокладки при стягивании фланцев с помощью болтов или
шпилек, при этом на поверхности прокладки создается требуемое
контактное 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,
д и ё) достигается путем обжатия прокладки из мягкого металла
(алюминия 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
заодно с их корпусом.
359
Рис. 14.5. Фланцевые (а и б)
и резьбовые ннпельные (в, г,
д, е) соединения двигателя
РД-119
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
температурный диапазон применения. Например, силиконовый каучук
используют при температуре 200 ... 475 К, витон - 230 ... 475 К и
политетрафторэтилен — 85 ... 555 К. Обычно применяют так называемые шнуровые
резиновые и пластмассовые прокладки, поперечное сечение которых
представляет 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
должна быть достаточно большой; поверхности соединяемых деталей должны
быть хорошо обработаны и не должны подвергаться деформации при
затяжке соединения.
Некоторым недостатком металлических прокладок является чувстви-
360
тельность к температурным деформациям деталей соединения, если они
изготовлены из металлов и сплавов с различным коэффициентом
теплового 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
легких металлов — алюминия и его сплавов, меди и т.д. Плоские прокладки
размещают в стыке таким образом, чтобы при их обжатии металл
находился 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
требуют 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.
Поперечное сечение указанных прокладок имеет форму, близкую к форме
латинских букв V, U, С, X и т.д. Отличительной особенностью фланцевых
соединений с профильной прокладкой с усами является их относительно
небольшая 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,
представляющая собой металлическую тонкостенную бесшовную трубку,
которую 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 приметены металлические трубчатые прокладки, — можно изго.
тавливать из одного и того же металла. Это полностью устраняет снижение
герметичности вследствие различных коэффициентов термического
расширения 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.
Такими 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,
показанные 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
выбора ее обжатия или давления в месте контакта. Например, при
недостаточной силе сжатия трубчатой прокладки развивается недостаточное
контактное давление. При чрезмерной силе сжатия материал прокладки работает
за пределом упругости вплоть до потери устойчивости и разрушения
трубки.
Необходимо учитывать температурные деформации элементов
соединения 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 110 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
навивкой V-образной металлической ленты с наполнителем (асбестом или
политетрафторэтиленом) , 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
сечением.
Для обеспечения высокой надежности разъемные соединения
подвергают автономным испытаниям на специальных имитаторах с
максимально возможным воспроизведением всех эксплуатационных воздействии
на соединения.
Для каждого соединения определяют давление его разрушения.
Указанные испытания должны быть повторены при любом изменами соедЖ
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
(кольцевой буртик или участок трубки, вставляемый внутрь соединения);
наличие подкладки исключает нежелательной проплав сварного шва.
Стыковые сварные швы легко контролировать с помощью разнообразных
методов дефектоскопии.
При использовании сварных соединений устраняются массивные
фланцы и болты (шпильки), что существенно уменьшает массу и размеры
соединений 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
диаметра выполнялись полностью сварными.
Сварные соединения особенно целесообразно применять в ЖРД с
высоким 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
помощью электронно-лучевой сварки, причем толщина некоторых швов
превышает 25 мм. Если во многих ранее разработанных двигателях
отдельные 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,
Требования к указанным сварным швам привели к необходимости
существенного повышения уровня технологии сварки. Несмотря на широкое
применение 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
сплавов, то применяют проставку из материала одной из соединяемых деталей,
причем проставку с деталью из другого металла соединяют, например, с
помощью сварки трения.
7 2
Рис 14.7. Сварные (без подкладки (д), с подкладкой (б) и 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
нагрева, 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
ограниченного пространства. Поэтому оборудование для пайки должно быть
портативным, иметь относительно небольшую массу.
Паяные соединения в отличие от сварных можно применять при
относительно невысоких температурах — обычно до 825 К (для
предотвращения 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
гидравлическое 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
разъединить (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
соответствующие узлы и агрегаты нельзя соединить друг с другом
непосредственно.
По трубопроводам (или магистралям) компоненты топлива,
генераторный или сжатый газ поступают из одного узла ДУ в другой. Сильфоны
являются тонкостенными гофрированными цилиндрами, применяемыми
в магистралях для компенсации перемещений, которая может
осуществляться 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.
Дренажные трубопроводы предназначены для отвода (обычно в область
выходного сечения сопла камеры) компонентов топлива и генераторного
(турбинного) 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
намного возрастает гидравлическое сопротивление (прямо
пропорционально квадрату скорости жидкости). При малых скоростях уменьшается
гидравлическое 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
магистралей; 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
пониженное 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
перемещения и неточности сборки агрегатов. На указанную компенсацию можно
влиять выбором конфигурации трубопроводов (они могут иметь
компенсационные 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
использовались на выходе из насосов при давлениях до 12 МПа. Диаметры
трубопроводов — от 78 до 100 мм. Материал трубопроводов в ЖРД F-1 —
алюминиевый сплав 6061-Т6, в ЖРД J-2 — сплав Арм^о 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
трубопроводов широко применяют коррозионно-стойкую сталь C04 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
совместимость 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
местными концентраторами напряжения), а также исключить большие
колебания трубопроводов, в частности путем крепления их консольных
участков 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
водорода) имеют теплоизоляцию. Если кислородные трубопроводы в условиях
атмосферы покрываются слоем льда, обладающего хорошими
теплоизоляционными свойствами, то водородные трубопроводы имеют столь
низкую 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
склонна к растрескиванию при резком изменении температуры (а оно
свойственно всем криогенным трубопроводам) и подвергается значительной
усадке. Однако твердопенная теплоизоляция является наиболее дешевой.
Криогенные трубопроводы ЖРД НМ-4 имеют теплоизоляцию,
выполненную из пенообразного полиуретана, который покрыт
влагонепроницаемой 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 N2O4 +ММГ, если необходимо обеспечить
требуемый температурный диапазон элементов конструкции и
компонентов топлива в периоды между циклами работы в условиях космического
пространства.
Вакуумная теплоизоляция представляет собой вакуумированную
полость на внешней поверхности трубопровода, т.е. трубопровод является
двухстенным. Такая теплоизоляция обеспечивает наименьшие тепловые
потоки при минимальной массе, но сложна в конструктивном и
технологическом отношении и имеет высокую стоимость. Вакуумная
теплоизоляция не только предотвращает конденсацию воздуха на трубопроводе,
но и обеспечивает минимальное время, требуемое на захолаживание
магистрали. В вакуумированную полость в ряде случаев засыпают материал,
обладающий малой теплопроводностью и низкой плотностью (например,
шлаковую или стеклянную вату, перлит и т.д.).
366
Вакуумную теплоизоляцию чаще всего используют для водородных
трубопроводов. Вакуумную теплоизоляцию применяли в ЖРД J-2.
Вакуумную теплоизоляцию используют также в трубопроводе, по которому
горючее 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
трубопроводов при их охлаждении.
Г а з о в о д ы. Одним из важных элементов ЖРД с дожиганием
является трубопровод горячего газа, соединяющий выходную полость турбины
ТНА со смесительной головкой камеры. Указанный трубопровод
называют газоводом. Он должен обеспечивать минимальный уровень
турбулентности 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
кольцевым 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
коррозионно-стойкой стали 316 (диаметр проволочек 0,114 мм) и слои из
перфорированного 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
соединяются друг с другом диффузионной сваркой, образуя цельную
конструкцию. Внутренняя стенка изготовлена из 14 деталей, приваренных друг
к другу и к внешней стенке.
• Гибкие трубопроводы. Отличительной особенностью гибких
трубопроводов является то, что в процессе установки на двигатель можно в
некоторой степени изменять их длину и изгибать их. Поэтому применение гибких
трубопроводов позволяет уменьшить требования к точности установки
агрегатов 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 сильф оном. 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
металлическую оплетку, концы которой жестко заделывают в зажимной обойме
фланца или ниппеля.
Примерами гибких трубопроводов с гофрированным шлангом
являются трубопроводы, подводящие окислитель и горючее к камере
двигателя РД-119. Они имеют аналогичную конструкцию. Трубопровод
окислителя (рис. 14.8, а) состоит из двухслойного гофрированного шланга 1,
приваренных к нему с обоих концов роликовой сваркой ниппелей 7 с
накидными гайками 8 и двухслойной оплетки 2. Оплетка защемляется между
наружными алюминиевыми кольцами 3 и двумя внутренними
полукольцами 4 при обжатии муфты 5, Для удержания наружного кольца от
проскальзывания на внутренней поверхности муфты имеются зубцы.
Внутренние полукольца фиксируются концевым выступом, входящим в
соответствующую 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 14.8,5).
К недостаткам гибких трубопроводов относятся их сложность,
относительно 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:
термическими расширениями и сжатием, монтажными отклонениями,
функциональными отклонениями, например из-за отклонения двигателя для
создания 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
6 7 8
Рис. 14.8. Гибкий трубопровод окислителя двигателя РД-119 (а) и шланг из
политетрафторэтилена 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
политетрафторэтилена с оплеткой; 10 - гайка; 11 - ниппель
В разгруженных компенсаторах используются сильфонные узлы с
жесткими внешними или внутренними связями, которые воспринимают осевые
силы, возникающие от давления, поэтому эти силы не передаются на
смежные элементы. Жесткие связи имеют шарниры, что обеспечивает угловые
повороты конструкции (рис. 14,9).
Неразгруженные сильфонные компенсаторы используют для
компенсации 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
потребоваться промежуточные крепления магистрали, чтобы избежать потерю ее
осевой устойчивости. Если рабочие давления и длина магистрали
большие, то силы, обусловленные внутренним давлением, оказываются также
369
виО А
Рис. 14.9. Разгруженный сильфонный компенсатор
большими, а это ведет к возрастанию массы стыков. Поэтому
неразгруженные компенсаторы применяют лишь при относительно небольших
давлениях, в частности в узлах подвода компонентов топлива к двигателю.
Для соединения агрегатов, близко расположенных друг к другу,
применяют односильфонный неразгруженный компенсатор, который
обеспечивает для его концов взаимные смещения всех видов, но относительно
небольшие по размеру.
14.4. ЭЛЕМЕНТЫ ТОПЛИВНЫЕ
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
очистки (улавливание различных частиц, содержащихся в жидкостях и газах)
при минимальном гидравлическом сопротивлении. Степень очистки
определяется 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
размером 1 ... 30 мкм.
В ЖРД в основном применяют металлические фильтры. Они
представляют собой тканые сетки из коррозионно-стойкой стали, а для двигателей
малой тяги — набор шайб с лабиринтными каналами или фильтры,
изготовленные 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
агрегаты 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
которых 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
выполняют 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
сетчатые фильтры.
Демпферы колебаний. Для исключения динамического взаимодействия
топливных магистралей с конструкцией ракеты (ПОГО-неустойчивости),
которое приводит к низкочастотным продольным колебаниям как
топливных 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
газовым объемом и с демпфером поршневого типа,
В демпферах первого типа энергия колебаний давления жидкого
компонента топлива затрачивается на работу по изменению давления
газовой 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
максимально возможной степени подавить все резонансные частоты рабочего
диапазона и, следовательно, демпфировать продольные колебания ракеты.
Колебания такого вида с частотой 5 Гц наблюдались при запусках
РН "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
двигателям F-1. Гелиевые пузырьки, распределенные в объеме жидкого
кислорода, действовали как "расстройщики" частотной характеристики
магистрали.
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
отстройке от частоты взаимодействующей моды колебаний корпуса.
Сложный характер имеет ПОГОнеустойчивость в основной ДУ второй
ступени РН "Спейс шаттл", так как собственные частоты подводящих
магистралей и корпуса несколько раз меняются в процессе полета. Поэтому
обычно используемый метод отстройки указанных собственных частот
оказался здесь непригодным. Из-за большой плотности жидкости кислорода
динамические характеристики его магистрали оказывают большее
влияние на устойчивость, чем магистрали жидкого водорода. Поэтому демпфер
колебаний устанавливается в магистрали жидкого кислорода.
Указанный демпфер представляет собой подсоединенный объем
газообразного 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
системы 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
демпфере имеется система контроля и поддержания заданного уровня жидкости
(ее избыточное количество перепускается на вход в бустерный
кислородный насос). Контроль за работой указанной системы осуществляется
контроллером ЖРД SSME.
Жиклеры и расходные шайбы. Разъемные соединения магистралей
используют для установки жиклеров и расходных шайб, если есть
необходимость 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
подбором его диаметра, При необходимости значительного снижения давления
в гидромагистрали применяют блок жиклеров, в котором они
расположены последовательно друг за другом.
Расходная шайба обеспечивает заданный расход жидкости или газа при
точном выполнении заданного размера отверстия. Она может быть
установлена как в ниппельном соединении (см. рис, 14,5, е), так и во
фланцевом 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
(элементы передачи тяги от двигателя к ступени входят в состав последней),
а рама ТНА крепится своими четырьмя опорами к верхней головке
стяжных болтов, соединяющих кронштейны каждых двух соседних камер
между собой (в двигателе РД-214 четыре камеры).
Обычно рамы и силовые кронштейны представляют собой
пространственную конструкцию, сваренную из стальных или титановых труб. Места
соединения труб усилены для обеспечения необходимой жесткости и
прочности 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
вваривают 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
вворачивают шаровую опору, С помощью шаровых опор раму закрепляют в трех
стаканах, которые обычно приваривают к силовому кольцу смесительной
головки камеры (например, в двигателях РД-107 и РД-108),
Для ракет с большими значениями боковых перегрузок для
уменьшения 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
обжатия 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
шаровой 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
равном 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
двигателя. 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
перпендикулярна плоскости, проходящей через верхние полки пят, а высота
двигателя выдерживалась с заданным допуском.
373
Рамы должны выдерживать не только осевые, но и поперечные нагру>
к и, 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
конструкцию двигателя входят две траверсы, устанавливаемые в подшипниках на
опорах, приваренных к камере примерно в центре масс двигателя (для
уменьшения момента, требующегося для отклонения двигателя).
Траверса 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
изготовляют из титановых или алюминиевых сплавов.
Камера, отклоняемая в двух плоскостях, устанавливается в кардан-
ном подвесе. В этом случае оси с подшипниками устанавливаются в двух
13 2
Ок
Г
Г
Рис. 14.10. Карданный подвес камеры
ЖРД без дожигания:
1 - сильфон горючего, скрепленный
с рамой ДУ; 2 - рама карданного
подвеса; 3 - кронштейн B шт.)
крепления к раме ДУ; 4 - сильфон
горючего, скрепленный с камерой;
5 - сильфон окислителя, скрепленный
с рамой ДУ; 6 - сильфон окислителя,
скрепленный с камерой; Ок -
окислитель; Г - горючее
374
взаимно перпендикулярных плоскостях. Эти две пары подшипников
закрепляются в раме карданного подвеса. Одна пара подшипников жестко
скреплена с камерой» другая (через кронштейны) — прикрепляется к
раме Л А. На рис. 14.10 показана схема карданного подвеса камеры
двигателя, работающего по схеме без дожигания, а на рис. 14.11 — схема
карданного подвеса камеры двигателя с дожиганием, где изгиб при
отклонении осуществляется по газоводу. На рис. 14.12 дана принципиальная схема
этого подвеса.
На трубопроводе подвода каждого компонента должно быть
установлено по два гибких элемента. Один конец одного гибкого элемента
жестко скрепляется с камерой, другой — с рамой ЛА, вторые концы обоих
гибких 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
обеспечиваются 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
конструкции кронштейнов также применяют титановые и алюминиевые
сплавы, а также пластмассы.
В ИСЗ ЖРДМТ в ряде случаев крепят на титановых или алюминиевых
кронштейнах, которые обеспечивают жесткость конструкции и
номинальное 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 B шт.); 3 -
гибкий элемент на трубопроводе
жидкого компонента B шт.); 4 - цапфа
подвеса B шт.); 5 - рама карданного
подвеса; 6 - гибкий элемент
газовода; 7 - цапфа рамы двигателя B шт.)
Рис 14.12. Принципиальная схема
карданного подвеса
Крепежные детали (болты, шпильки, гайки, шайбы и т.д.) должны при
требуемой прочности обладать минимальной массой (с этой целью
целесообразно их изготовление из титановых сплавов) и обеспечивать
Надежную контровку резьбовых соединений в условиях больших
виброускорений. 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
крепежные 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
вДУ.
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
применяется?
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 ЖРЯ
11. Каким нагрузкам подвергаются трубопроводы ЖРД?
12. Какие виды теплоизоляции трубопроводов применяются в ЖРД?
13. Назовите назначение и основные элементы конструкции газовода ЖРД с
дожиганием.
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
потребность иметь однозначные определения его основных понятий, а также
соответствующую 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
последовательность проектных процедур, т.е. совокупностей действий,
заканчивающихся проектными решениями (рис. 15.2).
Каждое проектное решение представляет собой промежуточное
описание 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.
Совокупность проектных решений, необходимых для создания объекта
проектирования, представляет собой результат проектирования. Результат
проектирования 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
непосредственное использование результата проектирования для практических
нужд затруднительно. С целью практического использования результата
проектирования необходимо составляющие его проектные решения
представить в виде документов, отвечающих установленной форме.
Совокупность проектных документов представляет собой проект,
а процесс составления проектных документов — документирование
результатов проектирования.
(Задание\
на проекти-Y
родание I
Проект up оба
[оставление
описания
•*>
Результат
проектирования
ни
е
Документи—
родание ре —
Зультатоб
Проект
Рис. 15.1. Простейшая схема проектирования
Проектная
процедура
Проектное
решение
Пет
Проектная
процедура
[Проектноеу
*А решение
±
[Результат
f* W^ ^ * w *' * ¦+* Ш^
дания
Хпрдектиро
Л (ПроектноеК
-W решение U
Проектная
процедура
N
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
разрабатываемых проектных документов, которое, в свою очередь, зависит от
сложности объекта проектирования (количество параметров, деталей,
сборочных 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
проектирование.
Неавтоматизированное проектирование — это проектирование, при
котором все преобразования описаний объекта осуществляет человек
(проектант). Заметим, что использование ЭВМ для автоматизации
отдельных вычислений при проектировании (прочность, динамика,
теплопередача и т.д.) не является автоматизацией проектирования, так как не
затрагивает процесса преобразования описаний объекта проектирования.
Автоматизированное проектирование - это проектирование, при
котором отдельные преобразования описаний объекта проектирования
осуществляются во взаимодействии человека и ЭВМ, Основной особенностью
АП является то, что проектные процедуры выполняются во
взаимодействии (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
автоматическое 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
решений для большинства объектов проектирования. Оценку
промежуточных и окончательных решении в большинстве случаев должен выполнять
проектант, поэтому проектирование протекает по итеративной схеме,
изображенной на рис. 15.3. Кроме того, ряд проектных процедур (например,
конструирование) очень трудно, а иногда и совсем невозможно
формализовать и составить соответствующие алгоритмы и программы для ЭВМ.
В то же время человек может выполнять такие процедуры достаточно
легко, используя опыт, интуицию, ассоциативное мышление. Поэтому наи-
Задание
на проекте/
робанае
Рис. 15.3. Схема проектирования как итеративный процесс
378
более эффективным считается проектирование в режиме диалога человека
я ЭВМ, в котором сочетаются творческие способности человека и
огромное быстродействие, память и безошибочность ЭВМ, т.е.
автоматизированное проектирование.
Автоматизированное проектирование выполняется в системе
автоматизированного проектирования (САПР). САПР представляет собой
организационно-техническую систему, состоящую из комплекса средств
автоматизации 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
обслуживающие.
Проектирующие подсистемы предназначены для выполнения
проектных процедур, а обслуживающие — для поддержания работоспособности
проектирующих подсистем, К проектирующим подсистемам относятся,
например, подсистема проектирования камеры, подсистема
проектирования деталей. К обслуживающим подсистемам можно отнести, например,
подсистему графического отображения объектов проектирования,
подсистему информационного поиска.
Проектирующие подсистемы, в свою очередь, разделяются на
объектно-ориентированные, или объектные, и объектно-независимыеf или
инвариантные. Например, подсистема проектирования камер является
объектной, а подсистема проектирования деталей - инвариантной.
Такие разделение САПР на подсистемы позволяет обеспечить
рациональное разделение труда различных специалистов как при создании САПР,
так и в процессе автоматизированного проектирования в ней.
Каждая подсистема имеет комплекс средств автоматизации
проектирования с одинаковой структурой, В любой подсистеме такой комплекс
включает семь компонентов: методическое, лингвистическое,
математическое, 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
терминология.
• Техническое обеспечение (ГО) 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
обеспечения. 379
Программное обеспечение (ПО) представляет собой все имеющиеся
в системе программы как на ручных, так и на машинных носителях
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 @0) представлены различные положу
ния, инструкции, приказы и другие документы, регламентирующие орга*
низационную структуру подразделений и их взаимодействие с
комплексом средств автоматизации проектирования.
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ МЕСТО КОНСТРУКТОРА
Автоматизированное рабочее место (АРМ) конструктора
представляет собой специализированную графическую систему, предназначенную
для автоматизированного проектирования конструкций. В зависимости от
объекта конструирования и специфики проектно-конструкторских
процедур возможна различная комплектация АРМов техническими средствами.
Примером автоматизированного места конструктора изделий
машиностроения (АРМ-М) служит графическая система, в которой в качестве
центральной 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
Мбайта, 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 ВТ А-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
графопостроитель АП-7251 и полуавтомат кодирования графической информации
Рис. 15.4. Схема АРМ-М
Э80
цКГИО. Для расширения возможностей данного АРМ предусмотрена его
связъ 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 МАТЕМАТИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
СИСТЕМЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЖРД
При создании САПР ЖРД ключевой проблемой является разработка
специального математического обеспечения, так как именно этот
компонент определяет лицо объектно-ориентированных подсистем и может быть
создана лишь при помощи специалистов в области проектирования и
конструирования двигателей. Математическое обеспечение представляет собой
совокупность математических моделей двигателя, его подсистем и
элементов, 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
наличие:
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
соответствии с заданным законом управления ЛА.
2. Для ЖРД характерно наличие большого числа составных частей.
Число агрегатов и сборочных единиц в составе двигателя достигает
нескольких 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
элементами двигатель как функционирующая система имеет такие составные чао
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
системы. Она представляет собой совокупность устойчивых связей и отношений
между элементами, обеспечивающих целостность системы и сохранение оо
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
агрегатами или системами агрегатов, выполняющими в составе двигателя
автономные рабочие функции. К ним относятся камера, ТНА, газогенератор
| Комплекс Л А |
Подсистемы
1
Наземное
оборудование
комплекса Л А
1
ЛА U
| Подсистемы
1
Система
управления
Сооружения
ЛА |
1
ду у
Полезная
нагрузка
I Подсистемй/
Уровни ЖРД
баки
Система
наддува
II ЖРД У
Система управления
вектором тяга
I Подсистемы I ЖРД
ТНА
Камера
Агрегаты
автоматики
1
1 Сварочные
1
Камера
сгорания
единицы
1
1
Смесительная 1
головка \"
Элементы (детали)
1 1
Наружное
днище
Среднее
днище
Секция
сопла
Смесительной головки—
1
Внутреннее
днище
Форсунки
I
Арматура \ц
L.
ш
ж
Рис. 15.5. Иерархическая структура ЖРД
382
и т.п. Наконец, сам двигатель является элементом первого уровня
структуры — 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
высокого уровня — двигательную установку. В свою очередь, двигательная
установка входит в состав ЛА, а ЛА — в состав комплекса ЛА.
Подобная структура сложной системы позволяет рассматривать
каждую его составную часть как систему, имеющую определенные связи по
вертикали (с подчиняющими и подчиненными элементами) и по горизонтали
(с соподчиненными элементами).
Изучение структуры двигателя очень важно, так как позволяет
разработать 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,
конструктивного и технологического совершенства двигателя. Наиболее
важным проявлением сложной взаимозависимости между показателями
качества ЖРД является наличие так называемых конкурирующих показателей
качества. Два показателя являются конкурирующими, если улучшение
одного из них приводит к ухудшению другого. В ЖРД, как и в других
нестационарных 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
вероятность ее безотказной работы), энергетического совершенства и
надежности в тех случаях, когда улучшение показателей энергетического
совершенства двигателя сопровождается повышением тепловых и механических
нагрузок. Наличие конкурирующих показателей качества ЖРД
обусловливает 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
эффективностью.
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
фундаментальным, так как позволяет правильно определить цель проектирования систе-
383
мы и выбрать соответствующую целевую функцию (критерий
ности системы).
Принцип декомпозиции заключается в том, что единая проектирую
мая система разделяется на отдельные части (подсистемы),
устанавливаются 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
проектирования 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
функции), увязав их в общесистемном плане с целевой функцией системы в
целом (с глобальной целевой функцией). Принцип центрального
доминирования 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
выбираться 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
подсистем (элементов) по общему критерию;
в качестве критерия оптимальности подсистем следует принимать
показатель качества или комплекс показателей качества системы, в которую
данные подсистемы входят как подчиненные;
максимальная эффективность системы достигается путем
обеспечения 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
оптимальности проектируемой подсистемы какой-либо ее собственный показатель
качества или комплекс таких показателей. Соответствующее решение,
которое принято называть локальным решением, конечно позволяет
получить наилучшее качество проектируемой подсистемы, однако оно не
способствует достижению наилучшего конечного результата, т.е.
максимальной эффективности системы в целом.
Рассмотрим два примера, иллюстрирующие сказанное.
На рис. 15,6 приведены графики зависимости удельных импульсов
камеры /к и двигателя /жрд от давления в камере сгорания рк и постоян^
ном значении давления на срезе сопла ра для схемы двигателя без дожи-
384
Ik
Pxapt P«
Рис. 15.6. Зависимость удельных
импульсов ЖРД и камеры от давления рк
Рис. 15.7. Зависимости удельного
импульса ЖРД и конечной скорости ЛА от
коэффициента а
2600
гчоо
2200
2000
1800
1600
7
7
7
0,2
А
I
Т
0,8 1,0 а
4600
нчоо
4200
то
3800
1600
гания генераторного газа. Если при проектировании камеры в качестве
критерия оптимальности принять ее собственный показатель энергетического
совершенства /к, который с ростом рк неограниченно возрастает, то
можно 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
импульс двигателя ^жРД* Соответствующая кривая /^рд =/(Рк) имеет
четко выраженный максимум, обусловленный ростом потерь удельного
импульса Д/т/на ТНА в связи с выбросом генераторного газа при
увеличении 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, то оптимальное значение ocopt составляет 0,5 ... 0,6.
Соответствующее значение идеальной конечной скорости vK и летательного аппарата,
являющейся более объективным критерием его эффективности, не
совпадает с максимальным, а меньше его примерно на 7,5 %. Оптимальное
значение коэффициента а по величине конечной скорости ЛА составляет
0opt= 0,9 ...0,95.
Несовпадение максимумов /ЖРД и VKM объясняется тем, что меньшим
значениям а соответствует меньшая плотность топлива (из-за малой
плотности Я2ж). Это приводит к значительному увеличению объема бака
жидкого 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
математических объектов (чисел, переменных, таблиц, множеств и т.п.) и
отношения между ними, отражающие некоторые свойства технического объекта.
Как правило, проектируемый объект является системой, поэтому
свойства объекта можно рассматривать как совокупность свойств
системы, свойств ее элементов и свойств внешней среды. Эти свойства
отображаются при помощи соответственно выходных, внутренних и внешних
параметров.
Пусть Y = (ух, у2, ... , ут) - вектор выходных параметров, X = (лгь
*2> ••• » *л) - вектор внутренних параметров и Q = (#1, q%,..., q{) — вектор
внешних параметров. К числу выходных параметров ЖРД можно отнести,
например, его тягу Р и массу Л/дв; к числу внутренних параметров -
давление в камере сгорания рк и частоту вращения турбонасоса/jjHA;
внешними параметрами являются, например, давление внешней среды
рвнешн, температура окислителя на входе в двигатель Гок вх.
В обобщенном виде ММ объекта может быть представлена следующим
образом:
Y = F(X,Q). A5.1)
Внутренние параметры образуют я-мерное пространство, которое
ограничивается условиями работоспособности объекта. При
проектировании осуществляется целенаправленный выбор точки в
ограниченном п-мерном пространстве внутренних параметров, т.е. допустимого
варианта объекта, которому соответствует наперед заданное значение
вектора Y выходных параметров при известном векторе Q внешних
параметров.
К ММ предъявляются следующие основные аребования:
универсальность, 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
первую очередь требование точности относится к выходным параметрам.
Пусть: YM = (Уцц, у2м Утм) ~ вектор выходных параметров
математической модели, а ?ист = О1ист, У2ист* — • Ущист) "" вектоР вы'
ходных параметров объекта.
386
Относительная погрешность расчета параметра^.-
€Г ty И'У/истУУ,-ист'
Векторная оценка точности математической модели е = (еь е2,... , ет).
Скалярная оценка точности
€М = 'е1 = шах €i"
/е|1:т]
Адекватность модели - это ее способность отображать свойства
объекта с погрешностью, не выше заданной. Любая модель обладает
адекватностью лишь в некоторой ограниченной области значения вектора
внешних параметров Q, которую принято называть областью адекватности (ОА).
Условия адекватности описываются следующим выражением
ОА = { Q ieAf<5), A5.2)
где 5 - наперед заданная погрешность (б > 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
разработке ММ следует обеспечивать оптимальное соотношение между
степенью удовлетворения каждого из них.
При автоматизированном проектировании выполнение любой
проектной процедуры должно происходить в соответствии с некоторой
последовательностью формализованных предписаний, которую принято называть
алгоритмом проектирования. Алгоритм проектирования обладает такими
свойствами, как определенность, дискретность, массовость и
результативность.
Определенность алгоритма заключается в однозначности толкования
его правил, в точности, не оставляющей места для произвола, и
понятности 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
процедур к тем или иным группам в зависимости от классификационных
признаков, вследствие чего облегчается задача создания универсальных
математических 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
объекте. 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
обслуживания и т.п. По способу получения ММ делятся на теоретические и
эмпирические.
При классификации проектных процедур принято их делить на
процедуры синтеза и анализа.
^Формулирование ТЗ \ ^Корректировка
Г"
\Синтез струк/пуры\
i
I Создание модели
Синтез
структуры\
\ Выбор исходных
значений параметров
Получено
ли требуемое
вние?
Модификация
параметров
Параметрический
синтез
Нет I Выбор способа
улучшения проекта
Оформление
документации
Формулирование
ТЗ на элементы
Уровень к+2
Рис. 15.8. Обобщенная схема процесса проектирования
388
Проектные процедуры синтеза делятся на процедуры структурного
и параметрического синтеза. В процедурах структурного синтеза
определяется перечень элементов и способов связи между ними в составе
объекта. В процедурах параметрического синтеза определяются числовые
значения параметров элементов при заданной структуре объекта и условиях
его работоспособности. Проектные процедуры анализа делятся на
процедуры одновариантного и многовариантного анализа. При одновариант-
ном анализе исследуются свойства объекта в точке пространства его
внутренних параметров, а при многовариантном анализе - в некоторой
области пространства.
Обобщенная схема процесса проектирования. На рис. 15.8 приведена
схема, описывающая последовательность процесса проектирования
технического 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
решений и выбор способа улучшения проекта. Возможны три способа улучшения
проекта: модификация параметров, изменение структуры и
корректировка 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
конкретным 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
соответствующего решения (решений), обладающего определенными
свойствами, 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
Y=Y {уиу2,...,ут} .
Пусть имеется также множество параметров-условий, по которым
выбираются решения из множества Y:
Каждый из параметров может принимать несколько значений, т.е.
Y = \ X X X 7
Xi 1Ли 1 ' /, 2'~" /, tj '
Применительно к задаче синтеза компоновочной схемы ТНА
элементами множества Y являются варианты схемы, отличающиеся по какому-
либо классификационному признаку (например,^ - 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 xt образовано альтернативными
значениями /-го фактора, например,
гДе x4,l ~ осевая активная турбина; х42 - осевая предкамерная
турбина; х43 - 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
решение из множества решений Y, соответствующее множеству значений
параметров в строке. Клетки таблицы заполняются единицами и нулями.
Наличие в клетке единицы означает, что параметр принимает соответствующее
значение. Нули, как правило, не пишутся и соответствующие клетки оста-
Таблица применяемости
Таблица 15.1
1
1
1
•
1
хп
хп,п
1
1 • • • 1
...
ХП,г
1
1
•
Y
Ух
Уг
Уэ
*
Уп
390
ются пустыми. Таким образом, в каждой строке таблицы описано
однозначное соответствие между значениями параметров и решением.
Особенностью табличного описания алгоритма является то, что оно
позволяет легко составить соответствующую машинную программу.
Действительно, каждая строка табл. 15.1 может быть записана следующим
обрадем:
У\ =Хг 2 # *2, 1 * ' * # ХП, 2 '
Уг =*1, 2 " Х2, 3 * * * " ХП, 2 '
у*~Х1.г ' Х2, 2 • •• ' хп, i ; A5.3)
V = X • X • X
Ут 1, 2 Л2, 2 • • п, 2 '
Если произведение значений параметров /-й строки равно 1, то
принимается соответствующее решение у{, в противном случае (если
произведение 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
называемый последовательностный метод решения, в соответствии с которым
алгоритм решения строится путем последовательного выбора так
называемых частичных решений, причем ранее определенное частичное решение
(или решения), как правило, становится одним из условий выбора
последующего (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.
где у{ /, ... ,уп t — выбранные частичные решения, причем первый индекс
A, ... ,'я) 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
решений, множества параметров и их значений, составление частичных
таблиц применяемости и оценку частичных решений, составление схемы
реализации 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 классификацией,
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
классификационному 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
Классификация компоновочных схем
Классификационный
признак
Кинематика передачи
вращения^,
Расположение
турбины у2
Тип ротора у у
Число опор вала у4
Расположение
насосов у$
Взаимная ориентация
насоса горючего и
турбины уь
Взаимная ориентация
насоса окислителя и
турбины уп
Частичное решение
Редукторная схема
(многороторная)
Безредукторная схема
(однороторная)
Междуопорная схема
Консольная схема
Схема с одновальным ротором
Схема с двухвальным ротором
Схема с двухопорным валом
Схема с трехопорным валом
Схема с насосом горючего
рядом с турбиной, справа
Схема с насосом горючего
рядом с турбиной слева
Направления входа в насос
горючего и в турбину
совпадают
Направления входа в насос
горючего и в турбину не
совпадают
Направления входа в насос
окислителя и в турбину
совпадают
Таблица 15.2
Обозначение
Ух, г
Уг, 1
Уг,г
•Уз, i
Уг,2
У*. 1
У<, 2
Уь. i
Уь, 2
Уь, i
Уь,г
Уч. i
Направления входа в насос
окислителя и в турбину не
совпадают
392
Факторы, влияющие на выбор схемы
Параметр
Характеристика
горючего
Характеристика
окислителя
Характеристики
генераторного газа
Отпои if linf
о max
Кратность включения
Тип турбины
Тип насоса горючего:
а) по наличию шнеко-
вого преднасоса
б) по числу ступеней
давления
в) по числу входов
в насос
г) по типу подвода
Тип насоса окислителя:
а) по наличию шнеко-
вого преднасоса
б) по силе ступеней
давления
в) по числу входов
в насос
г) по типу подвода
Способ охлаждения и
смазки подшипников
Способ раскрутки
ротора
Обозначение
Значение параметра
Высококипящее
х, Низкокипящее
Высококипящий
хг Низкокипящий
Восстановительный
х3 Окислительный
wrmax/cjomax<4
cj /cj > 4
г max о max
xs Однократное включение
Многократное включение
х6 Автономная турбина
Предкамерная турбина
Центробежный насос
Шнекоцентробежный
хп насос
Одноступенчатый
хъ насос
Многоступенчатый
насос
С односторонним
х9 входом
С двухсторонним
входом
х10 С осевым подводом
С радиальным подводом
С кольцевым подводом
Со спиральным-подводом
Центробежный насос
Шнеко-центробежный
х1Х . насос
Одноступенчатый насос
х12 Многоступенчатый насос
С односторонним входом
jc, з С двухсторонним входом
х14 С осевым подводом
С радиальным подводом
С кольцевым подводом
Со спиральным подводом
Консистентная смазка
хг 5 Смазка и охлаждение
рабочей жидкостью
насоса
хх 6 Без пусковой турбины
С пусковой турбиной
Таблица 15.3
Обозначение
1 , 2
Х2, 2
хг,2
xs ,
*S, 2
ХЬ, 2
X-i 1
*7,2
ХЬ, 1
ХЛ 2
Х9, 1
Х9,2
X
10,1
Х\ 0,3
•^11,1
Х\ 1,2
*12.\
^12, 2
Х1 3,1
Х\ 3,2
Х\ 4,1
*14,2
JC,4 з
•^1 4,4
Хх s ,
*1 5,2
*16,1
^.6,2
13- 1758
393
Таблица частичных решений по признаку у2
Таблица 15.4
Хх
1
2
1
1
1
1
1
1
1
X
1
1
1
1
1
1
2
2
1
1
х,
1
1
1
1
1
1
1
2
1
XS
1
1
1
1
1
1
2
1
1
х.
1
1
1
1
1
1
1
2
:и2,и
У2.Х 2
У2.ХЗ
У2,2Х
-И2,22
^2,23
1 У2,2<
Таблица частичных решений по признаку у 3
Таблица 15.5
х1
1
2
1
1
1
1
1 1
1
1
•
•
•
•
х9
1
2
1
1
1
1
1
1
I
•
•
•
*..
. 1
1
1
1
•
•
•
2
1
1
1
1
•
•
•
*12
1
1
1
1
1
1
1
•
•
•
2
1
•
-
-
-Иа
^2,1,
-И*,12
-И2,13
Уг.гг
У2,2Х
-И2.22
•
•
•
Уз
-Из,11
.Уз,12
*...
.Уз,2,
-ИЗ,14
-Из,. 5
•
•
•
-И2,2$ .Из,2в
У1 ,2 5 Уз ,2 9
394
данному признаку. Тем не менее из-за большого числа возможных
сочетаний параметров частичные таблицы могут оказаться весьма громоздкими.
Ниже приводятся в качестве примера две неполные таблицы
применяемости; табл. 15.4 описывает частичные решения по признаку у2 —
расположение турбины, а табл. 15.5 — по признакууъ — тип ротора.
Математическое описание решений, получаемых в соответствии с
табл. 15.4, имеет следующий вид:
V = X X X X X
У1%\\ 1,1 2,1 3,1 5,2 6,1 '
V = X X X X X
У2%\1 1,1 2,1 3,1 5,1 6,1 '
•^2,25 *1,1 Х2,2Х3,2Х5,1 *6,Г
Математическое описание решений, полученных в соответствии с
табл. 15.5, в сокращенном виде будет следующим:
•^3,11 =Уг% 11 Х7,1*9,1 Х\ 1,1 Х12,1 '
У 12*7,1 *9,1 Х11,1 Х12,1 '
A5.6)
•^3,23 =^2,21 *7,2*9,1 Х\ 1,2*12,2 '
•^3,29 =->;2,25 *7,2*9,1 *1 1,2*12,2 "
Имея такие математические описания для всех частичных таблиц
применяемости, 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 NV2CNXlbNXl2>NX21 ,NX22>NX3bNX32,NX5bNX52,
NX6b NX62, NV211, NV212/ NV213* NV22b NV222> NV223>NV224, NV225)
NV211=NX11*НХ21жЫХ31*ЫХ52ЖИХ61*3
NV212=NX11ЖЫХ21«NX31*NX51ЖЫХ61Ж2
NV222=NX11ЖЫХ22ЖМХ31ЖЫХ51ЖИХ61ЖЗ
NY223=NX11ЖЫХ21ЖИХ31жМХ52*МХ61Ж2
NV224=NX11ЖЫХ21ЖИХ32ЖЫХ51жмХб2жЗ
NV225=NX11 жНХ22ж|ЧХ32жМХ51 ЖЫХ62ЖЗ
RETURN
END Рис. 15.9. Текст подпрограммы W Y2
395
Вызов рабочей
программы
Z. блок синтеза решения
2.1
Выбор типа еж емы
по признаку yf
2.2
Выбор типа схемы
по признаку у 2
2.7
Выбор типа схемы
по признаку у7
I 3. блок отображения решения
I Сообщения на экране дисплея]
Укажите номер устройства
отображения
3.1
Текстовое описание
схемы на АЦПУ
3.2 Отображение схемы
на экране дисплея
3.3 Вычерчивание схемы
на графопостроителе
I Нужно ли отображение
на другом устройстве?
Нужны ли изменения
в компоновочной схеме?
Укажите номер признака,
по которому изменяется
схема
Нужно ли решение задачи I
при других входных данных^
J L I
( Конец задачи )
Рис. 15.10. Схема синтеза компоновочной схемы ТНА в режиме диалога
3%
(Начало задачи
(вход в подблок 2.2)
Информирование входных\данных
Нет
NX11, NX12, NX21, NX22,
..., NW, NX62
EEEEEEEEEE
12. Формирование возможных вариантов
| | Вызов подпрограммы NY2 |
I
\ Возможные варианты компоновоч^К Гп
ных схем по признаку У2 \ \Jl
\ Изображение схемы на экране
Нет
Отвергнутому варианту
присваивается HNYO
Выбранные варианть/ схемы
по признаку Y2 ?
щение на экране о
ъможных вариантах.
I Какой из вариантов необ-
\\ ходимо отобразите на
ХЛэкране дисплея? Укажите
I \номер варианта
i
у I \ Нужно ли изображение
'Tj других вариантов?
От какого из полученных
вариантов вы хотите
отказаться? Укажите
номер.
ГВидит ли еще отказы
от вариантов ?
(Конец задачи \
(выход из подблока 2.2))
Рис. 15.11. Схема программы N Y2
397
Составление схемы решения задачи в режиме диалога в САПР. ^
рис. 15.10 приведена принципиальная схема одного из возможных вариан-
тов решения задачи выбора компоновочной схемы ТНА в САПР.
Соответствующее 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
компоновочной схемы по признаку у2 - расположения турбины. Схемы решения
остальных шести задач блока синтеза решения имеют такую же структуру.
ОПТИМАЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Оптимизация является необходимым этапом на всех уровнях
проектирования технического объекта. При этом в зависимости от уровня
проектирования возможен различный подход как к выбору критерия
оптимальности, так и к построению схемы решения. Вместе с тем на всех уровнях
могут использоваться одинаковые формализованные методы оптимизации.
Целью оптимального проектирования конструкции является
получение такого ее вектора параметров, при котором выбранный критерий
качества конструкции принимает экстремальное значение.
При неавтоматизированном проектировании прямая оптимизация
конструкции затруднена. Конструктор стремится достигнуть
оптимального варианта путем итерационного процесса, содержащего
многократный анализ, проверку ограничений, определение значений критерия
качества и соответствующее изменение структуры и размеров конструкции.
При этом число итераций, длительность и трудоемкость процесса зависят
от субъективных качеств конструктора. Указанный путь позволяет
достигать оптимального варианта лишь для простейших конструкций, в
большинстве же случаев реального проектирования может быть получен вариант,
более или менее близкий к оптимальному.
При автоматизированном проектировании возможно сведение
процесса поиска оптимального варианта конструкции к вычислительной
процедуре, 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
осуществлять конструктор.
Большинство реальных задач оптимального проектирования
конструкций является многокритериальными задачами. Однако в некоторых
случаях удается рассматривать их как задачи с одним критерием
оптимальности. 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 / (X) (целевая
функция) , являющийся функцией вектора параметров состояния конструкции
X. Кроме того, известна область R допустимых значений вектора X,
задаваемая системой равенств и неравенств:
Fi(X)>0;
F2(X)>0;
' A5.7)
FM(X)>0.
Требуется определить такое значение вектора X*, при котором
Применительно к конструкции под проектом минимальной массы
понимается вариант конструкции с таким распределением геометрических
параметров, при котором конструкция способна нести приложенные
нагрузки 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
управления) 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
прочности, жесткости и тл.
На рис. 15.12, а дан пример ограничений на управление, на рис. 15.12,6 -
пример ограничений на состояние; здесь к и к^ — соответственно
действующий 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
экстремального значения. Однако при этом методе число рассчитываемых вариантов
конструкции и время счета могут оказаться чрезмерно большими.
399
Рис. 15.12. Пример ограничений:
а - на управление; б - на состояние
а 9
В настоящее время наиболее эффективными методами решения
оптимизационных задач, в том числе и задач поиска проекта конструкции
минимальной массы, являются методы математического программирования.
Математическое программирование представляет собой раздел
прикладной математики, занимающийся разработкой численных методов
оптимизации с учетом ограничений на область поиска.
В математическом программировании принято выделять два
фундаментальных раздела: линейное и нелинейное программирование*.
Методами линейного программирования решаются задачи, в которых
как критерий оптимальности, так и функции-ограничения линейны
относительно 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
конструкции наибольший интерес представляют методы нелинейного
программирования. Существует большое число методов нелинейного
программирования, которые условно разделяются на ряд групп, основными из
которых 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
Rjy - наружный радиус диска;
Ro - радиус центрального отверстия;
°Rn ~ контурная нагрузка на ободе диска;
а^ — 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 < R < RN на TV участков.
Требуется определить такое распределение толщин h{ полотна диска в
допустимой области толщин, при котором обеспечивается минимум массы
диска.
Критерий качества конструкции принимает следующий вид:
N
/= 2 0,5 р я (А, + А. ^Х*,.+ /?,-_! МЛ,, A5.9)
i=i
где р - плотность материала; ДЛ,- - приращение радиуса на /-м участке.
Функции-ограничения на управление
A5.10)
Fs=h.-h6l>0;
При формулировке ограничений
на состояние надо учитывать
необходимость обеспечения запасов
прочности дисков как по местным
напряжениям, так и по несущей способности.
Тогда естественные ограничения
принимают вид
F =* _fr >0; A5.11)
где kNRi kNe, kNp - нормативные
коэффициенты запаса прочности
диска соответственно по радиальным и
окружным напряжениям и по разру-
Рис. 15.13. Расчетная схема диска
401
шающей частоте вращения; Jcr ., к$ ., кр — действующие коэффициенты за.
паса прочности соответственно по местным напряжениям и разрушающей
частоте вращения; F7,F9yF9 — 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
оптимизации.
В качестве эффективного метода определения напряжений в диске
может использоваться, например, метод кольцевых элементов.
Определение запаса прочности по разрушающей частоте вращения можно проводить
по формуле A1.75).
Рассмотренная постановка задачи оптимального проектирования
конструкции 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
методом случайного поиска. При расчете запасов прочности учитывался
неравномерный нагрев диска вдоль радиуса и упруго-пластические
деформации материала. Материал диска - сталь 37Х12Н8Г8МФБ. Угловая скорость
со = 1750 рад/с, контурная нагрузка Одл = 150 МПа; диск имеет
центральное ненагруженное отверстие. Исходный, не оптимальный по массе диск
имеет полотно конической формы (изображено на рисунке пунктирными
Я,М
0,22
0,18
0,16
0,14
0,12
0,10
0,06
0,04
0,02
\
V
<v
V
\
V
\
%\
},
V
V
\
[
/
и/
л'
U
V
К»
V
1
-200 0 200 400 0 2 4 6 8
Рис. 15.14. Результаты оптимизации конструкции диска турбины методом
случайного поиска
402
линиями). Распределение соответствующих напряжений и запасов
местной прочности показано пунктирными линиями.
При оптимизации варьировались (в пределах ограничений на
управление) толщины диска; ограничения на ширину ступицы и обода диска по
конструктивным соображениям задавались в виде равенств.
Профиль оптимального диска и соответствующее распределение
напряжений и запасов прочности изображены сплошными линиями. После
оптимизации 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
подшипниковых опор, представляет собой систему с сетевой структурой,
включающую некоторое число гидравлических элементов.
Такими элементами могут быть кольцевые полости между рабочим
колесом насоса и корпусом, осевые и радиальные зазоры, отверстия в
рабочем 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
тракта является определение такой его структуры и такой геометрии элементов,
при которых удовлетворяются наперед заданные условия
работоспособности 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 [JVoxn].
Эту задачу можно поставить следующим образом: пусть задана
структура гидравлического тракта, т.е. перечень его элементов и отношения
между ними, пусть также: X = (хь х2, ... , хп) - вектор внутренних
параметров вспомогательного тракта, компонентами которого являются
геометрические размеры элементов тракта. В и-мерном пространстве вариантов
конструкций тракта формируется допустимая область при помощи
ограничений в форме равенств и неравенств на величину осевой силы на
подшипниковой опоре и на величину расхода жидкости через подшипники:
403
-охл v"'! (!5.12)
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
входе в элементы и выходе из них (рис. 15.16).
Математическая модель системы получается путем объединения
компонентных и топологических уравнений. Компонентные уравнения
описывают законы функционирования элементов системы. Для данной гидрав-
лической системы - это уравнения, определяющие гидравлические
характеристики ее элементов, т.е. зависимость между расходом т,и перепадом
давления Ар,- на /-м элементе. В данной задаче используются компонентные
Шбш
C.fj?*—S---—
Рис. 15.15. Схема вспомогательного
гидравлического тракта насосного агрегата:
1 ... 11 - граничные точки гидравлических
элементов; а ... м — гидравлические
элементы
Рис. 15.16. Граф вспомогательного гидравлиЧ
ческого тракта насосного агрегата
404
уравнения, которые в процессе решения задачи представляются в
единообразной форме в виде кубического сплайна:
tpt=A.+ В{т. + С.т) + Dtm\. A5.13)
Здесь т( и Др,. - фазовые переменные, At, Bt, Ct, 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
контуров 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
рассматриваемого графа представлена в табл. 15.6. В строке матрицы
записываются 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
МЛрр +Лрх =0;
ni - W ni =0,
Р л
A5.14)
где Арр, Лрх - 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
сводится к решению системы алгебраических уравнений 1- и 3-го порядков.
Матрица контуров и сечений
Таблица 15.6
и. -1
-1
р
с
т
Д
а
-1
б
-1
в
г
1
1
д
е
1
ж
1
и
1
к
1
л
1
м
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 Ьхеме
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 I
создается 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
результате решений системы уравнений определяются расходы mi и давления
Lpi в характерных точках тракта, а также определяются осевая сила на
роторе Rz и расход жидкости через опору mQxJl. Здесь же проверяются
ограничения A5.11) и A5.12). Если ограничения не удовлетворяют, то
возможными способами улучшения проектного решения являются
параметрический синтез, изменение структуры тракта или корректировка
входных данных.
Вопросы для самопроверки
1. В чем различие между автоматизированным и автоматическим
проектированием? Почему автоматизированное проектирование ЖРД более предпочтительно?
2. Какими признаками сложной технической системы обладает ЖРД?
3. К параметру какого типа (внешний, внутренний, выходной) относится
каждый из нижеперечисленных параметров ЖРД? (тяга Р, давление окружающей среды
Рн> габаритные размеры двигателя, угловая скорость ТНА о>, давление на входе в
насосрвх, давление на выходе из насоса Рвых, масса конструкции М^).
4. К проектной процедуре какого типа (структурный или параметрический
синтез, одновариантный или многовариантный анализ) относится каждая из
перечисленных 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
1ЦВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК С ЖРД
В настоящей главе рассмотрены основные направления, по которым
ведутся работы по повышению эффективности ДУ с ЖРД носителей
(одноразовых РН и многоразовых транспортных КК) и космических ЛА (ИСЗ,
^ 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
наилучшим экологически чистым высокоэффективным жидким ракетным
топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего
70 кг/м3) существенно ограничивает возможность его применения на
первой ступени совместно с жидким кислородом, но не исключает
указанную возможность. Например, топливо (О2)ж + (Н2)ж намечено применять
на разрабатываемой в настоящее время японской рц Н-2.
Однако наилучшим для ДУ первой ступени РН и МТКК является
топливо, состоящее из жидкого кислорода (О2) ж и углеводородного
горючего (УВГ). Такое топливо применяли в американской РН "Сатурн-5"
(сУВГ RP-1 типа керосина) и до настоящего времени применяют на
всех трех ступенях РН "Союз" (ее первые две ступени аналогичны РН
"Восток"). В ЖРД первой ступени РН "Энергия" также применено
кислородно-углеводородное топливо.
До сих пор в качестве углеводородного горючего чаще всего
используют керосин (в США керосин марки PR-1). Однако керосину
свойственен 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
восстановительных газогенераторах ЖРД с дожиганием) содержится повышенное
количество свободного углерода (сажи), осаждение которого на элементах
газового тракта снижает надежность двигателя.
В США рассматривают применение в качестве УВГ метана СН4,
пропана С3 Н8 и сжиженного природного газа. Недостатком применения
сжиженных газов является заметное уменьшение плотности топлива.
При использовании топлива О2 + СН4 можно создать ЖРД с более
высоким давлением рк win камер с регенеративным охлаждением горючим.
Наряду с вариантами двухступенчатых МТКК ("Спейс шаттл" и др.)
за рубежом рассматривается эффективность использования
одноступенчатых 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 62 +
+ СН4 выше 27,5 МПа, а для топлива О2 + С3 Н8 - до 23,5 МПа. [
Возможно создание высокоэффективных ЖРД и на топливах р2 +
+ RP-1 и Ог + 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-углеводородных 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 свЬггети-
ческих горючих характерна повышенная стоимость.
Разработке углеводородных горючих повышенной плотности, в
частности 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
эффективно применение переохлажденных компонентов топлива, с этой целью
можно использовать:
смесь переохлажденного жидкого и твердого водорода, а также смесь
переохлажденного жидкого и твердого кислорода в виде шуги с размером
частиц твердой фазы примерно 3 мкм, наиболее вероятным считают
применение шугообразного водорода со средней плотность**, 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
вообще исключить дренаж баков из-за испарения компонента, уменьшить
размеры баков и давление в них;
кислород и водород в состоянии, соответствующем их тройной точке;
если температура,кипения при нормальном давлении для кислорода и
водорода 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
компонентов 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 РН или МТКК на
стартовой позиции.
408
Использование атмосферного воздуха. Одним из направлений
повышения эффективности ДУ многоразовых носителей является использование
атмосферного воздуха на участке полета носителя в плотных слоях
атмосферу, которое можно осуществить двумя путями: применением
воздушно-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
жидкого Окислителя. ЖРД на сжижаемом воздухе планируется использовать на
английском МТКК "Хотол". Вообще для выведения полезных грузов
массо^ до 30 т на низкую орбиту с малым наклонением предпочтение за
рубежам отдается одноступенчатым МТКК с маршевыми ВРД или ЖРД
на сжиженном воздухе, а для полезных грузов массой более 60 т —
двухступенчатым многоразовым крылатым носителям с маршевыми ДУ с
использованием ЖРД.
Увеличение давления в камере сгорания. Чем больше давление в
камере сгорания (для ЖРД перспективных РН и МТКК оно должно быть
выше 25 МПа), тем выше удельный импульс ЖРД и лучше его
компоновка. 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
углеводородные горючие типа керосина RP-1 и синтетического горючего RJ-5
обладают плохими охлаждающими свойствами (разлагаются при
относительно 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,
работающих на топливе О2 + С3Н8, можно обеспечить давление в камере
сгорания 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
рассматривались 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
качестве охладителя камеры исключительно высокой охлаждающей
способностью, а в газообразном виде является наилучшим рабочим телом
турбины 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
родом. Расчеты показали, что для охлаждения высокоэффективных ЖРД
на топливе О2 + УВГ и привода ТНА достаточен расход водорода,
составляющий всего 1,0 ... 1,5 % общего расхода компонентов топлива
двигатель. Это позволяет применять схему без дожигания с вводом
отработанного турбинного газа в конец расширяющейся части сопла. При
давлении в камере сгорания, составляющем 27,5 МПа, потери удельного Ифпуль-
са из-за применения схемы без дожигания составляют всего 26 м/с.
Такой ЖРД с двухкомпонентной камерой с высоким давление*
мере сгорания и с общей магистралью охладителя и турбинного газа^южет
оказаться проще ЖРД с дожиганием на топливе О2 + УВГ благодаря
ному решению проблемы охлаждения камеры водородом и из-за
в ка-
|адеж-
отсут-
ствия необходимости разработки и включения в схему двигателя
Генератора, работающего на топливе О2 + УВГ с избытком горючего. Давление на
выходе из насоса УВГ в этом случае будет лишь немного превышать
давление 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
особенно для силовых рам ДУ весьма эффективна замена металла на
композиционные материалы; применение более совершенных материалов
обеспечивает не только снижение сухой массы ЖРД и ДУ, но и повышение их
надежности и ресурса работы;
2) разработку насосов ТНА с возможно меньшим потребным
значением избыточного давления жидкого компонента топлива относительно
давления его насыщенного пара, а в предельном случае — с нулевым
значением указанного избыточного давления;
3) передовую технологию производства: вакуумное литье,
порошковую металлургию, сварку электронным лучом, электроискровую,
электрохимическую и лазерную обработку материалов, лазерные методы
упрочения 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
Kaiiepe сгорания, усовершенствованием компоновки двигателя и баков и
конструкции его агрегатов, а в дальнейшем использованием камер новой
конструкции, в частности камер с центральным телом, двухконтурных
камер й т.д.
Увеличение ресурса ДУ и носителя в целом. Ресурс работы ЖРД
повышают путем применения конструкционных материалов с большей
жаропрочностью и усталостной прочностью, использования высокоэффективных
термо:
ащитных покрытии 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.
Иэ 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
использованием парашютной ступени (частично многоразовый носитель
с парашютной системой спасения первой ступени);
2) спасение первой крылатой многоразовой ступени частично
многоразовой РН. Такая ступень возвращается на взлетно-посадочную полосу
космодрома, с которого обеспечивается вертикальный запуск РН;
3) применение двухступенчатых и одноступенчатых крылатых
полностью многоразовых носителей. В первую очередь будут создаваться,
вероятно, полностью многоразовые носители двухступенчатой конструкции
сначала с вертикальным, а затем с горизонтальным стартом.
Многоразовые 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 увеличениеЧгяги одиночного двигателя.
Тягу одиночного ЖРД выбирают по условиям обеспечения
повышенной надежности ДУ и носителей в целом исходя из того, что число ЖРД в
ней обычно не превышает пяти-шести; в этом случае запуск ЖРД,
управление 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 форсировании), которое обеспечивается либо без
каких-либо конструктивных переделок (увеличением расхода
компонентов 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, корпусрв 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
модернизации 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 отвадится
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 РН "Энергия" используются четыре блока первой ступени с
самыми мощными в мире кислородно-углеводородными ЖРД.
Для второй ступени МТКК и для второй и последующих ступеней
РН 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
стоимостью 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 РН и МТКК в первую очередь следует
рассматривать применение выдвижного соплового насадка. Его можно
эффективно использовать и для камер ЖРД первой ступени РН и МТКК.
Следует отметить, что увеличение удельного импульса двигателей,
работающих большую часть времени при очень низком атмосферном
давлении, 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
выдвижным 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
параметры.
Различают следующие двухрежимные ЖРД:
1) двигатели с выдвижным сопловым насадком;
2) двигатели с двумя режимами работы на одном и том же топливе,
значительно 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
работает 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
характеристической 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
втором - 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-водородные 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 N2Oi + N2H4 или
N2O4 + ММГ, а также однокомпонентное топливо N2H4. Учитывая
токсичность указанных топлив, а также их лишь среднеэнергетические
характеристики, 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 + H2, F2 + NH3, F2 + N2 H4)
и металлосодержащие топлива (F2 + Н2 + Li и О2 + Н2 + Be).
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
соплового насадка?
8. Назовите типы двухрежимных ЖРД.
9. Чем объясняется эффективность применения трехкомпонентных
двухтопливных ЖРД?
414
|
II?
I
•¦к"
la
IS
5.1
|a
is
b p.
Я
5 в
О
гч
го
О
С*
«
о
оо
00
«о
ON
00
о
3
о
i 2
«о
СО
О
S
оо
гч
of
a
S
S
2
О I
s a
СО | ГЦ
i
< 5
2
5
415
о*
|
8.
п
а?
I
I
ll
О* X
о о
со с
о
г»
si
ч
?ac Д
-< а« Ч
?FS й
Ш
о
00
§;
<N 0-, I
о
«о
I -"
0
о
оо
г-
00
о
00^
со
S
СО
О | on 5
сч
00
ON
CO
s
со
ON
о
00
о
с*
2
X <ч
! °
I
8.
a.
I
9-
оЭ
a
о
со
416
If
l
в V
o
о
00
[оо
о
см
о
о
О
О
с-
о
о"
о
Й
со
so
»
о
г-
о
о
SO
ON
о
so
о
so
«о
§
i
со
со
см
г
г-
ON
ON
00
о
00 00
so VO
SO vo-
с-
оо
О X
Т О
я
11
<
о
< 6
и 2
ID
СП
со
со
о
I
с*
417
x
|
а'
E
а.
I
х г
о со
I
§
00
•—I
00
о
1|, §
so
о
о»
vo vo
S §
о
си
ш
со
SEP
О.
e
Cl
e
ас
о
Ж
О
со
о ^>
я ^
CO
О I
fi
g
ш
1
I
о
VO
I
... 1
о I я" §
s
I
x
x
о.
С
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., Карахеньян В.К. Гидродинамика вспомогательных трактов
лопастных машин. М.: Машиностроение, 1982. 112 с.
4. Башта Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.:
Машиностроение, 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
жидкостей. М.: Наука, 1972.720 с.
8. Володин В.А., Ткаченко Ю.Н. Конструкция и проектирование ракетных
двигателей / 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.:
Машиностроение, 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
жидкостных 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 СП., 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.:
Машиностроение, 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
- одно компонентные 146, 148, 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
- однокомпонснтных 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
газогенератору 167-170
— к турбонасосному агрегату 261,
265
Наддув баков безгазогенераторный па
основе ЖГГ 55 - 60
— газогенераторный 57
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
гидродинамические 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-111 84 - 86
420
F-l 86-89
J-2 89-91
SSME94-97
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
компонентов 49, 5 3,54
-тяги 49, 51, 52
Режим (ы) работы камеры и
газогенератора 167 - 169
- турбонасосного агрегата 262
- резонансный ротора 264, 301 - 303,
316, 320
Связи между оболочками 171,178, 180
Система автоматизированного
проектирования 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 дожигакия 41, 42
с дожиганием 43 - 45
Турбо насосный 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
летательного аппарата 25
1.6. Основные узлы и агрегаты ЖРД 26
Глава 2. Принципиальные схемы ЖРД 29
2.1. Выбор схемы подачи 29
2.2. Схемы двигательной установки с вытеснительной подачей 31
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
Глава 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
двигателя 108
6.3. Конструкция поясов завесы охлаждения 116
6.4. Коллекторы подвода компонентов топлива 120
6.5. Особенности конструкций камер кислородно-водородных 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, детали гоповки 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 и 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. Б у стерные насосные агрегаты L 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
температурах 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
турбонасосного 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
13.2. Разделительные устройства 339
13.3. Агрегаты наддува 346
Глава 14. Компоновка двигательной установки и ЖРД и их узлы общей сборки . 350
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. Автоматизированное проектирование элементов ЖРД 376
15.1. Понятие об автоматизированном проектировании и системе
автоматизированного проектирования 376
15.2. Методологические основы создания специального математического
обеспечения системы автоматизированного проектирования ЖРД 381
15.3. Примеры математического обеспечения некоторых проектных
процедур 389
Глава 16. Основные направления совершенствования двигательных установок с
ЖРД 407
Приложение 415
Список литературы 419
Предметный указатель 420
Учебное издание
Гахун Георгий Георгиевич, Баулин Владимир Иванович,
Володин Владимир Алексеевич и др.
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Редактор КВ. Корженевская
Художественный редактор В,В. Лебедев
Технический редактор КВ. Павлова
Корректор Г.Л. Сафонова
Операторы ОМ. Поливко, И.В., Павлова, И.В. Лоб
ИБ№5227
Сдано в набор 29.11.88. Подписано в печать 10.10.89. Т-17802.
Формат 60 X 88 1/16. Бумага офсетная № 2. Гарнитура Пресс Роман.
Печать офсетная. Усл. печ. л. 25,97. Усл. 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