Беляев Е.Н. и др. - Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей, страница 3

Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Номинальное соотношение компонентов топлива Кю — — 2,6. Зажигание компонентов топлива - химическое с помощью смеси тризтилбора и тризтилалюмииия. Двигатель РД-170 чезырехкамерный, выполнен по схеме с дожиганнем окислительного газа в камерах сгорания. Камеры сгорания качающиеся, что обеспечивает возможность управления вектором тяги. Запуск двигателя РД-170 управляемый и осуществляется на главную ступень по тяге.

Принцип запуска такой же, как и у двигателя РД-!20. Двигатель РД-170 многорежимный, допускает снижение режима работы до - 40А от номинального. Управление режимами работы двигателя (по тяге) производится с помощью регулятора расхода горючего 23. В двигателе предусмотрено регулирование соотношения компонентов топлива в камерах сгорания, осуществляемое дросселем горючего 33.

В процессе полета наддув бака окислителя осуществляется газообраз- 12 образным гелием, подогреваемым в теплообменнике 16. Останов двигателя РД-170, как и его запуск, программный. зе зо / 22 Рис. 1.3. Пневмогидравлическая схема ЖРД РД-170: !- преднасос горючего; 2 и 21- клапаны горючего на камерах сгорания; 3 и 19 - узлы качания камер сгорания; 4 и 17- газоводы; 5 и 15 - клапаны горючего на завесах камер; 6 н 13 - клапаны горючего на газогенераторах; 7, 14, 31 - ампулы с пусковым горючим; 8 и 12 - клапаны окислителя на газогенераторах; 9 и 10 - газогенераторы; 11 - турбина; 16- теллообменник; 18 - обратный клапан горячего газа; 20- предиасос окислителя; 22и 34 - камеры сгорания; 23 - регулятор расхода горючего, 24 - пусковой бачок; 25 и 27 - обратные клапаны; 26 - привод регулатора расхода горючего; 28 - насос горючего первой ступени; 29- насос горючего второй ступени; 30 - насос окислителя; 32 - привод дросселя горючего; 33- дроссель горючего На рис.

1.4 приведена пневмогидравлическая схема ЖРД типа «газгаз». Двигатель имеет два ТНА. Турбина 4 первого из них питается восстановительным газом, вырабатываемым газогенератором 19, и приводит во вращение насосы горючего 1 и 3. Турбина 5 второго ТНА питается окислительным газом, выраба-, тываемым газогенератором 11, и приводит во вращение насосы окислителя 6 и 7. После турбин окислительный и восстановительный газы подаются по газоводам в камеру сгорания 16, где и происходит их догорание. 13 Рис.1.4. Пневмогидравлическая схема ЖРД типа «газ-газке 1- насос горючего второй ступени; 2 - преднасос горючего; 3 - насос горючего первой ступени; 4 - турбина ТНА, работающая на восстановительном газе; 5 - турбина ТНА, работающая на окислительном газе; б - насос окислителя первой ступени, 7- насос окислителя второй ступени; 8 - преднасос окислителя; 9- зйзоссель окислителя; 10 - клапан окислителя на окислительном газогенераторе; 11- окислительный газогенератор; 12 - привод дросселя окислителя; 13- клапан горючего на окислительном газогенераторе; 14 - регулятор расхода горючего; 15 - привод регулятора расхода горючего; 16-камера сгорания; 17-клапан горючего на воссгановнтельном газогенераторе; 18 - привод регулятора расхода окислителя; 19 - восстановительный газогенератор; 20 - клапан окислителя на восстановительном газогенераторе; 2! - регулятор расхода окислителя; 22 - дроссель горючего; 23 - привод дросселя горючего Смесительная головка камеры сгорания должна иметь индивидуальные подводы окислительного и восстановительного газов.

Управление режимами работы двигателя может осуществляться с помощью соответствующих регулирующих органов. Управление мощ- 14 „осью первого згьч !турбина 4 и насосы горючего) производится с помощью регулятора расхола окислителя 21 и дросселя горючего 22, Управление мощностью второго ТНА !турбина 5 и насосы окислителя) выполняется с помощью регулятора расхода горючего !4 и дросселя окислителя 9 Двигатель должен иметь автоматическую систему управления, объединяющую каналы управления мощностями обоих ТНА'. 1.3. МОДЕЛИРУЕМЫЕ РЕЖИМЫ Примерный цикл работы ЖРД представлен на рис.

!.5 в виде диаграммы изменения во времени тяги двигателя Р и соотношения компонентов топлива К 1,с Рис. 1.5. Примерный цикл работы ЖРД: 1 - запуск двигателя; 2- режим прртварительной ступени тяги; 3 - переход с режима предварительной ступени на главную ступень тяги; 4 - маршевые режимы, на которых производится регулирование по Р и К,„; 5- переход с главной на конечную ступень тяги; б - режим конечной ступени тяги; 7 - останов двигателя Цикл включает в себя все переходные и установившиеся (стационарные) режимы работы: запуск, маршевые режимы, переход с одного режима на другой при регулировании тяги и останов двигателя.

Математическая модель должна позволять моделировать весь цикл работы двигателя. Основную долю времени работы ЖРД составляют маршевые режимы работы двигателя, исчисляемые от десятков до сотен секунд. Режимы запуска и астапова двигателя относительно кратковременны и определяются назначением ЖРД. Так, для боевых ракет время запуска 15 двигателя может составлять от сотых до десятых долей секунды, а для двигателей космических ракет„используемых при пилотируемых полетах,- от десятых долей секунды до нескольких секунд.

Такая разница во времени запуска связана как с применяемыми компонентами топлива (высоко- кипящие или криогенные), так и с ограничениями на величины допустимых перегрузок при пилотируемых полетах. Хотя режим запуска, переходы с режима на режим по тяге и останов относительно кратковременны, но, как показала практика, на этих неустановившихся (нестационарных) режимах чаше всего возникают аварийные ситуации 149]. Поэтому этим режимам уделяется самое пристальное внимание при отработке ЖРД [5 Ц.

1.3.1. Запуск ЖРД Запуск ЖРД явлжтся одним из наиболее ответственных и сложных режимов работы. Отказ двигателя в этот период работы может привести к разрушению не только ракеты-носителя, но и испытательного или стартового комплекса. Запуск характеризуется различными переходными процессами; изменения частоты вращения вала ТНА, давления в камере сгорания н газогенераторе, расходов компонентов топлива через насосы и регулирующие органы и т.

п. Для управления запуском и активного воздействия на него необходимо знать степень взаимосвязей процессов, которые происходят в отдельных агрегатах двигателя, их влияние на первоначальные процессы в газогенераторе и камере сгорания, а также на последующую динамику выхода двигателя на маршевый режим. Сложность математического моделирования запуска ЖРД связана с тем, что этому режиму свойственен ряд специфических процессов. К ним относятся: гидроудары в трубопроводах; кавитационные явления в насосах; процессы заполнения трубопроводов и смесительных головок ГГ и КС с одновременным истечением части компонента топлива из них; двухфазные течения; частичный унос опережающего компонента топлива из ГГ и, как следствие, увеличение влажности парогаза н снижение располагаемой мощности турбины; расслоение КПД - характеристик насосов по частоте вращения; кннетика воспламенения и выгорания компонентов топлива и ряд других.

Чтобы обеспечить надежный запуск, необходимо организовать плавное нарастание давления в ГГ и КС, то есть свести к минимуму заброс давлений в этих агрегатах на начальном участке запуска. Это особенно важно для ЖРД с бесстартерной 1без дополнительных источников мощности) схемой запуска, осуществляемого путем создания избыточной мощности на турбине за счет расходов компонентов топлива, реализующихся под действием перепада давления от баков до ГГ и КС. 1б При низких входных давлениях в момент воспламенения компонентов оплива в ГГ или КС может возникнуть отток компонентов топлива от смесительных головок и, как следствие, возможны колебания режима работы двигателя с появлением температурных всплесков в ГГ и КС, приводящих к повреждению материальной части.

Обеспечение плавного нарастания давления в ГГ и в КС достигается соответствующим выбором характеристик зажигания и дозирования компонентов топлива на пусковых режимах. При использовании не- самовоспламеняющихся компонентов топлива характеристики зажигания оптимизируются по развиваемой мощности поджигающего факела и по уменьшению разброса времени задержки воспламенения. Большое значение имеет строгая регламентация дозирования расходов компонентов топлива через форсунки на пусковых режимах.

Сложность дозирования Расходов компонентов топлива на пусковых режимах связана с процессами ~аполнения свободных объемов смесительных головок (СГ) ГГ и КС за пуско-отсечными клапанами, в которых протекают нестациоиарные гидродинамические процессы и нестационарные процессы теплообмена. Процессы заполнения свободных объемов СГ и процессы истечения из СГ определяют следующие характеристики запуска: - момент прихода первых порций компонентов топлива в ГГ и в КС; - время опережения поступления одного из компонентов топлива и величину его накопления в ГГ и КС к моменту воспламенения; коэффициент соотношения компонентов топлива на пусковом режиме и ряд других факторов. Эти характеристики определяют скорость развития рабочих процессдв в ГГ и КС иа начальном участке запуска н влияют на устойчивость процесса горения.

После заполнения свободных объемов смесительных головок компонентами топлива дозирование топлива, поступающего в ГГ и КС, обеспечивается с помощью различных регулирующих органов. С этого момента управление запуском осуществляется путем воздействия на расходный, температурный и перепадный каналы управления избыточной мощностью турбины ТНА (3). Избыточная мощность турбины ЫЧвзб определяется как разность между располагаемой мощностью турбины Х и мощностью, потребляемой насосами Х„. Располагаемая мощность турбины Х = ш.„ь.о з)т при выбранных ее геометрических характеристиках, зависит от величины расхода газа через турбину йз = (хР'А((г)с((Х1, ), от температуры газа на Реп ,/Кт1о входе 1ео (так как располагаемая адиабатная работа газа 17 г 1.о, — — — КТоо)ь~ зависит от температуры) н от перепада давления 1с+1 (степени понижения давления) на турбине пт = рсо/р2 (поскольку приведенная скорость газа (к-1)/к зависит от полного перепада давления на турбине).

Управление располагаемой (и избыточной) мощностью турбины прн запуске ЖРД осуществляется путем воздействия по всем трем взаимосвязанным каналам: - расходному (йз ); - температурному (хсо); -перепадному (и ). При этом в каждый момент времени запуска ЖРД доля вклада каналов управления в располагаемую мощность турбины разная. Это связано с тем, что к каждому каналу управления, и соответственно к параметрам, определяющим структуру канала, предъявляются различные требования н накладываются на них разного рода ограничения. Так, структуру расходного канала управления определяют давление роо и температура Тоо газов перед турбиной, а также приведенный расход ц(Х~ая), характеризующий режимы истечения газа из соллового аппарата турбины. Давление и температура газов на входе в турбину зависят от величины и соотношения расходов компонентов, поступающих в ГГ.