Жидкостные ракетные двигатели Волков Е.Б. Головков Л.Г. Сырицын Т.А. (1014157), страница 59
Текст из файла (страница 59)
Выше уже отмечалось, что существуют ТНА безредукторной и редукторной схем. В безредукторной схеме нал турбины непосредственно соединен с валами насосов и число оборотов ротора турбины равно числу оборотов насосных колес (рис. 7.7,а). Такая схема очень проста, однако она нс позволяет выбирать Рис. 7.7. Схемы ТНА числа оборотов оптимальными для каждого насоса и турбины. На рис. 7,7, б изображена схема ТНА с двумя рсдукторами, установленными между турбиной и насосами. При такой схеме число оборотов для каждого элемента ТНА может быть взято различным.
Мощность турбины должна быть равна суммарной мощности насосов Ат Ан,~ 1 Агн,г где Агь „— мощность насоса окислителя; Аг„,— мощность насоса горючего. Если в схеме ТНА установлены редукторы, то в балансе мощностей должны быть учтены потери мощности в редуктор ах.
Особенности течения газов в проточной части турбины Температура газов перед соплами турбины намного меньше температуры в камерах сгорания ЖРД и составляет примерно 1000' 1С Поэтому рабочее тело турбины независимо от того, каким методом оно получается, представляет сбой недиссоциировзпные газы. В связи с этим течение газов в соплах турбины рассматри~вается как неравновесное, т. е, и ь 313 лагают, что состав рабочего тела по проточной части остается постоянным, хотя сто параметры и изменяются. Это об. легчает расчеты, позволяя применять для определения параметров газа и размеров сопел обычные завггсиагости газовой ди~намики. В турбинах применяются сопла различных профялсп. В случае ког га тсплопсрепад, срабатьцшсчьгй иа соплах, а следовательно, и изменение давлонпя, осггцествлгггыгпс в соплах, достаточно велики, используются сопла, сосгоящпс цз сужающейся и расширяюптейся частей, т.
с, выполнснныг. по форме сопла Лапали. Прп ггтносительно неоольпгпх теплоперепадах на соплах они выполняются сугкаю~цимнся (рис. 7.8). Сужагощееся сопло, д которое окан швается прямым срезом (сечением, перпендикулярным к оси сопла),можетускол 'с рить поток лишь доскоростизвука. В сужающихся соплах с косым срезом (а именно ганне сопла применяются в турбцнах) эта скорость может быть превышена.
Рис т.в истечение газа на Минимальным сечением сопсооаа с косым срезом ла, изогбраисепггог'о на рпс. 7.8, яв- ляется сечение «Л вЂ” В». В этом сечении и достигается газом скорост~, равная скорости звука в данных условиях. Но газ продолжает перемещаться и за этим сечением, причем в процессе его движения наблюдается дальнейшее изменение параметров. Граница потока в свободном пространстве, т.
е, граница, берущая свое начало в точке А, йссколько отклонена от оси. Образуется как оы расширягогцая часть сопла, в которой поток продолжает ускоряться. На срезе сопла устанавливается давление Рь меньшее давления Р„, достигнутого в сечении «А — В». Изобары (показаны пунктиром), соответствующие промежуточным значениям давления, расходятся пз точки А. Расшг1рительная способность косого среза зависит от угла наклона осп сопла аы.
Можно показать, что згингыгальное давление рг „„„которое достигается на срезе сопла, связано с давлением в критическом сечении соотношением ' г. а', 1 Ргннн = Рнр (гпп о~с) где гс — показатель адиабаты расширения газов. Часто ам=15 —:20', а й=1,25. При этом Р„,„н = (О,2 — О,з) Р„м Если учесть также, что,тля этого зна пения йуз„р 0,557т!! то можно заключить, что в сужающихся соплах с косым срезо з давление на срезе может составлять 0,1 — 0,15 от давления тораюжения. Это соответствует достижению скорости, отвечающей гИР=-2,! —:1,9.
Расширение гази характеризуется еще и тем, что ось по- Тона ОТКЛОНЯсТСЯ ОТ ОСЯ СОПЛЯ В С! ОРОНУ УВСЛИЧЕНИЯ УЮ!а агс. Расширенно газа в выходной части сопла с косым срезом происхошы тзк Ркс, как при обтекании сверхзнуковым пото- агл ск! 1,0 О,а аз р+ Рза Рнс.
Т.В. йаансннасзь угла аткланенна патака а ! осок Р! срезе от угла наклона сопла, †, н кисла к Рс! ком тупого угла в точке Л. При этом поток поворачивается дополнительно на угол а, и ось потока оказывается наклоненной к плоскости ротора под углом и! и!с + ас Угол йс зависит главным образом от угла наклона сопла аР, и скорости истечения газа, которая в свою очередь определяется изменением давления —,. Без учета потерь в Р! РР! соплах угол а„может быть определен пз зависимости а' ! 2 ( —,') — - ~ — !) Графики, иллюстрирующие зависимость (7.11), приведены на ри' 7.9.
При †.' = Р,' ~ = , — ! , что соответствует М, = 1, Р! Р! ! 315 дополнительного отклонения в косом срезе сопла поток не Р1 испып1вает. С уменьшением —., т. е. с увеличением ско- Р', ' рости истечения газа из сопла, угол отклонения возрастает и может достигать !О' и более. Однако большие значения угла о, нежелательны, так как при заданном значении угла а~ входа потока нз лопагки с увеличением а, приходится умепьшз1ь угол наклона сопел агм что неудобно конструктивно и нечет и сии;кению КПД.
Поэтому при степенях рзсР1 шнр, нпя, гшмш гсзвуюп1их —.- ( 03, применяют сопла ли Лаваля. В соплах с расширяющейся частью отклонение потока на выходе невелико или отсутствует совершенно. Крайне сложным является и взапмодгнствис потока газов, истскзю~цих пз сопел, с рабочимп лона~замп. Пссмотря па тщ;ысльность профилирования лопаток, нс всегда удает. я (особенно при изменениях режима работы турбины) обеспечить безударный вход газа в межлопаточный канал.
Течение газа внутри канала (как и по соплу) усложняется трением его о стенки, возможными отрывами потока от стенок и вихреобразованнем. Па выходе из межлопаточного канала картина течения сходна с той, которая была рассмотрена выше для сопла с косым срезом, и вследствие этого в определенных условиях может иметь место отклонение потока от оси межлопаточпого канала. й тзь ПОТЕРИ В ОДНОСТУПЕНЧАТОИ АКТИВНОИ ТУРБИНЕ. КПД ТУРБИНЫ Потери в турбине Г ккал Н Теплоперепад /г, ~ .' ), срабатываемый в турбине, или кГ «т и (~то то жс самое) адпабатпческаи работа У.„( ' д ~, нс мо. кр лхст быль полностью преобразован и энергию, передаваемую насосам, Это объясняется тем, что процессы в турбпнах протекают с потерями, которые в большинстве случаев определяются либо как потеря теплоперепада и обозначаются при ккал э Г кl.н этом как й,.
) . (, либо как потери работы т'., Для любых потерь Е =— л, А В одноступенчатой активной турбине различают следую. щие кагегорни ги>тергп --- потери в соплах й... Ь,; 31б — потери на лопатках Ьи, 7 — потери на трение и вентиляцию Йтв, Ет~: — потери на утечку йт„ Ет,; — потери с выходнои скоростью Ь„ Е,; — механические потери. Эти потери приводят к тому, что в полезную работу на валу насосов превращается примерно половина адиабатической работы.
Рассмотрим потери по составляющим. Потери в соплах Потери в соплах вызываются тем, что течение газа по соплу сопровождается трением его о стенки,-а иногда и вихреобразованием. В результате этого действительная скорость истечения рабочего тела из сопел с~ будет меньше теоретической сы, что учитывается введением коэффициента скорости у с,=ус„, где р<1.
1(инстическая энергия газа на выходе из сопла в действительном процессе меньше, чем в идеальном. Это уменьшение кинетической энергии соответствует повышению тепловой энергии в выходном сечении по сравнению со случаем адиабатического расширения газа на величину потерь в соплах: й, = — в (с-,', — с-',) = —,' (1 — чт) зд или с учетом того, что с~ = л Ьм йс йО(1 т ). Потери, выраженные в механических единицах: (7.12) 1, с1'У Ес (С 61) 2 (1 1 )Р (7.13) Так как Е, †', то Л Е, = Е,(1 — 'га) (7.14) Величина коэффициента ч находится экспериментально.
Установлено, что в основном этот коэффициент определяется скоростью газа на выходе яз сопла: чем больше эта скорость, тем больше потеря, т. е, тем меньше коэффициент ч. На 317 рис. 7.10 приведен график зависимости коэффициента гр от ° Ог безразмерной скорости иа выходе из сопсга»~,= — —, где гкр с„= 1гйдйТ„р =- р 2д — — '- Й7"а. 1,0 0,99 0,90 0,94 0,92 б,б 1,б 1,70 г,б Хгт Рис. 7.10. Зависимость козффиииеита потерь в сопле от скорости истезсиии и размеров сопла Ббльшие значения гр при данном»ы соответствуют соплат1 с большими поперечнымп сечениями.
1хак следует нз рис. 7.10, в сверхзвуковых соплах Ра =0,92 —:0,98, что существенно меньше козффнциепта потерь в 1р 4 7а соплах ЖРД. Это объясняется тем, что сопла турбин имеют относительно малые размеры. р, 1.1а рис. 7.!1 показано, как Вг 7 изображается процесс в соп- лах на г — з диаграмме при учете потерь. Если линия ЛВ гг 9 отвечает адиабатичсскому 1идезльновгу) расширепиго газа от состояния с параметрами Рис. 7.!1. Изобра ксиве реально.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
