Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели, 2005 г. (1240835), страница 47
Текст из файла (страница 47)
Устройство системы запуска и останова определяется принятым способом раскрутки ТНА при запуске. В различных установках используются следующие основные способы раскрутки ТНА. 1. Раскрутка ТНА с помощью пускового порохового аккумулятора давления (порохового стартера). При этом для запуска ТНА электрической искрой поджигают пиропатроны, воспламеняющие порох в пусковом ПАД 21 (см. рис. 6.3).
Продукты сгорания пороха из ПАД поступают на лопатки турбины 7, благодаря чему и происходит раскрутка ТНА. Преимушество способа состоит в сравнительной простоте пускового устройства и в его надежности. Способ удобен при одноразовом запуске; при необходимости многократного включения использовать пусковой ПАД сложно, хотя известны системы, в которых пусковой ПАД обеспечивает двухкратный запуск. 2.
Раскрутка ТНА от наземной стартовой системы. При этом от наземной системы 24 (рис. 6.4, б) подается сжатый газ или продукты сгорания газогенератора, которыми и производится раскрутка ТНА. Преимущество способа состоит в том, что при нем пусковая система не является бортовой системой ракеты, т. е. не увеличивает массы установки, а недостаток — в том, что он пригоден только при однократном запуске. Кроме того, при этом способе должен быть обеспечен автоматический разъем пневматической системы подачи рабочего тела от наземной установки на турбину.
3. Для раскрутки ТНА в некоторых случаях используют также специальные пусковые газогенераторы (ЖГГ или ПГГ), имеющие свою вытеснительную систему подачи компонентов. Применение пусковых газогенераторов удобно при необходимости многократного запуска двигательной установки. 4. Для обеспечения многократного запуска применяются также системы со специальными пусковыми бачками. При этом в качестве пускового может служить основной газогенератор. Пример такой системы многократного запуска приведен на схеме, показанной на рис. 6.5.
0.2. Двигательные установки с турбанасосной системой подачи 287 Основное топливо 13 !2 8 9 11 12 13 Рис. 65. Схема установки, обеспечивающей многократный запуск: 1 — насос окислителя; 2 — насос горючего; 3 — турбина; 4 — выхлопной патрубок; 5 — жГГ; 6 — камера двигателя; 7 — обратные клапаны; 8 — пусковой бачок окислителя; 9 — дроссельные шайбы; !Π— пуско-отсечные клапаны; 1! — пусковой бачок горючего; 12 — поршень; 13 — баллон со сжатым азотом По команде «Запуск» в пусковые бачки 8 и 11 из баллонов 13 подается сжатый азот, который давит на поршни 12, снабженные пружинами. Поршни, в свою очередь, давят на гибкие диафрагмы внутри пусковых бачков, вытесняя компоненты топлива. Клапаны 10 открываются, компоненты поступают в ЖГГ 5, и оттуда продукты сгорания поступают на турбину 3 турбонасосного агрегата.
Турбина вращает насосы ТНА 1 и 2, которые подают основные компоненты в двигатель б и в ЖГГ. При этом часть компонентов направляется в пусковые бачки !1 и нагнетается в них, пока гибкие диафрагмы и поршни не займут первоначальное положение. После этого пусковые бачки готовы к очередному запуску двигателя. Все перечисленные операции после подачи команды на запуск совершаются автоматически. Останов двигателя производится закрытием клапанов 10. Если на борту ракеты имеется сжатый газ, то возможна раскрутка ТНА сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий) подается из аккумулятора давления на лопатки турбины. В двигательных установках баллистических ракет раскрутка ТНА может также производиться за счет гидравлического напора лсидкости в баках и входном трубопроводе.
Глава 6. Двигательные установки 288 Система принудительного останова двигателя должна обеспечивать целесообразный для данных компонентов порядок закрытия клапанов, а также меры, снижающие импульс последействия (см. 8 5.5). В некоторых двигательных установках (например, ЖРД для ЗУР или некоторых метеорологических ракет) специальная система останова может не предусматриваться, так что двигатель работает до полной выработки компонентов из баков. Системы наддува баков Рь+ь Рвх Р Р Рвх = Рб+ Рех оРхх, Для неподвижной ракеты р = руйо, где Ьо — начальная высота столба жидкости (м), я — ускорение свободного падения. Для двигателей ракет характерно такое взаимное расположение баков и насосов (рис. 6.6), когда баки компонентов топлива расположены выше двигателя.
Для самолетных ЖРД баки могут быть расположены и ниже насоса. В этом случае величина р„будет отрицательной. Для различных компонентов величины р получаются различными. При полете ракеты с действующим двигателем давление столба жидкости будет переменным. С одной стороны, за счет выработки компонентов из баков уменьшается высота столба л; с другой стороны, ракета при работающем двигателе всегда движется с осевым ускорением а„.
При этом ось ракеты может быть наклонена к горизонту под углом ~р (рис. 6.6, а). Тогда общая сила, действующая на основание столба жидкости высотой Ь, определяется по формуле р = рф~ — '+ руйз1п~р, Наддув баков применяется для обеспечения бескавитационной работы насосов, а также для получения необходимой устойчивости оболочки баков. Величина давления наддува бака определяется из условия бескавитационной работы насоса, т.е.
получения необходимого давления на входе в насос Рахмееб. Давление жидкости на входе в насос р.х (или напор на входе Н,„= р,„ I р) складывается из давления столба жидкости р„и абсолютного давления в баке над свободной поверхностью жидкости рб. Учитывая потери давления Лр,„в трубопроводах и арматуре, расположенной на пути от бака до насоса, получим б.2. Двигательные установки с турбонасосной системой подачи 289 вх! Рис. 6.6.
К определению давления столба жидкости ва входе в ТНА и необходимого наддува бака; а — схема ракеты; б — напорные характеристики системы подачи или, после преобразований, по формуле р„= рдй — +з1пср = руй(/с+япср), ~Я (6.2) где величина 1 = а,/д называется осевой перегрузкой ракеты. Во время полета ракеты величины и и й изменяются примерно так, как показано на рис. 6.6, б.
На закон изменения р будет влиять также изменение по времени угла наклона оси ракеты <р. Давление столба жидкости будет минимальным после запуска двигателя; оно оказывается меньше, чем давление в момент старта ракеты. Для определения р щ необходимо иметь данные о законе движения ракеты по траектории.
Если при расчете насоса по кавитации определена величина р „„б, то потребное давление в баке рб должно быть таким, чтобы при минимальном давлении столба жидкости было обеспечено необходимое давление р,х „„б, т. е. (6.3) Рб Рвх.ввсб Рсхввв + схРвх. Повышая давление наддува бака, можно увеличить допустимое число оборотов насоса. Однако при этом возрастают массы баков и всей системы наддува и масса затрачиваемого для этой цели газа. Поэтому увеличение числа оборотов насоса за счет давления в баках возможно лишь в известных пределах. 290 Глава б. Двигательные установки Потери давления в магистрали от бака до насоса Лр,„определяют по обычным формулам гидравлического сопротивления.
Обычно величина давления наддува баков находится в диапазоне 0,2... 0,6 МПа. Применяются следующие способы наддува баков. Наддув газом из аккумулятора давления (см. рис. 6.4, а, б). Обычно для этой цели используют гелий, азот или воздух. Для уменьшения необходимого запаса газа иногда его подогревают перед подачей в бак. Наддув парами компонентов (см. рис.
6.3). Такой способ рационален при работе двигателя на низкокипящих компонентах (одном или двух). При этом компонент поступает в испаритель 15 и из него — в бак. В ряде случаев рационален наддув с помощью жидкостного газогенератора (агрегат 10 на рис. 6.3). При этом для предотвращения догорания вытесняющего газа ЖГГ работает с избытком компонента, находящегося в наддуваемом баке.
Баки ЖРД ракет, активный полет которых проходит в атмосфере (например, ЗУР), могут наддуваться за счет скоростного напора воздуха. При низкокипящих компонентах наддув баков может производиться также парами самого компонента, находящегося в баке. Такие системы называют самогенерирующими. Системы обеспечения заданного режима работы двигателя Необходимый режим работы двигателя обеспечивается различного рода регуляторами. К основным из них принадлежат регулятор тяги (или давления в камере сгорания) по заданному режиму полета ракеты и регулятор (стабилизатор) соотношения расходов компонентов, подаваемых в камеру и в ЖГГ.
Стабилизатор соотношения расходов компонентов служит для поддержания заданного режима работы камеры сгорания, а также заданных пределов температуры продуктов сгорания, образующихся в газогенераторе. Иногда для поддержания постоянной тяги устанавливается регулятор постоянства давления в камере сгорания. Для обеспечения заданного гидравлического сопротивления различных магистралей системы подачи, а следовательно, и заданного (при данном напоре) расхода компонентов при проливке системы подбираются дроссельные шайбы (жиклеры) (см., например, дроссели 9, 13, 24, 25 на рис.
6.3). 6.3. Тяга и удельный импульс двигательной установки При работе по открытой схеме тяга двигателя Р„складывается из двух составляющих: тяги Р, создаваемой камерами двигателя, и дополнительной тяги дьРтвА, возникающей вследствие истечения из патрубков ТНА рабочего тела привода ТНА, т. е. 6.3. Тяга и удельный импульс двигательной установки 291 (6.4) Рьь Р + сь~ тнА. Величина дополнительной тяги, создаваемой патрубками, очень невелика и обычно составляет 0,5... 1,5;4 от тяги двигателей. Удельный импульс двигателя 1, определяется как отношение тяги установки к полному расходу компонентов, являющемуся суммой расхода компонентов т, поступающих в камеру сгорания, и расхода компонентов ттнА, затраченных на привод ТНА, т. е.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
