Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели, 2005 г. (1240835), страница 63
Текст из файла (страница 63)
Характеристики ТНА при запуске пусковым устрой- ством 7.4. Совместная работа турбины и насосов 377 Рис. 7.38. Пусковой ПАД двигателя Н-1 ракеты-носителя «Сатурн-1В»: 1 — корпус; 2 — воспламенителгч 3 — запальник; 4 — датчик давления; 5 — разрывные мембраны; б — пороховые шашки целесообразно устанавливать пусковую турбину или оптимизировать свойства используемого в ПАД твердого топлива. Компоновка ТНА Конструкцию и характеристики работы ТНА в значительной мере определяет принятая схема его компоновки, а также тип основных агрегатов, т.
е. насосов и турбин, По компоновочной схеме различают одновольные (безредукторные), редукторные и раздельные ТНА. Наиболее распространены одновальные ТНА (рис. 7.39, А). Они проще по конструкции и надежнее в работе. Однако недостаток их в трудности (а иногда и невозможности) обеспечения работы насосов и турбины при параметрах (КПД, числе оборотов), близких к оптимальным. Дело в том, что при одновальной компоновке угловые скорости вращения турбины и всех насосов одинаковы. При этом максимально возможная скорость вращения вала лимитируется наименьшим из максимально допустимых значений го,„ насосов, размещенных на валу.
В свою очередь, согласно равенству (7.32) имеем 3 Глава 1 Турбонасосные агрегаты 378 г д 3 Рис. 7.39. Схемы компоновки ТНА: А — одновальные ТНА; Б — редукторные ТНА;  — раздельная компоновка; 1 — радиальная турбина; 2 — камера сгорания; 3 — рабочее тело Ро1~ гоник о 1 Рг (7.86) Расчетные данные, найденные по формуле (7.86), для некоторых топлив представлены в табл. 7.1, из которой видно, что ш,„насосов горючего и окислителя отличаются в несколько раз. Наибольшее различие оу насосов горючего и окислителя имеют водородные двигатели. Таким образом, определяя скорость вращения одновапьного ТНА по оу,„насоса окислителя, допускающего меньшее значение от, мы занижаем угловую скорость вращения ротора турбины, создавая условия работы, значительно хуже оптимальных. Однако, применяя специальные меры, предохраняющие от кавитации (наддув баков, установку преднасосов и т, д.), удается несколько повысить значения от,„, но не настолько, чтобы турбина одновального ТНА работала в наивыгоднейших условиях.
При этом в более трудных условиях работают турбины одновальных ТНА двигательных установок без дожигания генераторного газа. Если для качественной оценки принять приближенно значения р,„— р, и с, насосов горючего и окислителя равными, то отношение максимально допус- тимых угловых скоростей вращения валов насосов горючего и окислителя будет иметь вид 379 7.4. Совместная работа турбины и насосов Таблица 7.1 Особенности работы насосов горючего и окислителя Вследствие указанных причин при некоторых условиях может оказаться более выгодной компоновка ТНА с редуктором или раздельная компоновка.
Редукторные ТНА (рис. 7.39, Б) имеют передачу, снижающую число оборотов насоса (одного или нескольких) по сравнению с числом оборотов турбины. При этом каждый агрегат (турбина и насосы) работает при оптимальном значении в, что дает определенный выигрыш в их КПД. Однако такие ТНА значительно сложнее и тяжелее. Часто они требуют специального обеспечения смазки и охлаждения редуктора.
Редукторная схема используется в ТНА двигателей Ю 10А. Схемы раздельной компоновки ТНА представлены на рис. 7.39, В. Здесь каждый насос приводится в действие своей турбиной, что позволяет обеспечить работу турбины при более благоприятных условиях и может быть целесообразным в водородных двигателях, когда разница в оэ,„ насосов окислителя и горючего особенно велика.
Кроме того„ при такой компоновке легче решаются вопросы подвода топлива в ТНА и регулирования подачи компонентов. Недостаток раздельной компоновки состоит в том, что при ней устанавливаются две турбины. Раздельная компоновка ТНА реализована в двигательной установке с предельной замкнутой схемой «газ + газ» (РД-270 конструкции НПО «Энергомаш» им. академика В.П. Глушко; см. 9 8.3). Примером ЖРД с раздельной компоновкой ТНА может служить схема двигательной установки, представленной далее на рис. 8.10.
В одновальном ТНА турбина может быть расположена между насосами (см. рис. 7.39, а, б, в) и консольно (см. рис. 7.39, г, д, 7.42 и 7.43). Консольное расположение турбины целесообразно в двигательных установках с дожиганием, так как облегчает подачу продуктов сгорания от турбины в камеру двигателя. В установках без дожигания место расположения турбины часто определяется удобспюм размещения агрегатов установки (ЖГГ, испари- 380 Глава 7.
Турбонаеоеные агрегаты теля, магистрали компонентов и т. д.). При одновальном ТНА консольное расположение турбины обусловливает повышенные требования к уплотнениям близко расположенных насосов горючего и окислителя (особенно при использовании самовоспламеняющихся компонентов или кислорода). Турбонасосные агрегаты могут иметь два, три и более насоса.
При этом дополнительные насосы служат для подачи топлива в ПГГ (см. рис. 6.4, б), а также для подачи топлива в ЖГГ двигательных установок с дожиганием. Иногда ТНА используют для привода вспомогательных агрегатов (электрических генераторов, регуляторов и т. д.). Размещение ТНА в двигательной установке На рис. 7.40 показаны возможные схемы совместной компоновки ТНА и камеры двигателя.
При размещении ТНА, помимо компактности с целью уменьшения габаритов и массы всей установки, необходимо по возможности обеспечить наиболее прямой путь топлива от баков к насосам (для уменьшения потерь давления), удобный подвод рабочего тела к турбине и отвод газов из нее. В двигателях с дожиганием желательно, чтобы газовод для подачи газов высокой температуры из турбины в головку камеры был возможно короче, а скорость газов в нем не превышала 150...200 мlс. Кроме того, следует учитывать возникновение при работе ТНА крутящего момента, сообщаемого ракете, что может потребовать дополнительной компенсации.
При поворотной камере двигателя желательно крепить ТНА к камере; в этом случае гибкие шланги подвода топлива не находятся под давлением, что увеличивает надежность гибкого шланга и уменьшает усилие, необходимое для поворота камеры. Основные параметры и примеры выполненных ТНА В табл. 7.2 приведены данные выполненных ТНА. Эти данные позволяют судить о величинах КЛД насосов и турбин, угловых скоростей враще- а б в г е ж Рнс. 7.40. Схемы размещения ТНА относительно камеры двигателя 381 7.5. Газогенераторы ния роторов насосов и турбин ЖРД. Из таблицы очевидна тенденция к увеличению КПД насосов и, особенно, КПД турбин.
На рис. 7.41 показан ТНА самолетного ЖРД ХК1 99 (см. схему на рис. 6.35), ТНА подает компоненты топлива, состоящего из смеси кислорода и аммиака. Основные данные ТНА приведены в табл. 7.2. Привод ТНА— независимый от ПГГ, работающего на 90-процентной перекиси водорода. Турбина 5, активная, с двумя ступенями скорости, расположена консольно. Насос окислителя 13 имеет преднасос 15; вход в насос осевой. Насос горючего 9 выполнен с двусторонним входом.
Система регулирования ЖРД позволяет уменьшить тягу до 30',4 от номинального значения за счет изменения скорости вращения ТНА. В свою очередь, последняя регулируется изменением расхода перекиси водорода из ПГГ на турбину. На рис. 7.42 показан турбонасосный агрегат двигателя РД-107; ТНА подает топливо в четыре камеры, а также перекись водорода для газогенератора и жидкий азот для наддува баков. На рис. 7.43 изображен общий вид турбонасосного агрегата ЖРД РД- 170, представляющий техническое воплощение оригинальных конструкторских идей, научных разработок и высоких технологий; ТНА предназначен для подачи компонентов топлива в два газогенератора и четыре камеры данной двигательной установки 1361. Он состоит из насоса окислителя, двухступенчатого насоса горючего и осевой одноступенчатой турбины реактивного типа.
Основные технические данные ТНА представлены в табл. 7.2. 7.5. Газогенераторы Классификация и основные параметры Основные назначения газогенераторов — получение рабочего тела заданной температуры и в заданном количестве для привода ТНА. Кроме того, газогенераторы могут использоваться как аккумуляторы давления при вытеснительной подаче топлива (ПАД или ЖАД), для наддува баков и привода вспомогательных систем. Газогенераторы могут работать на жидком и твердом топливе.
Газогенераторы на твердом топливе (ПАД) применяют обычно для запуска ТНА или как аккумуляторы давления при вытеснительной подаче (см. далее 8 9.6). Для привода ТНА применяют главным образом газогенераторы на жидком топливе. По числу компонентов, используемых для получения рабочего тела, различают одно-, двух- и трехкомпонентные газогенераторы. В однокомпонентных газогенераторах рабочее тело образуется в результате разложения топлива. Обычно их называют парогазогенераторами (ПГГ).
Глава 7. Турбонасосные агрегаты 382 Параметры Компоненты ~н х МВт Рвах МПа Рвх 1/с МПа Кислород Этиловый спирт 75 % 68,2 55,4 0,275 О,! 28 1,78 2,15 0,64 0,65 0,142 0,200 А-4 397,9 Кислород Аммиак ХК1 99 (самолетный) 52,9 42,3 6,80 7,96 0,75 1360'3 0 68 0,327 0,558 1,49 1,87 0,715 1441,9 0,749 0,415 58,8 1ст. — 49,1 2ст. — 78,5 122,2 1ст. — 55,9 2ст. — 2,69 2,5 1,0 Кислород Керосин 1730 660 РД-170 42 1ст. — 32,5 2ст.
— 54 Кислород Водород 377 63 4,5 2,3 РД-0120 3359,3 283 0,673 3557 7 0,825 0,773 16,1 0,98 43,4 41,5 1ст. — 28,4 2ст. — 47,9 Кислород Водород 397,2 66,3 2,58 1,72 В двухкомпонентных газогенераторах рабочее тело получается вследствие сгорания горючего и окислителя. В трехкомпонентных газогенераторах для снижения температуры или для улучшения значений ЯТ рабочего тела подается третий компонент. Двух- и трехкомпонентные газогенераторы принято называть жидкостными газогенераторами (ЖГГ) (см. рис. 7.44 и вклейку, рис.
6). Условия применения ПГГ или ЖГГ были рассмотрены в 8 6.2. Основными параметрами работы газогенератора являются температура рабочего тела, величина ЯТ и расход рабочего тела тгг. Температура рабочего тела, которую должен обеспечить газогенератор, определяется максимально допустимой температурой лопаток и находится в 7.5. Газогенераторы 383 Таблица 7.2 выполненных ТНА Турбины Тип Двигатель газогенера- тора КПД 7 вх Примеча- ние кг т,— е 1!с МПа К МВт МПа Турбина двухступенчатая парциальная, а=0,4 ПГГ на НзОз 80% 0,342 2,13 2,58 0,17 660 23876 0,32 А-4 Турбина двухступен- чатая пар- циальная, а=0,4; расположе- на консоль- но ПГГ на НзОз 90% ный) 3,58 0,27 900 81619 2,75 0,5 0,066 Турбина 180,8 пенчатая ная Окнслн- тельный Ж1Т РД-170 1860 51 27,5 760 86520 0,791 ВосстаноРД-0120 вительный ЖГГ Турбина 60,3 д у у- пенчатая 38 798 3359,3 Турбины 17,1 двухсту- 43,4 пенчатые ные Восстанов- ительныйй ЖГГ 27,5 66,1 33,9 34 22,7 993 23,3 1020 0,781 0,796 2839 3567 пределах 750...
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
