книги из ГПНТБ / Казанджан П.К. Турбины систем питания ЖРД

П. к. КАЗАНДЖАН, Ю. П. ТИХОМИРОВ

Т У Р Б И Н Ы

СИСТЕМ ПИТАНИЯ ЖРД

19 Pi

ВВЕДЕНИЕ

Основными двигателями современных космических лета­ тельных аппаратов и баллистических ракет являются жидкост­ ные реактивные двигатели, тяги которых исчисляются от не­ скольких десятков до нескольких сотен тонн. Надежная и бес­ перебойная работа Ж РД в значительной степени зависит от нормальной работы системы его питания горючим и окислите­ лем, суммарный расход которых для мощных двигателей дохо­ дит до нескольких тысяч килограммов в сек.

В жидкостно-реактивных двигателях в силу ряда неоспори­ мых преимуществ в основном получила распространение турбонасосная система подачи компонентов в камеру. В таких си­ стемах насосы горючего и окислителя приводятся во вращение с помощью турбин. Величины их мощности в зависимости от тяги Ж РД могут составить от нескольких сотен до нескольких десятков тысяч лошадиных сил.

Рабочие тела для привода турбин получают различными способами. Одним из распространенных способов (фиг. 1)

Фиг. 1. Открытая схема системы питания ЖРД

сгазогенератором, работающим на унитарном

топливе

является способ получения рабочего тела путем разложения концентрированной перекиси водорода или другого унитарного топлива в парогазогенераторе (ПГГ). Эта система является автономнЪй и обеспечивает достаточно устойчивое и надежное питание турбины. Температура парогаза при разложении пере­ киси водорода обычно лежит в пределах 400—700°С.

3

После расширения в турбине газы отводятся в окружакн щую среду с помощью специальных сопел. Если сопла распо­ ложены против движения летательного аппарата, то возможно получение некоторой дополнительной тяги, что и используется в ряде конструкций. Постановка расширяющихся сопел за тур­ биной используется не только для получения дополнительной тяги, но и для регулирования турбины. В частности, с их по­ мощью можно сохранить постоянными степень расширения газа и мощность турбины независимо от скорости и высоты полета летательного аппарата.

Упомянутая система питания отличается той особенностью, что, помимо основных компонентов топлива, необходимых для работы ЖРД, нужно иметь еще специальное топливо для рабо­

в газогенератор турбины подают определенное количество го­ рючего и окислителя. Если пропорцию компонентов в газогене­ раторе сохранить такую же, как и в основной камере, то темпе­ ратура газа перед турбиной достигнет величины 3000—3500°С, что недопустимо для ее надежной работы.

ЖРД с газогенератором, работающим на ос­ новном топливе

В целях снижения температуры газа до приемлемых зна­ чений (800—900°С) соотношение компонентов топлива, посту­ пающего в газогенератор, делают существенно отличным от со­ отношения компонентов топлива основных камер Ж РД за счет создания больших избытков горючего или окислителя. Отвод газов после турбины можно осуществить так же, как и в пер­ вой схеме.

Описанные схемы питания получили название «открытых» схем.

В настоящее время на практике применяют и так называе­ мые «закрытые» схемы с дожиганием (фиг. 3). В закрытых схе­ мах один из компонентов топлива перед подачей в основную камеру двигателя полностью или почти полностью направляют

4

в газогенератор. Туда же направляют и часть второго компо­ нента в соотношении, определяемом температурой турбины, так что в газогенераторе турбины происходит только частичное сгорание. После расширения в турбине газы поступают в ос­ новную камеру двигателя, куда поступает также остаток вто­ рого компонента топлива, и осуществляется дожигание.

с дожиганием

Применение закрытой схемы позволяет осуществить в не­ которых случаях весьма компактные конструкции. На фиг. 4 показана одна из таких схем, где турбонасосный агрегат удоб­ но размещен в центральном теле сопла двигателя. Кроме того, в этой схеме турбина и насосы расположены на одном диске, а двигатель имеет сопло с профилированной иглой, располо­ женной по оси.

Фиг. 4. Закрытая схема системы питания ЖРД с дожиганием (сопло с центральным телом):

Рассмотрение приведенных схем позволяет заключить, что для первых двух систем питания из соображения уменьшения веса рабочего тела турбины и, следовательно, веса летательно­ го аппарата в целом необходимо по возможности увеличивать

5

Г л а в а I

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ И ОСОБЕННОСТИ ТУРБИН ТНА

1. ЭФФЕКТИВНОСТЬ ТУРБОНАСОСНЫХ СИСТЕМ ПЙТАНИЯ

Стремление к увеличению удельной тяги Ж РД особенно в мощных двигателях и двигателях с продолжительным време­ нем работы приводит к необходимости изыскивать новые виды высокоэффективных топлив, а также совершенствовать процес­ сы в элементах двигателя.

В настоящее время в развитии Ж РД проявляется, тенден­ ция к осуществлению процессов в основных камерах при высо­

мощности на привод элементов системы питания. Действительно, рассмотрим уравнение баланса мощностей

элементов системы питания ЖРД с двумя насосами подачи компонентов топлива

7

правило, имеют более высокие значения, то уравнение баланса мощностей элементов ТНА упрощается и принимает вид:

Тг Ток

х — действительное соотношение компонентов. Используя формулу (1), можно определить мощность тур-

йдаш, потребную на вращение ТНА. На единицу тяги ЖРД имеем

насосов ТНА, с ростом давления в камере непрерывно увеличи­

ная мощность турбины ТНА на одну тонну тяги приближенно равна 70 л. с., и для двигателя с тягой 600 т суммарная потреб­ ная мощность турбины ТНА приближенно равна 42000 л. с.

В случае использования схемы питания с дожиганием пере­ пад давлений на насосах возрастает и, как следствие, увеличи­

* В расчетах потери давления в элементах системы питания (магистра­ ли, рубашка охлаждения и т. д.) оценивались для открытых схем примерно

30% от Дк* или Др=1,3-дк*.

8

С возрастанием давления в камере двигателя увеличивает­ ся и доля топлива, идущего на привод турбины ТНА.

О -----------1---------- L---------1----------— ■-------

Ц ■— работа одного килограмма газа в турбине.

На фиг. 6 показано изменение Gtha/Ge в зависимости от/»к*. Возрастание доли топлива, идущего на привод ТНА, с уве­ личением давления в камере приводит к снижению эффектив­ ной удельной тяги двигателя. Процент снижения удельной тяги

9