Двухвальная турбина

характерно применение парциальных активных турбин. Дело в том, что при открытой схеме для уменьшения потерь компонентов на привод ТНА стремятся уменьшить расход рабочего тела на турбину (это достигается увеличением перепада давления на турбине = Рвх / Рвых = 15 - 60, за счет снижения давления за турбиной; однако, Рвых,min > 1,4 Рн). Вследствие малых расходов турбину целесообразно выполнять парциальной. Наличие же парциальности обусловливает применение активных турбин, так как в реактивных турбинах вследствие перепада давлений на лопатках колеса возникли бы большие потери из-за перетекания газа в области перед рабочими лопатками, где отсутствуют окна для подачи рабочего тела.

В ТНА двигателей открытых схем используют как одно-, так и двухступенчатые турбины, чаще со ступенями скорости.

В ТНА жидкостных ракетных двигателей с замкнутой схемой (с подводом генераторного газа в головку камеры ЖРД) в основном используются осевые одноступенчатые, низконапорные (п_т = 1,15-1,8) турбины с большим расходом рабочего тела. Применение нескольких ступеней при этом нецелесообразно из-за малого срабатываемого теплоперепада. При замкнутой схеме наряду с активными турбинами могут использоваться и турбины с небольшой реактивностью. Из удобства компоновки при замкнутой схеме возможно применение радиальных турбин.

Турбины для первоначальной раскрутки ТНА, работающие от пироcтартера, обычно выполняют осевыми, одноступенчатыми, парциальными.

Билет №15

1. Основные направления совершенствование ЖРД (9.7).

2. Система запуска ЖРД (9.1).

Основные направления совершенствования ЖРД

1. Применение перспективных жидких ракетных топлив.

а) повышение плотности компонентов (жидкий кислород и водород в «шугообразном» состоянии; кислород и водород в состоянии, соответствующем их тройной точке; углеводородные горючие из отходов и побочных продуктов нефтехимического производства);

б) повышение энергетических характеристик топлив (использование топлив на основе фтора, металлосодержащих горючих, трехкомпонентных топлив).

2.Разработка новых схем ЖРД и ДУ.

а) ЖРД с кольцевой камерой и соплом с центральным телом.

б) двухтопливные ЖРД (один окислитель и два горючих, последовательно подаваемые в камеру ЖРД, например, « (О2)ж + керосин » и « (О₂)ж +(Н₂)ж>>);

в) ЖРД линейной конструкции, в которых камера и сопло имеют прямоугольное сечение.

3. Уменьшение габаритных размеров.

а) переход на повышенные значения давления в камере;

б) использование рациональных компоновок двигателя;

в) усовершенствование конструкции агрегатов (использование камер с центральным телом и т.д.).

4.Снижение массы ДУ.

а) использование конструкционных и композиционных материалов повышенной прочности;

б) использование передовых технологий производства;

в) интенсификация методов охлаждения камеры сгорания.

5. Обеспечение простоты и удобства эксплуатации, снижение времени подготовительных работ при запуске.

6. Повышение уровня надежности, ресурса и безопасности работы ДУ.

а) обеспечение эксплуатационной технологичности конструкции:

б) резервирование работы наиболее ответственных агрегатов;

в) испытание материалов, систем и агрегатов с имитацией эксплуатационных условий;

г) использование перспективных стратегий технического обслуживания и ремонта.

7. Снижение стоимости и времени конструкторско-технологической стадии создания ДУ

а) унификация основных узлов и агрегатов;

б) разработка систем, обеспечивающих спуск нижних ступеней ракетоносителей.

Система запуска ЖРД

Запуск двигательной установки является наиболее ответственным динамическим режимом её работы, во время которого параметры рабочего процесca изменяются в широких пределах от нуля до номинальных значений; ем это изменение происходит очень быстро, вследствие чего трудно, а иногда невозможно воздействовать на процесс запуска. Во время запуска на конструкцию двигательной установки и ракеты воздействуют различные динамические нагрузки, к которым относятся тепловой удар, давление и ускорение. Этим можно объяснить тот факт, что наибольшее количество отказов и аварий двигательной установки появляется во время запуска.

Весь процесс запуска условно можно разделить на два периода:

- воспламенение топлива, поданного в камеру сгорания и газогенератор;

- выход двигательной установки на режим номинальных параметров.

Для безаварийного запуска необходимо обеспечить надежное воспламенение топлива, а также такое изменение параметров (в основном - давления в камере сгорания и газогенераторе) во времени, которое не приводило бы к большим перегрузкам, действующим на конструкцию, и взрывам. Процесс запуска начинается с открытия топливных клапанов. Компоненты топлива под действием сил давления насосов или гидростатических сил подаются в камеру двигателя с большими скоростями и в значительных количествах. Если не отработано воспламенение, то может произойти выброс компонентов топлива из камеры без воспламенения или, наоборот, воспламенение со взрывом. По этому в камере двигателя должен создаваться мощный источник тепла, способный зажечь движущееся топливо.

Температура воспламенения паров топлива, применяемого в ЖРД обычно не менее 300 °С. Такая температура может достигаться различными методами. В том случае, когда применяются самовоспламеняющиеся компоненты топлива, не требуется дополнительных источников тепла.

Самовоспламеняющиеся компоненты топлива при обычных температурах реагируют при контакте в жидкой фазе с выделением тепла, в результате чего обеспечивается разогрев и воспламенение. Такой вид воспламенения называется химическим.

Несамовоспламеняющиеся компоненты топлива требуют для испарения и воспламенения подвода тепла от внешнего источника. Воспламенение топлива с внешним подводом тепла называется термическим.

Термическое воспламенение характеризуется минимальной температурой, при которой развивается процесс воспламенения, и периодом задержки.

Период задержки воспламенения определяется временем от момента впрыска топлива в зону горения до момента появления пламени.

Для надежности запуска ЖРД в первую очередь должно быть гарантировано воспламенение топлива при минимально возможном времени выхода на режим. Сокращение времени выхода на режим позволяет уменьшить необходимый запас топлива, а, следовательно, уменьшить стартовый вес, что особенно важно для космических и баллистических ракет.

В некоторых случаях, кроме того, должна быть обеспечена возможность многократного запуска, запуска двигателя в высотных условиях или в условиях космического полета. Специфические требования к организации запуска возникают при запуске камер двигателей больших тяг.

В зависимости от характера выхода на режим принято различать плавный, ступенчатый и пушечный запуски.

Важными характеристиками запуска являются скорость нарастания давления в камере при запуске (dP/dt) и величина заброса (или пика) давления, т. е. величина отношения наибольшего давления в камере при запуске к номинальному.

Величины скорости нарастания давления и заброса давления характеризуют жесткость запуска. Чем больше эти величины, тем более жестким является запуск. На рис.87. приведены типичные графики изменения давления в камере сгорания при запуске. Запуск, протекающий в соответствии с кривой 3, очевидно, является наиболее жестким.

При больших значения dP/dr и большом забросе давления появляется опасность разрушения и даже взрыва камеры, как вследствие потери ее прочности, так и в результате возникновения детонационного горения топлива.

Основное влияние на жесткость запуска оказывает время задержки воспламенения топлива t3. Очевидно, чем больше значение т3, тем больше успеет накопиться топлива до начала воспламенения и тем больше будет заброс давления.

Рис87