
- •Глава 1. Основы проектирования летательных аппаратов (ла)
- •Общие сведения о двигательных установках и основные этапы их создания
- •1.2 Компоновочные схемы ла
- •Формула Циолковского и её практическое применение
- •Глава 2. Критерии совершенства и сапр ла
- •2.1. Основные комплексные показатели совершенства ла
- •2.2. Основные слагаемые технического уровня
- •2.2.1 Конструктивное совершенство ла
- •2.2.2 Производственно-технологическое совершенство
- •2.2.3 Эксплуатационное совершенство
- •2.2.4 Интегральный показатель технического совершенства ла
- •2.3. Надежность ла
- •Экономика и эффективность
- •Обобщенные требования к ла при его проектировании
- •2.6. Понятие об автоматизированном проектировании и системе автоматизированного проектирования
- •Глава 3. Проектирование двигателя
- •3. 1. Техническое задание на проектирование двигателя
- •3. 2. Выбор оптимальных параметров
- •3. 3. Выбор схемы двигательной установки
- •3. 3. 1. Выбор способа подачи топлива и организации рабочего процесса
- •3. 3. 2. Выбор количества тна и их конструктивно-компоновочной схемы
- •3.3.3 Выбор агрегатов системы управления и регулирования двигателя
- •3.3.4 Выбор способа создания управляющих усилий
- •Основы проектирования летательных аппаратов
- •Критерии совершенства и сапр ла
- •Конструирование двигателя
3.3.3 Выбор агрегатов системы управления и регулирования двигателя
Управление двигателем, т. е. запуск, вывод на режим, поддержание заданного режима или изменение его, выключение двигателя осуществляются с помощью системы управления и регулирования.
Агрегаты системы регулирования обеспечивают поддержание заданного режима работы двигателя или изменение его параметров по заданному закону.
Агрегаты системы управления обеспечивают запуск и выключение двигательной установки. Состав агрегатов управления в значительной мере определяется выбранным способом запуска и выключения двигателя.
а) Выбор
регулирующих органов двигателя.
Регулирование
тяги двигателя, в большинстве случаев,
осуществляется по командам системы
РКС. Основным, наиболее распространенным
методом регулирования тяги ЖРД является
изменение давления в камере рк
путем изменения
расхода компонентов. Этот способ дает
возможность регулировать тягу в широком
диапазоне. Однако непосредственное
дросселирование больших потоков
жидкости при высоком давлении
требует громоздких регуляторов, мощных
приводов и сложных уплотнений, поэтому
установка регуляторов непосредственно
в магистралях камеры целесообразна
только в двигателях малых тяг. В остальных
случаях необходимое, изменение тяги
(10 -15%) обеспечивается изменением скорости
вращения ротора ТНА.
Изменение
скорости вращения осуществляется либо
изменением расхода генераторного газа
через турбину при постоянной его
температуре
,
либо изменением расхода газа и его
температуры. С этой целью в магистралях
газогенератора устанавливаются
регулирующие элементы.
В баллистических ракетах и ракетах-носителях для уменьшения гарантийных остатков топлива устанавливаются системы, обеспечивающие одновременную выработку компонентов (СОБ – система синхронного опорожнения баков). Исполнительные органы этой системы находятся в магистралях двигателя,
Обычно дроссель СОБ располагают в той магистрали, где его установка возможно меньше сказывается на давлении за насосами, а взаимное влияние систем РКС и СОБ при этом наименьшее.
Рассмотрим вопрос установки исполнительных органов системы РКС. В ЖРД без дожигания для обеспечения высоких значений приведенного удельного импульса температура в газогенераторе выбирается максимальной. Поэтому при регулировании двигателя температура на турбине не должна измениться, это обеспечивается поддержанием постоянного соотношения компонентов в газогенераторе.
54
В качестве исполнительных органов в такой схеме регулирования может использоваться газовый редуктор в сочетании с гидроредукторами или же регулятор со стабилизатором (корректором). Применение регулятора со стабилизатором является более рациональным, так как в этом случае обеспечивается снижение веса двигателя, упрощается его схема, улучшаются условия эксплуатации.
Места расположения регулятора и стабилизатора в системе газогенерации определяются из условий обеспечения максимального давления в газогенераторе и минимальных размеров регулирующих органов.
В случае установки регулятора в магистрали окислителя газогенератора, при отсутствии команд от системы РКС, регулирование может осуществляться поддержанием постоянного расхода окислителя в газогенератор, либо поддержанием постоянного расхода окислителя в камеру. При этом последняя схема регулирования обеспечивает точность настройки двигателя по давлению в камере выше, чем предыдущая.
В двигателях с дожиганием регулирование тяги может быть осуществлено как при постоянной температуре в газогенераторе, так и при переменной.
В двигателях с дожиганием с окислительным газогенератором предпочтение отдается схеме регулирования с переменной температурой в газогенераторе. При этом регулирование осуществляется изменением температуры и расхода газа, идущего через турбину. Регулятор, установленный в магистрали горючего, имеет минимальные размеры и обеспечивает заданные пределы регулирования тяги при меньшем перепаде давления на регуляторе, чем в случае установки регулятора в магистрали окислителя и в схеме регулирования Тгг= const.
Схемы температурным регулированием отличаются сравнительной простотой, так как регулирующий орган воздействует на небольшой поток горючего. Основным недостатком таких схем является то, что максимально допустимая температура на турбине достигается лишь в случае форсирования двигателя, на номинальном же режиме температура генераторного газа занижена, что приводит к возрастанию перепада на турбине.
В ЖРД с дожиганием с восстановительным газогенератором температурное регулирование нецелесообразно в связи с тем, что кривая зависимости температуры в таком газогенераторе от изменения расхода меньшего компонента очень пологая.
Расширение же температурного диапазона для обеспечения заданных пределов регулирования тяги ограничено следующим. Максимально возможная температура в газогенераторе обусловлена прочностными характеристиками материалов турбины. Минимально же возможная температура в
55
газогенераторах двигателей, где в качестве горючего используется несимметричный диметилгидразин, должна быть не ниже температуры его стабильного разложения, равной 900 К.
Схема же с постоянным соотношением компонентов в газогенераторе позволяет принять значение ТГГ максимальным. Это дает возможность снизить потребное давление в газогенераторе, которое при относительно малых расходах восстановительного генераторного газа может оказаться достаточно высоким. Поэтому предпочтительным способом регулирования двигателей с дожиганием с восстановительным газогенератором является расходное регулирование.
Одним из решений, улучшающих регулирование схемы с постоянной температурой в газогенераторе, является введение перепуска газа из газогенератора помимо турбины в камеру. Этот метод позволяет осуществить регулирование тяги в широких пределах, без существенного изменения соотношения компонентов в камере.
б) Выбор системы запуска двигателя. Запуск является наиболее трудно отрабатываемым режимом работы двигателя, Поэтому к нему предъявляется ряд специфических требований;.
Запуск должен занимать возможно меньшее время.
Желательно, чтобы при запуске тяга двигателя, давление и температура в камере сгорания и газогенераторе постепенно возрастали до номинальных значений, без забросов температуры и давления.
Процесс запуска должен быть таким, чтобы даже на самое короткое время не создавались условия, благоприятные для возникновения низкочастотных или высокочастотных колебаний.
На запуск должно расходоваться минимальное количество топлива.
В блочных ЖРД должен быть обеспечен синхронный запуск отдельных двигательных блоков.
К основным операциям запуска обычно относятся: организация начальной подачи компонентов в камеру и газогенератор, воспламенение и организация горения в них, раскрутка ротора ТНА, вывод двигателя на номинальный режим.
Проектирование и организация этих операций производятся на основе расчета запуска, поэтому ниже рассматриваются только конструктивные формы систем, обеспечивающих источники энергии для первоначальной раскрутки ТНА.
Сочетание характеристик насосов и турбин при низких оборотах с гидравлическими характеристиками газогенераторов в области крайне низких давлений и расходов, как правило, таково, что саморазгон ТНА становится невозможным. Все это вызывает необходимость прибегать к использованию
56
посторонних источников энергии для раскрутки ТНА до весьма высоких режимов, на которых заведомо имеется превышение располагаемой мощности над потребляемой. В качестве посторонних источников энергии обычно используются пороховые или пневматические стартеры, раскручивающие основную или автономную пусковую турбину, системы с пусковыми бачками для запуска основного газогенератора и др.
Пиростартер обеспечивает, наиболее быстрый запуск и применяется довольно часто, особенно в двигателях верхних ступеней. Продукты сгорания пороховых шашек пиростартера содержат в избытке горючие элементы, поэтому если основной газогенератор работает с избытком окислителя (что обычно для ЖРД с дожиганием), то при смешении и химической реакции газов, идущих от пиростартера и газогенератора, может произойти опасное повышение температуры. В таких случаях на валу ТНА приходиться устанавливать специальную пусковую турбину.
Наряду с пиростартерами применяют также системы с запуском холодным газом (азотом). В этом случае в двигателях с дожиганием с окислительным газогенератором можно обойтись без пусковой турбины.
Если для запуска используется основной газогенератор, то вначале он может питаться от специальных пусковых бачков. Компоненты вытесняются из бачков сжатым газом и поступают в газогенератор через блоки обратных клапанов.
Система запуска с пусковыми бачками обеспечивает высокую синхронность запуска отдельных двигательных блоков и высокую мобильность пускового режима при изменениях требований к пусковой системе, выявляющихся в процессе доводки. Однако комплект аппаратуры запуска при этом довольно громоздок и поэтому целесообразней систему с пусковыми бачками, использовать на двигателях первых ступеней, где часть системы запуска можно включить в наземное оборудование.
Особенность ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере заключается в частности, в том, что расчетным условием для турбины является наличие высокого противодавления в виде давления в камере при малом перепаде давления на турбине. Искусственная задержка роста давления в камере сгорания при начальной раскрутке ТНА приводит к существенному увеличению перепада давлений на турбине, т. е. к обеспечению значительной избыточной мощности турбины, достаточной для необходимого разгона, даже при относительно малых расходах газа. Первоначальная подача компонентов в газогенератор при этом осуществляется под давлением жидкости из баков.
Задержка роста давления в камере может осуществляться либо с помощью специального клапана, установленного на магистрали горючего камеры (схема с окислительным газогенератором), либо подбором времени заполнения тракта
57
горючего камеры сгорания.
Схема безстартерного запуска существенно упрощает и облегчает двигатель, повышая его общую надежность, однако сам запуск становится продолжительнее, что увеличивает предстартовые расходы топлива.
в) Выбор состава агрегатов управления подачей топлива. Состав агрегатов управления подачей топлива определяется главным образом заданной циклограммой работы двигателя.
Для обеспечения одноступенчатого (пушечного) запуска в системе топливоподачи двигателя должны быть предусмотрены клапаны пуска, открывающие доступ компонентов в камеру и газогенератор при подаче команды на запуск.
Тип клапанов пуска определяется, в основном, числом потребных запусков двигателя в полете и должен обеспечивать минимальное время срабатывания, высокую надежность и простоту устройства.
Клапаны пуска обычно устанавливаются на фланцы входных устройств насосов. Этим обеспечивается разделение полостей баков и двигателя до запуска. Запуск двигателя в две ступени применяется в следующих случаях:
когда используются несамовоспламеняющиеся криогенные компоненты топлива (керосин-кислород, водород-кислород и т. д.) и начальное воспламенение их осуществляется пиротехническими средствами или электрической свечой. Запуск в две ступени (с малым расходом компонентов в начальный период) позволяет обеспечить начальное воспламенение в большом объеме камеры и, кроме того, охладить элементы конструкции за клапанами пуска до рабочей температуры перед выходом двигателя на режим полной тяги;
когда при запуске в одну ступень не обеспечивается устойчивость рабочего процесса в камере; запуск в две ступени (при соотношении компонентов на предварительной ступени, отличном от соотношения на главной ступени) часто позволяет избавиться от неустойчивой работы;
когда по условиям безопасности старта или по условиям более благоприятного нагружения конструкции ракеты при старте (в тяжелых — носителях с большим числом двигателей) необходим режим пониженной тяги.
Для получения режима пониженной тяги (предварительной ступени) магистрали горючего и окислителя (или одна из магистралей) вначале дросселируются, а при подаче команды на перевод двигателя на главную ступень тяги полностью открываются. Это требует постановки на этих магистралях специальных дросселей. Роль дросселей могут выполнять и регуляторы или клапаны выключения, для чего в конструкции предусматриваются специальные устройства. В двигателях без дожигания дросселирующие элементы устанавливаются обычно на магистралях питания камеры, в двигателях с
58
дожиганием — на магистралях газогенератора.
Схема выключения двигателя должна удовлетворять следующим условиям:
обеспечение минимального времени срабатывания системы;
обеспечение минимального значения импульса последействия и его разброса;
предотвращение гидроударов в системе подачи, могущих вызвать аварию, при выключении двигателя.
Выключение двигателя может производиться в одну или две ступени.
В однокамерных ЖРД небольшой тяги, выполненных без дожигания и имеющих короткие магистрали за насосами окислителя, выключение в одну ступень может осуществляться клапанами отсечки, установленными в линиях горючего и окислителя и являющимися общими для камеры и газогенератора.
Однако чаще для большей безопасности выключения и уменьшения импульса последствия клапаны отсечки окислителя делают раздельными для камеры и газогенератора, помещая их непосредственно на форсуночных головках, а отсечка горючего может осуществляться одним (общим на камеру и газогенератор), либо двумя клапанами.
Гидравлические удары при этом предотвращаются введением специальных обводных магистралей между отсечным клапаном и входом в насос, либо предусмотрением в конструкции отсечных клапанов специальных полостей, вскрываемых при отсечке.
При большой тяге двигателя выключение в одну ступень недопустимо по двум причинам:
получается большая величина импульса последействия вследствие значительных объемов полостей и трубопроводов за клапанами отсечки;
резко повышается давление в магистралях до отсечных клапанов при быстром перекрытии магистралей, и при больших диаметрах труб трудно обеспечить надежность их работы.
Поэтому в ЖРД большой тяги выключение всегда ведется по двум командам: предварительной и главной.
В двигателях без дожигания такое выключение может быть обеспечено, если имеются раздельные клапаны отсечки в линиях камеры и газогенератора. По предварительной команде отсекается подача компонентов в газогенератор, а затем по главной команде прекращается подача компонентов в камеру.
В двигателях с дожиганием, когда расход одного из компонентов в газогенератор достаточно велик, то по предварительной команде отсекается подача в газогенератор компонента меньшего расхода, в результате чего прекращается горение в газогенераторе. По главной команде отсекается подача
59
жидкого компонента в камеру и компонента большего расхода в газогенератор.
В некоторых случаях для уменьшения импульса последействия тяги, при выключении двигателя осуществляется слив горючего из зарубашечного пространства.
С целью более точного достижения заданной скорости полета, в двигателях верхних ступеней обычно предусматривается конечная (пониженная) ступень тяги.
В двигателях, работающих по схеме без дожигания, режим конечной ступени может осуществляться одним из следующих способов.
Дросселированием двигателя, осуществляемым уменьшением подачи компонентов в газогенератор, что требует постановки соответствующих регулирующих органов в магистралях питания газогенератора. Однако возможности дросселирования камеры по условиям ее надежного охлаждения и обеспечения устойчивой работы ограничены величиной тяги, составляющей обычно 0,7 - 0,5 от номинальной, значение удельного импульса при этом мало отличается от номинального.
Отключением камеры и переводом двигателя на генераторный режим, когда тяга создается только выхлопными соплами ТНА, которые в этом случае используются так же, как рулевые. При этом значение тяги на режиме конечной ступени обычно составляет 0,01- 0,03 от номинальной, а величина удельной тяги не превышает 0,5—0,6 от номинальной.
Для обеспечения генераторного режима необходимы раздельные клапаны отсечки в линиях питания камеры и газогенератора и регулирующие устройства в линии питания газогенератора.
Использованием двигательной установки, состоящей из двух автономных двигателей с разными уровнями тяги (обычно рулевого и основного). По предварительной команде выключается основной двигатель, а по главной — рулевой.
В двигательных установках с рулевыми двигателями величина тяги на режиме конечной ступени обычно равна 0,05 – 0,1 от номинального значения (на режиме главной ступени). При этом удельный импульс малого двигателя составляет 0.85—0,98 от величины удельного импульса основного двигателя, т. е. является достаточно высокой. Комбинация двух автономных двигателей, естественно, связана с увеличением числа агрегатов и усложнением двигательной установки.
В двигателях, работающих по схеме с дожиганием «г-ж», режим конечной ступени с тягой около 0,1 от номинальной может быть получен отключением питания камеры жидким компонентом с переводом двигателя на генераторный режим, при котором горение происходит только в газогенераторе. Удельная
60
тяга двигателя в этом случае снижается до величины, равной 0,3—0,35 от номинальной при окислительном газогенераторе и до 0,45—0,5 при восстановительном газогенераторе, что ведет в конечном итоге к уменьшению дальности полета ракеты. Поэтому, при большой длительности конечной ступени, по энергетическим соображениям может оказаться выгоднее комбинация основного двигателя, работающего по схеме с дожиганием, и двигателя малой тяги, работающего без дожигания, последний одновременно используется как рулевой.