рефераты конспекты курсовые дипломные лекции шпоры

Реферат Курсовая Конспект

Назначение и место лопаточных машин в системах питания ракетных двигателей

Назначение и место лопаточных машин в системах питания ракетных двигателей - раздел Машиностроение, Базовые понятия теории лопаточных машин. Место лопаточных машин в современной промышленности Жидкостный Ракетный Двигатель (Жрд) (Рисунки 1.38, 1,39) – Это Двигатель, Ра­...

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) (рисунки 1.38, 1,39) – это двигатель, ра­ботающий на жидких компонентах топлива, находящихся на борту летательного аппарата (ракеты). Компонентами топлива являются окислитель (жидкий кислород, азотная кислота, четырехокись азота и др.) и горючее (керосин, жидкий водород, несимметричный диметил­гидразин­гидрат и др.) Может применяться и однокомпонентное топливо (перекись водорода и др.).

Основным отличием ЖРД от других двигателей внутреннего сгорания является независимость от атмосферного воздуха как окислителя. Эта особенность ЖРД позволяет двигателю работать в условиях безвоздушного пространства (космоса, под водой) и развивать при этом необходимую силу тяги.

ЖРД предназначены для кратковременного создания тяги. Величина тяги ЖРД варьируется от долей ньютона до тысяч ки­лоньютонов.

В ЖРД используются обычно два компонента топлива – го­рючее (Г) и окислитель (О). Давление этих компонентов в ка­мере сгорания достигает 1,0..30 МПа, а их расход в зависимости от типа двигателя может быть и очень маленьким (0,05..5г/с), и очень большим (до 3000 кг/с).

Рассмотрим простейшие схемы ЖРД и принцип их действия, а также выявим место турбонасосного агрегата в ЖРД как сис­теме.

  Рисунок 1.38 – Жидкостно реактивный двигатель РД-170   Рисунок 1.39 – Жидкостно реактивный двигатель РД-180

Известны два типа систем подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД [7, 9] (рисунок 1.40): вытеснительная и насосная.

Схема вытеснительной системы подачи топлива приведена на рисунке 1.40а. Из бака высокого давления 1 инертный газ (напри­мер, азот, гелий или др.) через пусковые клапаны 2, редуктор давле­ния 3 и обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горю­чего (Г) и 7 окислителя (О).

 

1 – бак с инертным газом; 2 - пусковой клапан; 3 - редуктор; 4, 5 – обратные клапаны; 6,7 – баки горючего и окислителя; 8,9 – места сты­ковки ЖРД с ракетой по линиям горючего и окислителя; 10, 11 – пус­ковые клапаны горючего и окислителя; 12 – насос горючего; 13 – насос окислителя; 14 – газовая турбина; 15,17 – клапаны окислителя и го­рючего на линии газогенератора; 16 – газогенератор;18 – главный кла­пан окислителя; 19 – главный клапан горючего; 20 – камера ЖРД; 21 - утилизационное сопло; 22 – дроссельная шайба.

Рисунок 1.40 - Двигательные установки ЖРД, выполненные по вытеснительной (а) и по открытой (б) и закрытой (в) насосным схемам

Под воздействием давления инерт­ного газа компоненты топлива вытесняются в камеру 20 двига­теля, когда открываются главные клапаны окислителя 18 и го­рючего 19. Преимущество вытеснительной системы подачи компонентов заключается в простоте и надежности системы питания. Однако при этом давление в баках должно быть высоким, больше давле­ния в камере сгорания. Поэтому в случае большой тяги двига­теля, а, следовательно, значительных расходов горючего и окис­лителя при больших импульсах тяги баки получаются чрезвы­чайно толстостенными, массивными, и по массе неприемле­мыми для ракетной техники.

Для ЖРД умеренной и большой тяги применяются насосные системы подачи топлива (рисунок 1.40б,в). В этом случае внутри топ­ливных баков 6,7 поддерживается небольшое давление, доста­точное для бескавитационной работы насосов 12 и 13. Эти на­сосы обеспечивают необходимое давление для подачи компонен­тов в камеру 20.

Существуют две принципиально отличные друг от друга схемы работы ЖРД с насосной системой подачи топлива:

- открытая схема (рисунок 1.40б), когда отработанные в тур­бине газы идут на «выхлоп» в окружающую среду;

- закрытая схема или схема с дожиганием отработавших на турбине газов в камере сгорания.

Принцип действия ЖРД, выполненного по от­крытой схеме (рисунок 1.40б) заключается в следующем. По команде «Пуск» открывается пус­ковой клапан 2. Инертный газ (чаще всего гелий), находя­щийся в баке 1 высокого давления, с существенно низким дав­лением, срабатываемым в редукторе давления 3, через обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горючего и 7 окислителя, т.е. осуществ­ляется наддув баков. Открываются пусковые клапаны горючего 10 и окислителя 11. Компоненты топлива через насосы 12 горю­чего и 13 окислителя заполняют магистрали двигателя до клапа­нов 15 окислителя и 17 горючего газогенератора и камеры 18, 19 соответственно.

В заданный момент по достижении определенного давления наддува открываются клапаны окислителя 15 и горючего 17 га­зогенератора. Топливо поступает в газогенератор 16, где воспла­меняется от специальной системы зажигания или самостоя­тельно, если компоненты самовоспламеняющиеся. Да­лее про­дукты сгорания из газогенератора поступают на турбину 14, ко­торая начинает раскручивать насосы 12 и 13, повышая дав­ление на их входе.

По достижении заданного давления компонентов топлива за насосами открываются главные клапаны 18 окислителя и 19 го­рючего. Топливо поступает в камеру 20. Один компонент (рисунок 1.40б,в) проходит по рубашке охлаждения камеры 20, а за­тем поступает в камеру. При смешении компонентов топлива в камере воспламеняется аналогично тому, как это происходит в газогенераторе. Продукты сгорания поступают в турбину, она раскручивается до расчетной частоты вращения, и дви­гатель вы­ходит на режим.

Недостаток открытой схемы ЖРД заключается в том, что часть расхода компонентов топлива, идущего на привод тур­бины, выбрасывается на «выхлоп» через сопло 21. При этом не полностью используется его энергия, так как температура этой части рабочего тела существенно ниже, чем в камере сгорания и, кроме того, эта часть топлива практически не участвует в созда­нии тяги двигателя.

Энергетически более выгодна замкнутая схема ЖРД (рисунок 1.40в), в которой отработанный в турбине 14 газ, образовав­шийся в газогенераторе 16 при сгорании топлива, поступает не на «вы­хлоп», а в камеру 20 на дожигание. В этом отличие прин­ципа действия ЖРД, выполненного по замкнутой схеме, от вы­пол­ненного по открытой схеме. Это отличие приводит к тому, что в ЖРД с дожиганием весь расход одного из компонентов то­плива идет через газогенератор 16 (рисунок 1.40в – окислителя), а другой компонент (рисунок 1.40в – горючее) большей частью по­ступает в камеру 20.

При этом незначительная часть его (порядка 1% от суммар­ного расхода топлива) идет в газогенератор для обеспечения про­цесса горения и образования газа, т.е. рабочего тела для привода турбины. Поскольку газ после турбины 14 поступает непосредст­венно в камеру 20 ЖРД, то такая турбина называется предка­мерной.

Таким образом, ЖРД состоит из следующих основных агрега­тов: камеры сгорания 20, обеспечивающей основной параметр двигателя – тягу; турбины 14 и насосов 12 горючего и 13 окис­лителя (в целом этот агрегат называют турбонасосным агрегатом – ТНА), повышающих давление компонентов топлива для обес­печения величины давления в камере и газогенераторе до десятков ме­гапаскалей; газогенератора, обеспечивающего создание рабочего тела турбины; агрегатов автоматики, которые обеспечивают управление запуском и остановом двигателя, а также регулировании величины тяги; трубопроводов и узлов общей сборки, со­единяющих все агрегаты двигателя в единую систему.

ТНА – наиболее трудоемкий агрегат в составе ЖРД как по объему конструкторской и технологической документации, так и в оснащении производства на его изготовление и испытания, а также по затратам на доводку и числу экспериментов по ее осу­ществлению.

 

Рисунок 1.41 – Внешний вид турбонасосного агрегата

 

Рисунок 1.42 –Турбонасосный агрегат ЖРД РД-253

Основные требования на разработку ТНА – это давление и расход компонентов топлива на входе в двигатель (по местам стыковки 8 и 9 с ракетой, см. рисунок 1.40 б,в) и на выходе из насо­сов, габаритные размеры, точки подсоединения к магистралям двигателя, масса агрегата.

Насосная система подачи значительно сложнее вытеснитель­ной, но при больших расходах и давлении компонентов на входе в камеру она обеспечивает меньшую массу всей двигательной ус­тановки – совокупности ЖРД и баков.

Таким образом, в состав мощных ракетных двигательных ус­тановок обязательно входит ТНА, состоящий из нескольких шнекоцентробежных (лопаточных) на­сосов и приводной турбины.

– Конец работы –

Эта тема принадлежит разделу:

Базовые понятия теории лопаточных машин. Место лопаточных машин в современной промышленности

Понятие о ступени лопаточной машины.. Понятие ступени является фундаментальным в теории лопаточных машин Ступень.. Классификация лопаточных машин..

Если Вам нужно дополнительный материал на эту тему, или Вы не нашли то, что искали, рекомендуем воспользоваться поиском по нашей базе работ: Назначение и место лопаточных машин в системах питания ракетных двигателей

Что будем делать с полученным материалом:

Если этот материал оказался полезным ля Вас, Вы можете сохранить его на свою страничку в социальных сетях:

Все темы данного раздела:

Первоначальные сведения о лопаточных машинах
Лопаточная машина - устройство, в проточной части которого осуществляется подвод или отбор энергии от потока жидкости или газа за счет взаимодействия со специально спрофилирова

Лопатка - основной элемент лопаточной машины
Энергетическое взаимодействие в турбомашинах осуществляется с помощью специально профилированных элементов называемых лопатками. Они являются главными элементами лопаточной

Ступень компрессора
В самом общем случае ступень компрессора или насоса в порядке следования через нее рабочего тела состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), рабочего колеса и выходной системы (рисунок 1.14).

Ступень турбины
Ступень турбины также состоит из рабочего колеса и дополнительных устройств. В самом общем случае в состав ступени могут входить (в порядке следования рабочего тела): входная система, рабочее колес

Назначение и место лопаточных машин в системе газотурбинных двигателей авиационного и наземного назначения
Как известно, газотурбинный двигатель (рисунки 1.28 и 1.29) является тепловой машиной, работающей по замкнутому термодинамическому циклу (циклу Брайтона, рисунок 1.30), в результате чего возникает

Назначение и место лопаточных машин в паротурбинных энергоустановках
Паротурбинная установка — это непрерывно действующий тепловой агрегат, рабочим телом которого является вода и водяной пар. Паротурбинная установка является механизмом для преобразо

Назначение и место лопаточных машин в системе наддува двигателя внутреннего сгорания
Развитие двигателей внутреннего сгорания (ДВС) идет по пути по­вышения мощности двигателя при сокращении его габаритов и потребляемого топлива. Эта тенденция особенно актуальна для двигателей, пред

Требования, предъявляемые к лопаточным машинам
К лопаточным машинам независимо от области их применения и типа предъявляются следующие основные требования: - минимальные габаритные размеры и масса; - высокий к.п.д.; -

Обозначения направлений и базовых поверхностей в теории лопаточных в теории лопаточных машин
Рассмотрим течение произвольно выделенного бесконечно малого объема движущегося в межлопаточном канале лопаточной машины по пространственной траектории S (рисунок 1.44). Лопатка дей

Характерные (контрольные) сечения турбомашины и структура построения индексов параметров
Параметры потока в лопаточных машинах, при анализе рабочего процесса в них, часто анализируют в контрольных сечениях, находящихся обычно на входе и выходе из лопаточных венцов. Обозначения этих сеч

Одномерная модель потока в лопаточной машине
Простейшей моделью рабочего процесса в лопаточной машине является одномерная модель. Она представляет собой тело вращения, ограниченное двумя поверхностями вращения: наружной (поверхность статора)

Двухмерная модель потока в лопаточной машине
В двухмерной модели потока параметры меняются в проекциях на две координатные оси: осевую и окружную (для осевых участков) или радиальную и окружную (для радиальных участков). Для осевых участков д

Трехмерная модель потока в лопаточной машине
Трехмерная модель полностью воспроизводит пространственную форму межлопаточного канала (рисунок 1.56). Изменение параметров потока в ее рамках учитывается в направлении всех трех осей. Ее использов

Основные геометрические параметры ступени основных типов турбомашин
Прежде чем перейти к описанию основных геомет­рических параметров ступени осевого компрессора и других ло­паточных машин, необходимо привести некоторые определения. Средняя линия п

Основные геометрические параметры ступени осевого компрессора
Основные геометрические параметры проточной части осе­вого компрессора в меридиональной плоскости представлены на рисунке 1.58 и табл. 1.4. Таблица 1.4 - Основные геометрические параметры

Основные геометрические параметры ступени центробежного компрессора
Основные геометрические параметры проточной части РК цен­тробежного компрессора в меридиональной плоскости приве­дены на рисунках 1.61 и 1.62 и таблице 1.6. Для рассмотрения геометрических

Основные элементы и геометрические параметры профиля лопатки и турбинной решетки профилей
Основные геометрические параметры ступени турбины в ме­ридиональной плоскости обозначены на рисунок 1.66 и приведены в таблице 1.8. В проектировочной практике важное значение имеют также и

Геометрические параметры ступени центростремительной турбины
Основные геометрические параметры ступени центростреми­тельной турбины в меридиональном сечении приведены на рисунке 1.69 и в таблице 1.11. Их обозначения в основном соответствуют аналогичным парам

Основные геометрические параметры насоса
Основные геометрические параметры проточной части насоса в меридиональной и окружной плоскостях представлены на рис. 2.24, а их названия приведены в табл. 2.10.   Рисунок 1.7

Хотите получать на электронную почту самые свежие новости?
Education Insider Sample
Подпишитесь на Нашу рассылку
Наша политика приватности обеспечивает 100% безопасность и анонимность Ваших E-Mail
Реклама
Соответствующий теме материал
  • Похожее
  • Популярное
  • Облако тегов
  • Здесь
  • Временно
  • Пусто
Теги