Классификация систем охлаждения ЖРД

 

Требования, предъявляемые к внешнему (наружному) охлаждению

 

Основное требование, обеспечивающее создание эффективного внешнего охлаждения может быть сформулировано следующим образом:

T охп < T охл.доп,

где: Тохл, Тохл.доп - действительная и допустимая температура охладителя, со­ответственно.

 

Величина Тохл.доп выбирается исходя из следующих условий:

1) Т охл < T кип,

где: Tкип - температура кипения компонента в зарубашечном пространстве камеры ЖРД. В противном случае в зарубашечном пространстве будет на­блюдаться увеличение давления, что может привести к нарушению целостно­сти конструкции, а за счет образования паровых пробок - к изменению гидро­динамики потока.

2) T охл < T разл

где: Тразл - температура разложения компонента протекающего по заруба-шечному пространству. В противном случае на стенках охлаждающего тракта может начаться процесс смолообразования вещества, что приведет к увеличе­нию термического сопротивления стенки, а, следовательно, к росту величины температурного градиента в ней. Кроме того, образования летучих продук­тов при разложении компонента может отрицательно сказаться на работе фор­сунок смесительной головки камеры ЖРД.

3) Скорость течения охладителя W_OXJI должна быть равна своему рас­
четному значению.

Невыполнение этого условия может привести к существенному уве­личению величины гидравлического сопротивления охлаждающего тракта зарубашечного пространства камеры ЖРД.

4) Компонент должен обладать малыми значениями вязкости корро­зионной активности и температуры замерзания. При этом значение теплоем­кости, температуры кипения и разложения компонента желательно иметь мак­симально большими.

Обычно в качестве охладителя используется горючее, однако в неко­торых случаях (при недостатке горючего) в качестве охладителя может ис­пользоваться окислитель.

 

Билет №12

1. Системы космических летательных аппаратов (5.1).

Требования, предъявляемые к газогенераторам (8.14). Классификация Г.Г. (8.15).

 

Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов:

1) Баллистические ракеты (Б.Р.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.

Б.Р.

 

2) Ракетоносители (Р.Н.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.

Р.Н.

 

а) Последовательная схема.

 

б) Пакетная схема.

 

3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА). Назначение такое же, как у Р.Н.

 

 

МТКА

 

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТКА)

 

 

Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

МоТКА

 

 

5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).

исз

 

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космические аппараты (МпКА)..

 

 

ЛКА, МпКА

 

Требования, предъявляемые к газогенераторам

Величина тяги ЖРД, как известно, является линейной функцией секундного расхода топлива. Секундный расход топлива для каждого конкретного двигателя с насосной системой подачи компонентов зависит от мощности, развиваемой турбиной. Мощность турбины полностью определяется секундным расходом и параметрами рабочего тела на входе в турбину, т. е. на выходе из газогенератора. Поэтому газогенератор является устройством, задающим режим работы всей двигательной установки. Это обстоятельство и определяет особые требования к данному звену системы топливоподачи (помимо общих требований, предъявляемых ко всем агрегатам ЖРД, вне зависимости от специфики их работы). Эти требования сводятся к следующему.

1. Высокая стабильность работы. Это значит, что газогенератор на всех режимах работы двигателя должен возможно точнее обеспечивать заданный секундный расход газа и при этом значения параметров газа (состав, давление, температура и др.) не должны выходить за определенные (допустимые) пределы. Чем стабильнее работа газогенератора, тем меньшие нагрузки испытывают в полете системы управления работой двигателя, а это повышает надежность двигателя и точность стрельбы.

Особенно важна стабильность работы газогенератора для ракет с нерегулируемыми ЖРД и ракет, управление дальностью полета которых осуществляется только по скорости полета в конце активного участка траектории. В последнем случае отклонение координат конца активного участка траектории, вызванное отклонением тяги двигателя от расчетного значения, вследствие нестабильной работы газогенератора, целиком перейдет в отклонение точки падения ракеты от цели.

2. Простота управления рабочим процессом в широком диапазоне изменения его параметров. Это требование также обусловлено регулирующим воздействием газогенератора на двигатель и необходимостью изменения режима работы двигателя в процессе одного запуска (при регулировании тяги вовремя старта и в полете, при переходе с главной ступени тяги на конечную и т.д.).

3. Высокая работоспособность генераторного газа, обусловливающая либо минимальную затрату энергии (и соответственно минимальный расход топлива) на привод ТНА, либо повышение мощности ТНА. Это требование выдвигается в связи с тем, что удельный импульс двигателя определяется отношением тяги ко всему секундному расходу отбрасываемой массы. В понятие же «отбрасываемая масса» входят как продукты сгорания топлива в камере, таки отработанный после турбины газ. Для ЖРД, у которых этот газ выбрасывается в атмосферу и развивает удельный импульс меньший, чем продукты сгорания топлива, истекающие из камеры двигателя, решающим условием повышения экономичности двигателя является уменьшение расхода топлива на привод ТНА. Для ЖРД с дожиганием генераторного газа главное—увеличение мощности ТНА, так как это позволяет увеличить давление в камере и при заданном значении давления на срезе сопла повысить степень расширения отбрасывавмых продуктов сгорания, т. е. увеличить термический КПД камеры. Уменьшение расхода топлива на привод ТНА и увеличение мощности ТНА зависят от количества энергии, отдаваемой турбине одним килограммом рабочего тела. Эта энергия равна, как известно, произведению относительного эффективного КПД турбины на располагаемый адиабатический теплоперепад.

 

Классификация газогенераторов

Основу классификации газогенераторов составляет способ получения генераторного газа. В настоящее время распространены три способа газогенерации.

1. Разложение (с помощью катализаторов или без них) вещества, способного после внешнего инициирующего воздействия перейти к дальнейшему устойчивому самопроизвольному распаду, сопровождающемуся выделением значительного количества тепловой энергии и газообразных продуктов разложения. Таким веществом может быть как компонент основного топлива двигателя, так и специальное средство газогенерации, запасенное только для этой цели на борту ракеты. Газогенераторы, в которых реализуется этот процесс, называются однокомпонентными. В дальнейшем их различают главным образом по виду разлагаемого вещества (перекисеводородные, гидразиновые, на твердом топливе и т.п.).

2. Сжигание жидкого топлива, состоящего из двух компонентов. Лучше всего использовать для этой цели основное топливо двигателя, так как при этом существенно упрощается его подача в газогенератор и улучшаются условия эксплуатации ракеты. Газогенераторы этого типа называются двухкомпонентными.

3. Испарение жидкости в тракте охлаждения камеры двигателя. При этом способе получения рабочего тела турбины одновременно решается и задача охлаждении стенок камеры двигателя. Газогенераторы этого типа называют парогенераторами, а схемы двигателей—безгенераторными. Схемы парогенераторов подразделяются на циркуляционные и со сменой рабочего тела. В первых произвольное рабочее тело (например, вода) циркулирует по замкнутому контуру «тракт охлаждения камеры — турбина — конденсатор — насос — тракт охлаждения камеры», превращаясь попеременно то в пар, то в жидкость в различных его частях. В схемах со сменой рабочего тела эта циркуляция отсутствует. Рабочее тело после турбины выводится из цикла. Очевидно, что непосредственный выброс отработавшего газа в атмосферу заметно ухудшил бы экономичность двигателя, так как удельная тяга выхлопных патрубков всегда меньше удельной тяги камеры двигателя. Чтобы устранить эти потери, в тракт охлаждения камеры обычно посылается один из компонентов топлива. После испарения и срабатывания в турбине он направляется в камеру двигателя, где и сжигается вместе со вторым компонентом. Таким образом, безгенераторные двигатели выполняются по схеме с дожиганием рабочего тела турбины.

По конструкции системы газогенерации значительно, отличаются друг от друга, но тем не менее в каждой из них можно выделить следующие общие основные элементы:

- газогенератор;

- топливоподающие устройства;

- автоматику.

В газогенераторе (иногда называемом реактором) непосредственно образуется рабочее тело турбины - газ или пар заданных параметров. Топливоподающие устройства обеспечивают поступление средств газогенерации (исходных веществ) в реактор. Автоматика осуществляет регулирование рабочего процесса, а также запуск и выключение газогенератора. Иногда (например, при работе на основном топливе) система газогенерации не имеет самостоятельных топливоподающих устройств. В этом случае питание газогенератора топливом обеспечивается системой подачи двигателя. В ЖРД нашли применение следующие типы газогенераторов (ГТ):

- твердотопливный (ТГГ);

- гибридный (ТГГ);

- однокомпонентный жидкостный (однокомпонетный ЖГГ);

- двухкомпонентный жидкостный (двухкомпонентный ЖГГ);

- испарительный жидкостный (испарительный ЖГГ);

- аккумулятор сжатого газа (АСГ).

Твердотопливный газогенератор. В качестве источника газа в ТГТ используется заряд твердого вещества, генерирующий при сгорании или разложении газ с заданными физико-химическими характеристиками. Один из образцов ТГТ приведен на рис.84.

Рис.84

Твердотопливный ГГ

1—корпус ТГГ; 2—воспламенитель; 3—пружина; 4-заряд;5,9-гайки;