ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 05.04.2024
Просмотров: 65
Скачиваний: 0
в) |
/, |
= |
L |
1 мм = 22,2 |
мм; |
|
7 |
*на |
|
*рк |
|
|
|
|
/**на = |
I‘'на = |
22>2 мм; |
|
|
|
г) |
/3рк==/з» а + |
1 . 8 = 24 мм; |
|
|
||
п) |
I |
= |
i L |
= |
601-0.942 |
= 25,6 мм. |
; |
4рк |
|
Зрк Т3 ф". sin р4 |
594.0,942-0,951 |
|
Г л а в а IV
ПРИМЕРЫ КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМ ТНА ЖРД
В зависимости от назначения и параметров двигателя кон структивное выполнение турбин ТНА весьма разнообразно^, Ниже, в качестве примера, приводятся чертежи и краткие све дения по турбинам некоторых типов двигателей, данные кото рых известны из открытой литературы.
На фиг. 48 приведен разрез турбонасосного агрегата ЖРД типа «Вальтер» 109—509А4. Двигатель предназначался в ка честве силовой установки самолета-истребителя и производил ся в Германии в конце 2-й мировой войны. Его тяга изменялась в диапазоне 200— 1700 кг при максимальном давлении в камере до 20 ата. Топливом служили: перекись водорода 80%-ной кон
центрации (окислитель) |
и спирт-гидразингидрат |
(горючее). |
|
Максимальная удельная тяга достигала 190 кг тяги кг/сек |
топ |
||
лива. Система подачи топлива турбонасосная. |
|
|
|
Относительно низкое давление в камере двигателя р к*, |
ма |
||
лая продолжительность |
работы и специфичность |
применения |
летательного аппарата предопределили открытую схему систе мы питания, а конструкция элементов ТНА подчинена в основ ном требованиям простоты, габаритных и весовых данных и на дежности агрегата.
В качестве рабочего тела турбины использован парогаз — продукт реакции разложения 80% -ной перекиси водорода, что упростило конструкцию газогенератора и систему питания дви
гателя. |
|
|
|
|
|
О с н о в н ы е д а н н ы е т у р б и н ы |
|
||||
М о щ н о с т ь ................................ |
90 л. с. |
кг/сек |
|||
Расход |
газа ............................... |
0,38—0,42 |
|||
Давление на входе |
28 кг/см2 |
|
|||
Давление на выходе . |
1,75 кг/см2 |
||||
Степень |
расширения . |
тгт= 16 |
|
||
Температура на |
входе |
650—750° |
абс. |
||
Средний диаметр |
по лопаткам |
0,181 |
м |
|
|
Число оборотов . . . . |
16500 |
об/мин |
|||
Параметр и/сх ............................. |
0,16 |
|
|
||
Эффективный к. |
п. д. . . |
0,31 |
|
|
6 . П. К. Казанджан. Ю. П. Тихомиров |
81 |
|
Малый расход и существенная парциальность подвода га за, требования простоты обусловили применение схемы актив ной турбины с повторным подводом газа. Сопловой аппарат конструктивно выполнен в виде единичного конического сопла Лаваля. Для лучшего заполнения лопаток рабочего колеса соплу на выходе придано прямоугольное сечение. Рабочие ло патки симметричного профиля с одинаковым сечением по высо те. Газ после прохода соплового аппарата и рабочего колеса по падает в специальный поворотный коллектор и вновь направ ляется на рабочие лопатки. Корпус турбины изготовлен из алю миниевого сплава, а турбинное колесо, вал и лопатки — из не ржавеющей стали.
Диск турбины и рабочие колеса насоса расположены на одном валу. Полость турбины изолирована с помощью специ альных уплотнений.
Отдельные конструктивные особенности турбнонасосного агрегата видны из фиг. 48.
Турбонасосный агрегат двигателя ракеты А-4 показан на фиг. 49. Ракета А-4 была первой ракетой дальнего действия, сконструированной немецкими инженерами в период 2-й миро вой войны. Жидкостно-реактивный двигатель ракеты А-4 имел на уровне моря тягу 26 г при давлении в камере 15 ата. Рабо тал на жидком кислороде и 75% -ном водном растворе этилово го спирта! Система подачи турбонасосная. Как и в случае дви гателя «Вальтер», турбина двигателя ракеты А-4 работала на продуктах разложения перекиси водорода. Катализатор для разложения перекиси — жидкий.
Двигатель имел открытую схему системы питания. Газы, выходящие из турбины, направлялись в выходной патрубок, установленный параллельно оси основной камеры, и через соп ло Лаваля выбрасывались наружу. Критические условия в гор ловине этого сопла обеспечивают независимость параметров на выходе из турбины от атмосферных условий, а тяга, разви ваемая выходным патрубком, частично компенсирует потери на привод ТНА
О с н о в н ы е д а н н ы е т у р б и н ы
Мощность . . |
. . . |
. 465 л. с. |
|||||
Расход г а з а .............................. 2,13 |
кг/сек |
||||||
Давление |
на |
входе . . |
. 26,3 |
кг!см2 |
|||
Давление |
на |
выходе . . |
|
1,75 кг/см2 |
|||
Степень расширения . . |
. тст = 1 5 |
||||||
Температура |
на |
входе |
. |
. |
660° |
абс. |
|
Средний диаметр по лопаткам |
0,447 м |
||||||
Число оборотов . . . . |
|
3800 об1мин |
|||||
Параметр |
u/ci |
. . . |
. 0, 1 |
|
|||
Эффективный к. |
п. д. . |
|
. |
0,32 |
|
||
Степень парциальности . |
|
^ 0 ,4 |
82
В клейка
м еж д у 82 — 83 стр.
Подбод парогаза
5
Подвод дренажа из топливного крана
WZZZZZZZZZZ^
Дренаж
парогаза
окислителя |
Др гна ж |
|
парогаза |
К изд. J* 3517 |
Ф и г . 48 . Турбонасосны й агр егат двигателя «В ал ьтер » |
В ы ход спирт а
Турбина активная, с двумя ступенями скорости. Примене ние такого типа турбины обусловлено низкими значениями от ношения и!с\, а последнее связано с малыми значениями окруж ных скоростей, диктуемых прочностью турбинного диска, изго товленного из алюминиевого сплава. Как видно из фиг. 17, использование ступеней скорости в этом диапазоне значений параметра ц/щ весьма эффективно, а применение активной двух ступенчатой турбины не вносит существенного усложнения кон струкции.
Сопловой аппарат выполнен в виде решетки. Причем из конструктивных соображений венец сопловых лопаток образо ван четырьмя секциями, каждая со своей сопловой коробкой.
Лопатки соплового аппарата образуют межлопаточные ка налы расширяющегося профиля по типу сопел Лаваля, ограни ченных прямыми стенками.
Лопатки рабочего колеса с симметричным профилем и по стоянным сечением по высоте выполнены из алюминиевого спла ва и устанавливаются на ободе колеса с помощью замков по типу «ласточкина хвоста».
Конструктивные особенности агрегата видны из фиг. 49. Обращает на себя внимание соединение вала и корпуса турби ны с валом и корпусом кислородного насоса, где в связи с ис ключительно низкими температурами жидкого кислорода пре дусмотрена, наряду с надежным уплотнением, температурная компенсация сочленяемых деталей.
На фиг. 50 представлен турбонасосный агрегат самолетно го ЖРД «Тиокол» XLR99 с тягой 22 г. Основным топливом двиготеля служит кислород — керосин.
Турбина активная с двумя ступенями скорости консольно расположена на одном конце вала. Рабочим телом являются продукты распада 90% -ной перекиси водорода. На другом конце вала располагается насос окислителя с односторонним входом и осевым преднасосом.
Система регулирования ЖРД XLR99 в полете позволяет уменьшить максимальную тягу в два раза. Тяга регулируется путем изменения числа оборотов ТНА, т. е. подачи топлива к камеру сгорания. Число оборотов ТНА изменяется путем из менения подачи перекиси водорода в газогенератор со слоистым катализатором при помощи дроссельного клапана, расположен ного перед ним.
В ТНА используются роликовые и шариковые подшипники из нержавеющей стали. Смазка осуществляется маслом. Мас ляный насос и его магистрали всегда залиты маслом так, что летчик может немедленно осуществить запуск двигателя. От дельные конструктивные особенности видны из фиг. 50.
На фиг. 51 приведена схема одной из модификаций англий ского самолетного ЖРД «Спектр». Топливом служит перекись водорода высокой концентрации и керосин. Тяга двигателя
8 4
около 5—8 г при давлении в камере до 40 ата. Хотя, как пока зывает анализ § 1, при таких давлениях в камере переход от от крытой к закрытой схеме системы питания и не может дать су щественного выигрыша в эффективности, в двигателе примене на закрытая схема. Это может объясняться как простотой ее осуществления, ибо в качестве рабочего тела турбины здесь служит один из компонентов топлива, так и стремлением накоп ления опытного материала работы закрытой схемы и последую щим форсированием двигателя по давлению в основной камере.
1 л |
— |
|
-т) |
||
v 0 |
||
Т |
Ш |
|
" |
Фиг. 51. Схема двигателя «Спектр»:
7—насосы; 2 —подвод керосина; <3—турбина; 4 - камера; 5-газогенератор
Как видно из фигуры, продукты разложения перекиси во дорода высокой концентрации, пройдя турбину, поступают не посредственно в основную камеру двигателя. Туда же с по мощью грибовидной распылительной головки, несколько выдви нутой внутрь камеры, подается горючее.
Сведения о турбине ограничены. Турбина осевая, активная. В некоторых источниках указывается ее небольшая парциальность.
|
Л И Т Е Р А Т У Р А |
|
|
|
|
|
1. |
Ст е ч к ин Б. С., К а з а н д ж а н |
П. К. и |
др. |
Теория реактивных |
||
двигателей, ч. I. Оборонгиз, 1956. |
|
|
|
|
|
|
2. М е л ь к у м о в Т. М., К у з н е ц о в |
Е. В., Мели к-П а ш а е в Н. И. |
|||||
Теория жидкостно-реактивных двигателей. ВВИА |
им. проф. Н. Е. Жуковско |
|||||
го, 1956. |
|
|
|
|
|
|
3. |
Ше в е л ю к М. И. Теоретические |
основы |
проектирования |
ЖРД, |
||
Оборонгиз, 1960. |
|
|
|
|
|
|
4. Известия высших учебных заведений. «Авиационная техника», № 1, |
||||||
1958. |
, |
. |
|
|
|
|
5. |
К а з а н д ж а н П. К. Дополнительные |
главы |
по теории |
газовых |
турбин. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1950.
6. |
Известия высших учебных заведений. «Машиностроение», № 2, 1960. |
7. |
Ще г л я е в А. В. Паровые турбины. Госэнергоиздат, 1956. |
8. |
С а т т о н Д. Ракетные двигатели. М. ИЛ., 1952. |
9. |
I AS Repord q 59 — '25. |
10. |
ASME 1958-А — 46Н. |
|
|
|
О Г Л А В Л Е Н И Е |
|
|
|
|
|||
В в е д е н и е |
.............................................. |
|
|
|
............................................$ |
|||||
|
|
|
Г л а в а |
I |
|
|
|
|
|
|
|
Выбор параметров |
и особенности турбин ТНА |
|
|
|
|||||
1. |
Эффективность турбонасосных |
систем |
питания |
. |
. . . |
7 |
||||
2. |
Основные параметры |
турбин |
Ж |
Р Д .................................................. |
|
|
|
12 |
||
3. |
Кинематические схемы турбин |
Т Н |
А ................................................ |
|
|
|
22 |
|||
4. Потери |
в турбинах ТНА ....................................................................... |
|
|
|
|
|
|
33 |
||
|
|
|
Г л а в а |
II |
|
|
|
|
|
|
|
|
Профилирование элементов турбин |
ГНА |
|
|
|
||||
5. |
Профилирование сверхзвуковых |
сопловых |
решеток |
|
. . |
. 5 1 |
||||
6. |
Особенности профилирования |
рабочих |
решеток при сверхзву |
|||||||
|
ковых |
скоростях набегающего |
п о т о к а .......................................... |
|
|
68 |
||||
|
|
|
Г л а в а |
III |
|
|
|
|
|
|
|
|
Расчет турбины ТНА |
|
|
|
|
|
|||
7. |
Пример |
расчета турбины ТНА Ж Р Д ................................................. |
|
|
|
71 |
||||
|
|
|
Г л а в а |
IV |
|
|
|
|
|
|
|
Примеры конструктивных схем ТНА ЖРД |
|
|
81 |
||||||
Л и т е р а т у р а |
........................................................ |
|
|
|
|
|
|
|
87 |
Технический редактор Г. Е. Болотова |
|
Корректор Л. Д . Панибратцева |
|
Сдано в набор 17/V-1961 г. |
|
Подписано к печати 9|Х1И961 г. |
|
Г'941230 |
Изд. Л» 3517 |
|
Зак. 225. |
Формат бумаги 60 х 921/,,,. |
5,5 печ. л. + 1 |
вкл. 0,125 печ. л. |
4.95 уч.-изд, л. |
Типо-литография ВВИА имени проф, Н, Е. Жуковского