ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 05.04.2024
Просмотров: 64
Скачиваний: 0
Выражение (5) справедливо для систем питания, когда рабочее тело после турбины полезно не используется. Как ука зывалось выше, именно такие схемы систем питания («откры тая схема») до последнего времени имели наибольшее распро странение. В таких схемах определение удельных тяг двигателя должно проводиться с учетом расхода топлива как в основных камерах, так и на привод ТНА. Расчетные зависимости ДУдЭф=
=/(/?к*) для двух |
ракетных топлив приведены на фиг. 7 для |
случая р я — Рп — 1 |
атэ. |
Фиг. 6. Зависимость доли топлива, идущего на привод ТНА, от давления в камере
Как видно из фигуры, при больших давлениях в камере по тери в удельной тяге из-за дополнительного расходования топ лива на привод турбины ТНА превышают выигрыш удельной тяги за счет увеличения давления в камере.
Следовательно, при больших давлениях системы подачи открытых схем неэффективны и их применение, с точки зрения
обеспечения двигателю высоких Р уд, нецелесообразно. |
Однако |
||
следует иметь в виду, что |
использование |
в качестве |
рабочих |
тел турбины продуктов сгорания топлив с |
высокой работоспо |
||
собностью газа (большая |
величина RTZ*) |
может существенно |
снизить при высоких давлениях долю топлива, идущего на при вод ТНА. Это соотвественно позволит приблизить по эффек тивности «открытые» и «закрытые» схемы систем питания ЖРД-
|
Частичная |
компенсация |
потерь в удельной тяге за счет |
||
расхода рабочего тела |
ТНА |
в открытых схемах |
возможна |
||
в |
случае использования энергии рабочего тела после |
турбины |
|||
в |
специальных |
соплах за |
счет создания дополнительной тяги *. |
Для случая, когда оси основной камеры двигателя и дополни тельных сопел совпадают, процент снижения удельной тяги можно определить по формуле
* Возможно использование дополнительных сопел в качестве верньерных двигателей.
10
|
i |
100% , |
( 6) |
|
I+ G s/Gth |
||
|
|
|
|
где P УЧс |
удельная тяга дополнительных сопел. |
|
Фиг. 7. Зависимость теоретической и эффективной удельной тяги ЖРД от давления в камере
Как правило, Р уДдс < Р уДт) и компенсация потерь Р уд получается частичной. С этой точки зрения наиболее перспектив ной следует рассматривать схему, когда Р уДдс = Р уДт, т. е. так называемую «закрытую» схему с дожиганием, когда газ после турбины поступает в камеру двигателя, где дожигается с ос новными компонентами [3]. Возможность дожигания газа в ос новной камере после его использования в турбине, как уже было сказано, объясняется тем, что из условия допустимых для
турбин |
температур, |
топливо для |
генерации |
газа сжигается |
при больших избытках или недостатках окислителя. |
||||
В |
таких схемах |
систем питания |
8 = 0 |
и с точки зрения |
применения в двигателе высоких давлений они являются наи более приемлемыми.
11
Выбор конкретной схемы системы питания и ее составных частей определяется прежде всего назначением и размерами двигателя, характером и продолжительностью полета, а также общими требованиями простоты конструкции, малых габари тов, удобства эксплуатации и минимального веса.
Для межконтинентальных баллистических ракет, как пока зывают расчеты, выигрыш в удельной тяге порядка 1 % соот ветствует увеличению дальности на 3—6%, любопытны цифры, приведенные в работе [9].
Расчетная |
Процент увеличе- |
„ |
|
|
|
|
|
|
ния дальности |
Величина |
280 |
310 |
320 |
420 |
|||
дальность |
полета при уве- |
удельной тяги |
||||||
полета ракеты, |
|
|
|
|
|
|
|
|
км |
1% в % |
|
|
|
|
|
|
|
|
I Id 4dJlьНыи |
|
|
|
|
|||
|
2 |
|
|
|
|
|||
4 0 0 0 |
вес |
р а к е т - |
4 5 5 |
3 0 5 |
2 1 0 |
115 |
||
2 £ |
ной |
систе- |
||||||
8 0 0 0 |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
||
1 2 0 0 0 |
5/2 |
|
мы |
|
|
|
|
При полезном весе спутника Земли, равном 5,5 г.
Для упомянутого класса летательных аппаратов небольшой процент снижения расхода топлива на привод турбины ТНА и соответствующее увеличение удельной тяги может дать сущест венный выигрыш в величине полезного груза ракеты или даль ности полета.
Снижение расхода топлива на привод насосов Ж РД воз можно осуществить и за счет совершенствования элементов си стемы питания и, в частности, к. п. д. насосов и турбины.
Рассмотрим пример мощного жидкостно-реактивного дви гателя (или связки двигателей) с тягой в условиях стенда Р —
— 300 т, работающего на компонентах топлива «кислород» —
«керосин» с давлением |
в камере 100 кг/см2. |
В соответствии |
с фиг. 6 доля топлива, |
идущего на привод ТНА |
(имеется в ви |
ду открытая схема питания), от расхода топлива через основ ные камеры составляет примерно 5%.. Если считать, что на каждую тонну тяги в 1 сек. расходуется топлива около 3,5 кг, то количество топлива, расходуемого на привод ТНА при ра боте двигателя в течение 1 мин. составит
G tha = 300-3 , 5 -60-0,05 = 3180 кг!мин.
Если бы удалось увеличить к. п. д. турбины в таком двигателе
на 2 5 % |
(например, с |
т|т1 |
= 0 .4 до |
дт2 = |
0 ,5 ) , что эквивалент |
|
но такому же увеличению |
эффективной |
работы и снижению |
||||
G tha, |
то выигрыш в весе ракеты за счет экономии топлива на |
|||||
привод |
насосов составил: |
ДО = 0 , 2 5 - G tha = |
0 , 2 5 - 3 1 8 0 = 8 0 0 кг. |
|||
Для небольших |
ЖРД |
(малые |
ЗУРСы, |
самолетные двига |
тели) с малой продолжительностью работы расход топлива на привод ТНА не является определяющим с точки зрения выбора
12
схемы питания. Здесь большую роль играют вопросы просто ты, надежности, габаритные и весовые данные.
2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБИН ЖРД
Указанные в § 1 самые общие соображения по выбору схе мы системы питания ЖРД, а также степени совершенства ее элементов связаны в основном с условиями применения и на значением летательного аппарата, что предъявляет большое число противоречивых требований и соответственно конструк тивных решений элементов системы. Однако во всем этом мно гообразии отдельное рассмотрение систем питания, выполнен ных по «открытой» и «закрытой» схеме с дожиганием, позволяет выделить ряд особенностей и сформулировать требования к их элементам, а также указать направления и соображения к вы бору оптимальных параметров, в частности, турбин ТНА.
Турбины «открытых» схем систем питания
В «открытых» схемах систем питания рабочее тело после турбины эффективно не используется в связи с низкими значе ниями удельных тяг в дополнительных соплах. Ввиду этого естественным требованием для таких схем является требова ние минимального расхода топлива, идущего на привод турби ны ТНА. При заданном значении потребной мощности для при вода насосов (потребная мощность на привод вспомогательных агрегатов, если они применяются, обычно незначительна) это
требованиеобеспечивается получением максимальной |
работы |
||
с каждого килограмма газа, проходящего через турбину. |
|||
Работа на валу турбины |
L3 |
определяется как |
произве |
дение адиабатической работы |
/,аД |
на эффективный |
к. п. д. |
турбины т|э: |
|
|
|
Д |
■^'ад''*3э> |
(^) |
поэтому она может быть увеличена как за счет увеличения адиабатической работы, так и за счет увеличения к. п. д. тур бины. Как известно, адиабатическая работа турбины опреде ляется выражением
|
R T * ^ 1 - |
__1 |
( 8> |
|
I |
ft-i |
|||
|
|
|||
\ |
ят h |
|
где k, R — показатель адиабаты и газовая постоянная;
=Р * — степень расширения газа в турбине;
Рч |
— температура и давление |
заторможенного |
потока |
Т * , р * |
|||
р2 |
на входе в турбину; |
|
|
— давление за турбиной (противодавление). |
|
||
Величина адиабатической работы |
турбины при заданном |
13
рабочем теле зависит от температуры газа перед турбиной и степени его расширения.
Температура газа перед турбиной определяется прочност ными возможностями ее элементов. Для большинства турбин ЖРД диски и лопатки которых не охлаждаются, выбирают
Т* =.’ 750— 1200° абс.
Вотдельных случаях, ввиду коротких лопаток турбины и кратковременности действия, Т * доводят до 1500° абс. Что же касается степени расширения газа в турбине, то ее можно ме
нять в широких пределах.
Величина отношения p j p 2 зависит от чисел Мг и М 2а перед и за турбиной и степени геометрического уширения тур
бины [1]. Она определяется |
формулой |
|
|
||
|
|
|
|
2л |
|
|
|
\М2Я |
/ V |
ян-1 |
(9) |
|
P2 |
\ м г |
P z. |
5 |
|
|
|
|
|||
где p z, |
р2 — статические давления |
перед и за турбиной; |
|||
F г, |
Р2 — соответствующие площади проходных |
сечений; |
п — показатель политропы.
Максимальный перепад давлений в турбине получается прк' ее «запирании» по выходному сечению, т. е. при М2а — 1.
В |
этом случае уравнение (9) |
примет вид: |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
F j |
2п |
( 10) |
|
|
|
(Рг/РгЬпах — |
_1_ |
п+ 1 |
|||
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
M z |
P'z. |
|
|
при M z~ 0,1; |
F 2!Fz = 1 ,6 |
и п •= |
1,25 |
величина |
(рг1р2)та%= 22. |
|||
Таким |
образом, |
варьируя |
числом |
М г |
и величиной отношения |
|||
F 2jF z, |
можно |
в |
широком |
диапазоне |
изменять |
максимальную |
степень расширения газа в одной ступени турбины.
При этом необходимо иметь в виду, что чем больше сте пень расширения газа в 'одной ступени турбины, тем больше гидравлические потери и особенно потери с выходной ско ростью и, следовательно, тем меньше к. п. д. турбины.
Однако, несмотря на падение к. гь д., увеличение перепада давлений, как правило, приводит к увеличению работы.
Покажем это на примере активной турбины. Для простоты рассмотрим работу на окружности колеса и предположим ра
венство углов входа и выхода |
потока |
в |
рабочих лопатках |
<Р2 = Р.).' |
|
|
|
Учитывая, что Lu = LaMrlu, Lai |
M 2_ L |
|
|
|
<P/ |
2§ |
’ |
73« = 2tP2 ( l + Ф) (cOSCEj — |
C\ / |
— , |
|
\ |
|
C\ |
14