Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя. Экспериментальная отработка насосов и турбины ТНА

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» , опубликованной в 1903 году . Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 г. Аналогичные разработки в 1931-1933 гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера . Эти работы были продолжены в организованном в 1933 г. РНИИ, но в 1938 г. тематика ЖРД в нём была закрыта, а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители».

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX в. добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль , Гельмут Вальтер , Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2 , зенитных Вассерфаль , Шметтерлинг , Райнтохтер R3. В Третьем рейхе к 1944 г. фактически была создана новая отрасль индустрии - ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера , в то время, как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.

В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"

Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД

Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Топливная система

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки , предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.) , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:

• Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
• Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
• Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

• Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
• Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
• Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

• Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
• Поддержание стабильного режима работы.
• Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
• Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
• Регулирование соотношения расхода компонентов.

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .

Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.

Управление ракетой

В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий момент .

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Турбонасосный агрегат (ТНА) жидкостного ракетного двигателя содержит установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата крыльчатку дополнительного насоса горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, согласно изобретению между рабочим колесом турбины и крыльчаткой насоса окислителя установлены магнитная муфта и мультипликатор. Между насосом окислителя и насосом горючего могут быть установлены магнитная муфта и мультипликатор. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего могут быть установлены магнитная муфта и мультипликатор. Изобретение обеспечивает повышение надежности ТНА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата. Такое свойство насоса неминуемо приводит в уменьшению расхода одного из компонентов топлива через ТНА, падению тяги ракеты в несколько раз и срыву программы полета ракеты или к катастрофе.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации и к последствиям, указанным выше. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом, в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком такой схемы является пожар или взрыв ТНА и ракеты на старте или в полете вследствие низкой надежности уплотнения между турбиной и насосом окислителя, между насосом окислителя и горючего, а также между насосом горючего и дополнительным насосом горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300...400 кгс/см 2 для современных ЖРД. Например, при использовании в качестве компонентов ракетного топлива водорода и кислорода самые незначительные утечки этих компонентов приводят к образованию «гремучей смеси» и практически всегда - к взрыву ракеты.

Задачи создания изобретения: предотвращение взрыва ТНА или ракеты на старте или в полете.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата: крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата крыльчатку дополнительного насоса горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, отличается тем, что между рабочим колесом турбины и крыльчаткой насоса окислителя установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта - абсолютной герметичности соединений между турбиной и насосами, а также между насосами и предотвращение взрыва ТНА и ракеты на старте или в полете.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...3, где:

На фиг.1 приведена схема первого варианта ТНА,

На фиг.2 приведена схема второго варианта ТНА,

На фиг.3 приведена схема третьего варианта ТНА.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА 1 (фиг.1) содержит вал насоса горючего 2, вал насоса окислителя 3. На валу насоса окислителя 3 установлена крыльчатка насоса окислителя 4, на валу насоса горючего 2 установлена крыльчатка насоса горючего 5. Рабочее колесо турбины 6 установлено в верхней части ТНА. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса ТНА 7. Дополнительный насос горючего 8, имеющий крыльчатку дополнительного насоса горючего 9 и вал дополнительного насоса горючего 10 выполнен соосно с ТНА 1 и установлен на стороне, противоположной рабочему колесу турбины 6. Крыльчатка дополнительного насоса горючего 9 установлена в корпусе дополнительного насоса горючего 11, полость которого «Б» герметизирована относительно полости ТНА «А». Между крыльчаткой насоса горючего 5 и дополнительным насосом горючего 8 в корпусе ТНА 7 установлена магнитная муфта 12 и мультипликатор 13. Магнитная муфта 12 и все другие магнитные муфты (если они применяются в конструкции) состоят из ведущего диска магнитной муфты ведомого диска магнитной муфты, а между дисками магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала, например из немагнитной стали (на фиг.1...3 не показано). Рабочее колесо турбины установлено на валу турбины 14.

Газогенератор 15 установлен соосно с ТНА 1 над сопловым аппаратом турбины 16. Газогенератор 15 содержит головку газогенератора 17, внутри которой выполнены наружная плита 18 и внутренняя плита 19 с полостью «В» над ними и полостью «Г» между ними. Внутри головки газогенератора 17 установлены форсунки окислителя 20 и форсунки горючего 21. Форсунки окислителя 20 сообщают полость «В» с внутренней полостью газогенератора «Д», а форсунки горючего 21 сообщают полость «Г» с внутренней полостью газогенератора «Д». На наружной поверхности газогенератора 15 установлен коллектор горючего 22, к которому подходит топливопровод высокого давления 23 от дополнительного насоса горючего 8. В линии трубопровода высокого давления 23 установлен клапан высокого давления 24 и регулятор расхода 25 с приводом регулятора расхода 26. Выход из крыльчатки насоса горючего 5 соединен трубопроводом 27 с входом в дополнительный насос горючего 8 и с камерой сгорания (камера сгорания на фиг.1 не показана).

Выход из крыльчатки насоса окислителя 4 трубопроводом окислителя 28 через клапан окислителя 29 соединен с полостью «В» газогенератора 15. На газогенераторе 15 установлены одно или несколько запальных устройств 30. Блок управления 31 соединен электрическими связями с запальными устройствами 30, клапаном высокого давления 24, клапаном окислителя 29 и приводом регулятора расхода 26.

При запуске ЖРД с блока управления 31 подаются электрические сигналы на клапаны 24 и 29 и запальное (запальные) устройства 30. Окислитель и горючее из крыльчаток насосов 4, 5 и 8 самотеком поступает в газогенератор 15, где воспламеняется, продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 6, установленное на валу 14.

В первом варианте (фиг.1) через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13 раскручивается вал насоса окислителя 3. Давление на выходе из крыльчаток насосов 4 и 5 возрастает. Часть топлива (около 10%) поступает в дополнительный насос горючего 8, где его давление значительно увеличивается. Дополнительный насос горючего 8 приводится во вращение и имеет одинаковую частоту вращения, что и крыльчатка насоса окислителя 4 и крыльчатка насоса горючего 5 (фиг.1).

По второму варианту (фиг.2) крутящий момент с вала насоса окислителя 3 передается на вал насоса горючего 2 через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13. При этом крыльчатка насоса горючего 5 будет иметь более высокие обороты, чем крыльчатка насоса окислителя 4. Вал дополнительного насоса горючего 10 соединен с валом насоса горючего 2 напрямую.

По третьему варианту (фиг.3), кроме двух магнитных муфт с мультипликаторами, в конструкции ТНА применена третья магнитная муфта с мультипликатором. Вследствие этого, из-за отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего 10 его надежность возрастает. При давлении на входе в крыльчатку насоса горючего 4 порядка P 1 =4...5 кгс/см 2 , на выходе из крыльчатки насосов горючего 4 Р 2 =300 кгс/см 2 и при давлении на выходе из дополнительного насоса горючего 8 примерно Р 3 =900 кгс/см 2 возникший между ними перепад давления примерно в 600 кгс/см 2 воспринимается перегородкой из немагнитного материала 14. Давление на входе в насос окислителя Р 4 =4...5 кгс/см 2 , на выходе из насоса окислителя P 5 =400 кгс/см 2 , на входе с камеру сгорания Р 6 =300 кгс/см 2 . Наличие магнитных муфт между насосами и насосом окислителя и турбиной обеспечивает полную герметичность всех модулей друг относительно друга, наличие мультипликаторов - согласование оборотов вращения турбины и насосов и одновременно модульность конструкции.

В результате появилась реальная возможность спроектировать все основные узлы ТНА: турбину и насос на оптимальные параметры, в том числе по частотам вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между турбиной и насосами или нескольких мультипликаторов, а это позволило минимизировать вес ТНА, что имеет решающее значение в ракетной технике.

Применение изобретения позволило:

1. Предотвратить взрыв ТНА и ракеты при старте или в полете вследствие контакта окислителя и горючего в полости между насосами или проникновения продуктов сгорания из турбины в один из компонентов топлива, если в качестве компонентов ракетного топлива используется кислород и водород или другие агрессивные компоненты.

2. Обеспечить модульность конструкции ТНА.

Автономные испытания насосов проводят для определения рабочих и кавитационных характеристик. При снятии рабочей характеристики определяют зависимости создаваемого напора, мощности и КПД насоса от расхода жидкости при номинальной частоте вращения и постоянном давлении на входе в насос. При снятии кавитационной характеристики насоса определяют зависимость напора, мощности и КПД от давления на входе при номинальном расходе и частоте вращения ротора насоса. Эти характеристики обычно снимают на установках с использованием очищенной от механических примесей смягченной воды. На рис. 13.6 приведена схема установки для испытания насоса двигателя.

Расходная емкость 12 заполняется водой бустерным насосом 1 . Необходимый уровень подпора (р вх) устанавливается вентилями и дросселем 4 , 11 и 13 . При открытии вентиля 4 вода через фильтр 5 поступает к испытуемому насосу 8 . Заданную частоту вращения насоса устанавливают электромотором 10 , месдоза 9 служит для измерения крутящего момента. Клапаном 4 устанавливается необходимый расход, значение которого измеряется датчиками расхода 6 . Напор насоса регулируется дросселем 11 , устанавливаемым в его напорной линии.

Рис. 13.6. Схема установки для испытания насосов:

1 – насос заправочный; 2 – фильтр; 3 – вентиль; 4 – отсечной клапан; 5 – фильтр; 6 – расходомер; 7 – манометр; 8 – испытуемый насос; 9 – месдоза; 10 – электромотор; 11 – дроссель; 12 – расходный бак; 13 – вентиль перелива

Для построения рабочих характеристик расход изменяют через определенные интервалы времени, поддерживая постоянными частоту вращения ротора и давление на входе. Для снятия кавитационных характеристик при номинальном значении расхода ступенчато снижается давление на входе в насос. Срыв работы насоса определяется по интенсивному падению значений параметров на выходе из него.

Энергетические характеристики представлены на рис. 13.7,а . По указанным зависимостям для любого заданного режима насоса по объемному расходу и угловой скорости вращения ротора насоса можно определить его основные параметры: развиваемый напор Н , потребляемую мощность N и коэффициент полезного действия . Универсальная кавитационная характеристика насоса представлена в виде зависимости на рис. 13.7,б .

Рис. 13.7. Универсальные энергетические (а ) и кавитационные (б ) характеристики насосов

Универсальные энергетические и кавитационные характеристики можно получить как расчетным, так и экспериментальным путем. Однако современные методы теоретического расчета характеристик еще не обладают достаточной точностью. Поэтому на практике характеристики определяются экспериментально на специальных экспериментальных установках (см. рис. 13.6).

При кавитационных испытаниях определяется критический кавитационный запас насоса, под которым понимается режим, при котором напор насоса падает ниже величины, заданной по техническому заданию на ДУ. На рис. 13.8 проиллюстрировано понятие критического кавитационного запаса, соответствующего допустимому падению давления на выходе из насоса ∆р Д при испытаниях кислородного и водородного насосов.

Рис. 13.8. Кавитационные характеристики насосов:

1 – кислородный насос; 2 – водородный насос; I – момент начала кавитации в насосе; II и III – первый и второй критические режимы работы насоса; IV и V – критические кавитационные запасы насосов, ∆р д – величина допустимого падения напора насоса; К – кавитационный запас насоса, K = p вх - p H / ( , p вх – давление на входе в насос; p H давление насыщенных паров; - плотность жидкости; g – ускорение свободного падения

Автономные испытания турбин проводят в модельных режимах, определенных с учетом требований теории подобия. В качестве рабочего тела чаще всего используют воздух или фреон. Стенды для испытания турбин и оценки их характеристик при использовании различных модельных газов могут быть выполнены по открытой (с выбросом рабочего тела после турбины в окружающую среду) или по замкнутой схеме.

В некоторых случаях, особенно для двигателей больших тяг, проводят автономные испытания ТНА совместно с газогенератором, так как для испытания ТНА требуется очень больших затраты мощности. Кроме того, в некоторых случаях автономная совместная отработка ТНА и газогенератора при огневых испытаниях позволяет существенно сократить материальные затраты на создание двигателя, так как возможный аварийный исход испытания этого узла не ведет к разрушению двигателя в целом.

При совместных испытаниях ТНА с газогенератором питание газогенератора компонентами топлива можно осуществлять от стендовых систем высокого давления. Такая схема была принята при отработке ТНА низкого и высокого давлений двигателя SSМЕ на стенде “Кока-1” испытательного комплекса в Санта-Сюзанна (США). Стенд обладал целым рядом недостатков, которые создавали определенные трудности при проведении испытаний ТНА и снижали качество полученных результатов. В первую очередь следует отметить, что условия испытания ТНА на стенде значительно отличались от условий их работы в составе двигателя. Так как при автономных испытаниях отсутствует взаимное влияние между элементами ТНА, переходные режимы (запуск, выход на режим и останов) существенно отличаются от переходных режимов при работе ТНА в составе двигателя.

Недостатком рассмотренной выше схемы испытаний насосов является ограниченность ресурса испытаний, который определяется запасом компонента в стендовых баках для питания насосов, так как компонент после насосов сливается в стендовую емкость или дожигается в стендовом дожигателе (при испытании водородного насоса). Применение газогенераторного привода также ограничивает ресурс работы установки из-за громоздкости вытеснительной системы питания газогенератора и малых запасов компонентов и газа. Возможны и другие схемы привода турбины, например с использованием газообразного водорода или же газогенератора, питающегося компонентами топлива от испытуемых насосов.

Для увеличения продолжительности испытания насоса в испытательном стенде предусматриваются специальные системы циркуляции криогенного компонента.

Известно, что при течении жидкости в трубопроводах и элементах арматуры происходят необратимые процессы, приводящие к росту энтропии потока, и возврат параметров жидкости к исходным возможен лишь при условии ее охлаждения. Этот процесс, простой для обычных жидкостей, существенно затруднен для криогенных жидкостей. Так, например, при течении криогенной жидкости в насосе увеличение напора сопровождается прогревом компонента топлива на 5…10 градусов.

В стендовой системе питания для охлаждения жидкости после насоса можно применять поверхностный теплообменник, однако он должен иметь большую поверхность, особенно при использовании гелия и водорода. Велики также гидропотери и затраты на циркуляцию теплоносителя, так как обычно используют пар охлаждаемой жидкости. Другой способ реализации – слив отработанной жидкости в промежуточную емкость, где она охлаждается до температуры насыщения в результате частичного испарения. Очевидно, что данный способ связан с минимальными потерями жидкости для охлаждения, но при этом увеличивается вероятность ее загрязнения и нарушается непрерывность процесса циркуляции, т. е. продолжительность испытания насоса на стенде определяется объемом расходного бака.

Указанные недостатки устраняются при использовании для циркуляции криогенного компонента струйного парожидкостного насоса сепарационного типа (струйных преобразователей энергии), принципиальная схема которого приведена на рис. 13.9. Насос работает следующим образом. Жидкость охлаждается в струйном аппарате в результате испарения части ее в сопле 1 и удаления пара из парожидкостной смеси в сепараторе 2 . Сепаратор представляет собой кольцевой канал, в котором капли жидкости за счет центробежной силы отбрасываются к периферии. На наклонной пластине, образующей диффузорный канал 3, происходит восстановление давления оставшейся жидкости, которая отводится через патрубок 5 с расходом , а испарившаяся часть жидкости с расходом отводится через патрубок 4 .

Рис. 13.9. Принципиальная схема струйного парожидкостного насоса сепарационного типа:

1 – сопло; 2 – сепаратор; 3 – диффузор; 4 , 5 – выхлопные патрубки

Схема стендовой установки для испытания насоса, перекачивающего криогенную жидкость, с циркуляционным контуром питания представлена на рис. 13.10. Установка включает расходный бак 1 , откуда криогенная жидкость через отсечной клапан 2 поступает в испытуемый насос 5 . Жидкость, проходя через струйный парожидкостный насос 7 и открытый сливной клапан 8, поступает в сливной бак 10 . После завершения захолаживания системы запускается насос 5 (например, включением электропривода или газового привода от газогенератора, которые на схеме не показаны). Циркуляционный контур включается открытием клапана 9 , затем клапан слива 8 закрывается. При этом в парожидкостном cтруйном насосе происходит разделение фаз: паровая фаза отводится по магистрали через осевой отвод струйного насоса 7 в дренажную емкость 6 , в которой собирается конденсированная часть пара, а жидкая фаза по замыкающему контуру, через центробежный сепаратор, диффузорный канал и клапан 9 возвращается на вход в насос.

Рис. 13.10. Схема стендовой установки для испытания насоса окислителя с циркуляционным контуром питания:

1 – топливный бак; 2 – клапан подачи; 3 – дренажный клапан; 4 – магистраль слива конденсированной части испарившейся жидкости; 5 – испытуемый насос; 6 – дренажная емкость; 7 – струйный парожидкостный насос; 8 – клапан слива; 9 – дроссельный клапан включения циркуляционного контура; 10 – сливной бак; 11 – магистраль возврата жидкости в топливный бак; 1 2 – клапан; 13 – фильтр

Общий расход двухфазного компонента, проходящий через насос, составит

где , - расход жидкой и паровой фаз двухфазного потока компонента соответственно.

Эффективность работы циркуляционного контура определяется коэффициентом возврата (К в), равным отношению расхода жидкости через диффузор () к расходу двухфазного потока через сопло ():

К в = . (13.1)

Коэффициент возврата К в может достигать 0,9 при перекачивании двухфазного потока кислорода и 0,6…0,7 – при перекачивании двухфазного потока водорода, т. е. в этом случае 10 % (или 30…40 %) компонента теряется на испарительное охлаждение.

Продолжительность испытания при этом определяется расходом компонента из бака 1 (), равным расходу пара (), т.е. расходом компонента для компенсации потерь жидкости на испарение.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Аннотация

Введение

Краткое описание ТНА РД-180.

Глава 1. Технологическая часть

1.1 Условия работы лопатки турбиныТНА

1.2.3 Механические свойства материала (при Т = 20 °С)

1.2.4 Термическая обработка

1.4.1 Коэффициент использования материала

1.6.1 Виды изготовления алмазных роликов

1.6.2 Допуски

1.6.3 Конструкция

1.6.4 Зернистость

1.6.5 Сорт алмаза -- D 711 А

1.6.7 Первичное изготовление и расчет нового алмазного ролика для правки

1.6.8 Эксплуатация

1.6.9 Расположение осей

1.6.10 Режимы обработки

1.7 Выбор баз и обоснование последовательности обработки детали

1.8 Расчет припуска на механическую обработку в операции №12.

1.9 Режимы резания

1.10 Нормирование

Глава 2. Конструкторская часть

2.1 Описание приспособления

2.2 Расчет приспособления на силу зажима

Глава3. Исследовательская часть

3.1 Основы процесса гидродробеструйного упрочнения

3.2 Технология процесса гидродробеструйного упрочнения

3.2.1 Устройство и работа установки для гидродробеструйного упрочнения

3.2.2 Технологические требования к процессу

3.2.3 Порядок обработки

3.2.4 Контроль упрочнения

3.3 Определение остаточных напряжений

3.4 Усталостные испытания лопаток

3.4.1 Цель испытаний

3.4.2 Объект испытаний - лопатки турбиныТНА

3.4.3 Исследование собственных частот.

3.4.4 Оборудование для усталостных испытаний лопаток

3.4.5 Исследование распределения относительных напряжений

3.4.6 Метод испытаний на усталость

3.4.7 Метод обработки результатов испытаний

3.5 Результаты испытаний.

Глава 4. Часть по автоматизации

4.1 Описание программного пакета CATIA

4.1.1 Применение и возможности CATIA

4.1.2. Описание модулей пакета программ CATIA

4.2 Основные функции построение модели и чертежа деталей в САПР CATIA.

4.2.1 Интерфейс пользователя

4.2.2 Создание двухмерной геометрии, образмеривание и нанесение надписей

4.2.3. Создание трехмерной модели детали и построение на ее основе двухмерной геометрии

4.3 Построение модели лопатки турбины ТНА.

Глава 5. Промышленная экология и безопасность производства.

5.1 Анализ технологического процесса изготовления лопатки газовой турбины. Определение основных воздействий на окружающую среду и здоровье человека. Разработка мер защиты.

5.1.1 Анализ технологического процесса изготовления лопатки газовой турбины.

5.1.2 Анализ вредных воздействий на окружающую среду и разработка мер защиты при выполнении операции глубинного шлифования.

5.1.3 Анализ вредных воздействий на здоровье человека и разработка мер защиты при выполнении операции глубинного шлифования.

5.2 Анализ и расчет освещённости рабочего места.

5.2.1 Анализ освещённости рабочего места

5.2.2.Расчет на освещенность рабочего места

5.3 Вентиляция производственного помещения.

5.4 Меры противопожарной защиты.

5.5 Выводы по результатам анализа вредных и опасных факторов

Глава 6. Расчет экономической эффективности внедрения нового технологического процесса

6.1 Расчет затрат на проектирование технологического процесса изготовления лопатки турбины ТНА

6.1.1 Расчет затрат на проектирование технологического процесса изготовления лопатки турбины ТНА в проектируемом варианте

6.1.2 Расчет затрат на проектирование технологического процесса изготовления лопатки турбины ТНА в базовом варианте

6.2 Расчет годового экономического эффекта от внедрения нового технологического процесса

6.2.1 Расчет затрат на материал

6.2.2 Расходы на зарплату

6.2.3 Затраты на производственную площадь

6.2.4 Расчет затрат на эксплуатацию оборудования

6.2.5 Расчет энергетических затрат

6.2.6 Расчет себестоимости техпроцессов и экономического эффекта от внедрения

6.3 Расчет времени окупаемости внедрения нового технологического процесса

6.3.1 Расчет капиталовложений в оборудование

6.3.2 Расчет затрат на освоение новой технологии

6.3.3 Расчет времени окупаемости внедрения нового ТП.

Глава 7.Выводы по работе

Глава 8. Литература и другие источники

Аннотация

В данном дипломном проекте в технологической части (первый раздел) рассмотрен техпроцесс производства рабочей неохлаждаемой лопатки газовой турбины. Также в первом разделе описаны условия работы детали в узле, способ получения заготовки, приведены характеристики материала лопатки ЦНК-7П, проведен анализ технологичности, описан выбор баз для механической обработки, рассчитан припуск на обработку промежуточной технологической базы, проведено нормирование операций глубинного шлифования. В технологической части подробно описан способ механической обработки - глубинное шлифование и правящий алмазный инструмент. В конструкторской части рассмотрено приспособление для крепления детали при обработке хвостовика лопатки, и проведен расчет силы винтового зажима для данного приспособления. В исследовательской части рассмотрен процесс гидродробеструйного упрочнения замка лопатки: описаны сущность процесса, устройство гидродробеструйной установки, методика определения остаточных напряжений в поверхностном слое и усталостные испытания детали. В части по автоматизации рассмотрен программный пакет CATIA, его применение с промышленности, программные продукты данного пакета. Также рассмотрен процесс построения двухмерной и трехмерной геометрии, процесс создания модели лопатки в системе автоматизации проектирования CATIA. . В части по охране труда разработаны меры для повышения безопасности производства и охраны окружающей среды. В экономической части рассчитана эффективность внедрения данного техпроцесса производства лопатки по отношению к предыдущему.

Введение

Одной из самых сложных машиностроительных конструкций является газовая турбина.

Развитие газовых турбин определяется, в первую очередь, развитием авиационных газотурбинных двигателей для военных целей. При этом главным является повышение удельной тяги и снижение удельного веса. Проблемы экономики и ресурса для таких двигателей являются вторичными.

Одной из самых нагруженных деталью, ограничивающей межремонтный ресурс, являются неохлаждаемые лопатки турбины, изготавливаемые из деформируемого никелевого сплава ЭИ893. Лопатки из этого сплава из-за ограничений по длительной прочности имеют ресурс 48000 часов. В настоящее время при производстве лопаток турбин существует достаточно высокая конкуренция, поэтому вопросы снижения стоимости и повышения ресурса лопаток являются очень актуальными.

В данном дипломном проекте рассмотрена сравнительно новая для отечественной промышленности технология производства неохлаждаемых лопаток турбин большой длины (более 200 мм). В качестве заготовки лопатки применяется отливка из материала ЦНК-7П без припуска на механическую обработку пера, подвергнутая горячему изостатическому прессованию. Для снижения трудоемкости изготовления лопаток используется глубинное шлифование замка, а для повышения сопротивления усталости замок лопатки после шлифования подвергается гидродробеструйному упрочнению.

В данном дипломном проекте рассмотрена технология производства рабочей лопатки турбины. Поскольку данный техпроцесс универсален для лопаток самых разных размеров, он может применятся как для изготовления лопаток турбинынизкого давления ГТД (либо ГТУ), так и турбины ТНА ЖРД. В этой работе рассмотрена лопатка для ТНА ЖРД РД-180. Однако в силу универсальности материала лопаток и техпроцесса мы уделяем повышенное внимание также и ресурсу изделия. Подробно рассмотрен процесс глубинного шлифования для деталей из жаропрочных сплавов, какой является турбинная лопатка, и описаны технология производства и свойства используемых в глубинном шлифовании алмазных роликов для правки шлифовальных кругов. В проекте рассчитано на точность и силу зажима приспособление “щучья пасть”, широко применяемое при операциях глубинного шлифования в процессе производства лопатки. В исследовательской части рассмотрен процесс повышения усталостной прочности путем обдувки дробью в жидкой среде замка лопатки (гидродробеструйное упрочнение), описаны методики определения остаточных напряжений и проведения усталостных испытаний лопатки. Также в работе описана система автоматизации проектирования CATIA и создание в данной системе модели детали и конструкторской документации. В части по охране труда разработаны меры для повышения безопасности производства и охраны окружающей среды. Рассчитана также эффективность внедрения данного техпроцесса производства лопатки по отношению к предыдущему.

Краткое описание ТНА РД-180.

*Описание дано без газогенератора.

Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень используется для подачи части горючего в газогенераторы).

На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствии большой разницы температур рабрчих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючго.

Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок применены эффективные авторазгрузочные устройства.

Турбина - осевая одноступенчатая реактивная. Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим, а кромок лопаток - относительно толстыми.

Чтобы исключить возгорание и разрушение деталей газового тракта турбины, в конструкции применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбиныпринудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются разного рода теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамического для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата.

Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель установлен фильтр с ячейкой 0.16*0.16 мм.

Насос окислителя. Высокое давление жидкого кислорода и, как следствие, повышенная опасность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя.

Так, вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки (обычно используемых на менее мощных ТНА) применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождается трением в местах контакта крыльчатки с корпусом и может привести к возгоранию насоса.

Шнек, крыльчатка и торовый отвод нуждаются в особенно тщательном профилировании, а ротор в целом - в особых мерах по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. В противном случае вследствие больших пульсаций и вибраций происходят разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа.

Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции (шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата) в условиях динамического нагружения с последующим возгоранием из-за затирания обломков использованы такие средства, как повышение конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, а также введение новых технологий: изостатическое прессирования литых заготовок, применение гранульной технологии и другие виды.

Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, привод которой осуществляется окислительным газом, отбираемом после основной турбиныс последующим перепуском его на вход в основной насос.

Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса. Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:

· одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;

· отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гидротурбины БНАГ.

Таблица 1: ТТХ ТНА

Глава 1. Технологическая часть

1.1 Условия работы лопатки турбины ТНА

Лопатка турбины ТНА (лист № 1) является одной из самых нагруженных деталей турбонасосного агрегата ЖРД. В процессе работы на лопатку действуют:

Большие центробежные силы от вращения (порядка 14000 об/мин).

Горячий окислительный газ, нагретый в камере сгорания до высокой температуры порядка 600°С и содержащий избыток окислительных элементов и примеси, приводящие к окислению и газовой коррозии поверхности.

Высокие изгибающие моменты от газовых сил.

1.2 Выбор материала и заготовки

В качестве материала лопатки выбран литейный никелевый сплав ЦНК-7П, имеющий более высокий (примерно в 1.3 раза) предел длительной прочности, позволяющий повысить ресурс лопаток до 100000 часов и отлить перо лопатки без припуска на механическую обработку.

Недостатком литейного сплава является более низкий предел выносливости, вследствие более высокой пористости по сравнению с деформируемыми сплавами, что всегда ограничивало применение литейных сплавов для неохлаждаемых лопаток турбиныбольшой длины.

Применение горячего изостатического прессования (ГИП) отливок позволило существенно снизить разницу в пористости и пределах выносливости для пера. В то же время для замка, вследствие большего объема металла отливки, эта разница остается w заметной.

В качестве способа литья используется литье по выплавляемым моделям.

1.2.1 Химический состав материала

С=0.07 %, Si=0.3 %, Мn = 0.3 %, Р =0.01 %, S= 0.001%, Cu = 15.5 %, Со = 9.5 %,

Ti = 4.4 %, А1 = 4.3 %, W= 6.2 %, В= 0.2 %, Fe = 1 %, Са = 0.01 %, Mg =0.01 %, 02 =0.002 %,

Pb = 0.001 %, Ni - всё остальное

1.2.2 Физические свойства материала (при Т = 20 °С)

-модуль упругости, Е = 210 ГПа -модуль сдвига, G = 81 ГПа -теплопроводность, у = 8 Вт/ м * К -теплоёмкость, Ср = 440 Дж/К* кг

1.2.3 Механические свойства материала (при Т = 20 °С)

-предел прочности = 850 МПа -предел текучести = 750 МПА -относительное удлинение -относительное сужение

Ударная вязкость

1.2.4 Термическая обработка

Используется гомогенизация. Нагрев до Т = 1190 0 С. Скорость нагрева регламентируется отсутствием деформации изделия. Выдержка - 4 часа. Охлаждение со скоростью 30-45 градусов/мин до Т =1050 0 С. Выдержка - 2 часа. Охлаждение до Т = 850°С со скоростью 10 - 40 градусов/мин. Далее скорость не регламентируется. Атмосфера: вакуум, не менее 10-3 бар.

1.3 Технологический процесс изготовления лопатки

Данный технологический процесс изготовления рабочей лопатки турбины ТНА отличается от ранее применяемого техпроцесса: во-первых, применением в качестве заготовки отливки, подвергнутой горячему изостатическом прессованию, вместо штамповки; во-вторых, включением в техпроцесс операции глубинного шлифования, которая заменила собой операции фрезерования и шлифования; в-третьих, включением в техпроцесс операции гидродробеструйного упрочнения замка лопатки. Использование отливки и ГИП позволило исключить механическую обработку пера лопатки, применение глубинного шлифования - снизить трудоемкость механической обработки хвостовика лопатки, а гидродробеструйное упрочнение замка лопатки - повысить их предел выносливости. Ниже приведен технологический процесс изготовления лопатки (табл.2)

Таблица 2. Технологический процесс изготовления лопатки турбиныТНА

1.4 Анализ технологичности изделия

Под технологичностью конструкции детали понимается совокупность свойств, проявляемых в возможности оптимальных затрат труда, средств, материалов и времени при технической подготовке производства, изготовление, эксплуатации и ремонта и обеспечении технологичности сборочной единицы, в состав которой входит данная деталь.

Расчёт показателей технологичности:

1.4.1 Коэффициент использования материала

где Мдет - масса готовой детали, Мзагот - масса заготовки.

1.4.2 Коэффициент точности обработки

Средний квалитет обработки,

А - квалитет обработки;

Количество поверхностей, обработанных по этому квалитету.

1.4.3 Коэффициент применения типовых технологических процессов

Число типовых технологических операций;

Число всех технологических операций;

В технологическом процессе производства рабочей лопатки используются две типовые технологические операции - глубинное шлифование и полирование.

Как видно из показателей технологичности, лопатка турбины является высоко технологичной деталью благодаря применению бесприпускного литья, и, следовательно, исключению из технологического процесса механической обработки пера и повышению коэффициента использования материала. Также технологичность повышается за счет применения процесса глубинного шлифования, которое заменило операции фрезерования и шлифования хвостовика лопатки.

1.5 Глубинное шлифование деталей из жаропрочных сплавов

В данном разделе широко рассмотрен процесс глубинного шлифования для обработки деталей из жаропрочных сплавов, какой и является турбинная лопатка. Внедрение данного типа обработки позволило повысить производительность техпроцесса производства лопатки. Глубинное шлифование является основной операцией в данном ТП. В разделе рассмотрены история внедрения глубинного шлифования, теория процесса, различные способы обработки, виды оборудования для глубинного шлифования, шлифовальная головка

История развития процесса внедрения глубинного шлифования начался в начале 70-х годов, когда бурное наращивание объемов выпуска высокоресурсных авиационных двигателей заставило мировых производителей в отрасли авиадвигателестроения искать пути решения проблемы повышения производительности и качества обработки особо ответственных высоконагруженных деталей турбины, где вопросы обрабатываемости обеспечения ресурса стояли особенно остро.

Эффективное решение, этих задач не обеспечивалось использованием традиционных методов механической обработки, поскольку форсирование режимов обработки при изготовлении деталей из жаропрочных сплавов ограничивается низкой стойкостью режущего инструмента и ухудшением качества поверхностного слоя деталей.

Идея производительного съема материала абразивными кругами всегда привлекала внимание специалистов, так как известно, что абразивные материалы превосходят по твердости все известные стали и сплавы. Имелись и отдельные примеры решения этой задачи. Такими примерами может служить вулканитовая резка, производительные схемы шлифования плоских поверхностей с большой глубиной резания (до 5 мм и более) боковой поверхностью круга с поперечной циклической подачей до нескольких миллиметров на ход.

Однако всегда считалось, что высокопроизводительные процессы абразивной обработки несовместимы с обеспечением высокой точности и качества поверхностного слоя ответственных деталей, так как велика вероятность потери размерной стойкости и появления прижогов. Одним из путей повышения эффективности механической обработки и явилось внедрение в производство глубинного шлифования. Оно потребовало решения комплекса вопросов с целью повышения технологической надежности процесса, включающих разработку и выбор технологических схем обработки; оборудования; режущего и правящего инструмента; рецептуры, способов подачи и очистки СОЖ, режимов правки и шлифования; теоретического и экспериментального подтверждения гарантии достижения требуемой точности и качества шлифуемой поверхности.

Особенность внедрения глубинного шлифования заключалась в том, что оно начала практически было использовано в производстве и показало отличные результаты. Так, при изготовлении турбинных лопаток производительность увеличилась в 4 раза, точность -- в 2 раза, шероховатость поверхности снизилась в 2 раза, значительно повысилась работоспособность замкового соединения. При опытной обработке условий и режимов шлифования были тщательно исследованы все контролируемые показатели качества обработанной поверхности: шероховатость, глубина и степень наклепа, остаточные напряжения, микроструктура, возможность появления шлифовочных трещин. Все показатели при шлифовании были лучше или аналогичны ранее используемому фрезерованию. Ничем не отличался и уровень возникновения дефекта по возможному появлению несплошности поверхностного слоя, выявляемый по свечению люминофора и связанный с выходом на поверхность пор и расслоений материала по границам зерен, образующихся при литье. Однако через некоторое время этот дефект стал классифицироваться как шлифовочные трещины.

Чтобы определить границы надежного использования процесса необходимо было исследовать его теоретически. В нашей стране этим занялись специалисты ОАО «Рыбинские ученые Рыбинской государственной авиационной технологической академии (РГАТА) и отраслевого научно-исследовательского института технологии авиадвигателестроения (НИИД).

Исследованиями этой группы изучены многие аспекты процесса: теплофизические явления в зоне контакта, микрорезание и затупление зерен, износ кругов и правка, условия существования оптимальных режимов шлифования, охлаждение и механизм образования остаточных напряжений, условия и причины появления неустойчивости процесса,-- что позволило хорошо понять процесс и осознанно применять его на практике.

Особым случаем применения глубинного шлифования является глубинное шлифование деталей из жаропрочных сплавов на никелевой основе, какой является лопатка турбины. Из производственной и исследовательской практики известно, что шлифование жаропрочных сплавов отличается от шлифования конструкционных сталей. Наличие в жаропрочных сплавах упрочняющей интерметаллидной "-фазы и карбидов, имеющих высокую микротвердость (HV 2030-2060), приводит к интенсивному изнашиванию круга и увеличению мощности шлифования. Это подтверждается данными по относительной мощности и удельной производительности шлифования различных материалов с широким изменением прочностных и теплофизических свойств.

Если оценивать относительную мощность шлифования энергетическим

безразмерным критерием (где Pz -- тангенциальная составляющая силы резания, Н; Vk -- скорость вращения абразивного круга, м/с; V3 -- продольная подача заготовки, м/с; - коэффициент теплопроводности обрабатываемого материала, Вт/м*К; максимальная контактная температура шлифования), а удельную производительность q -- отношением съема металла к износу круга в единицу времени, то эти показатели будут сильно отличаться для различных материалов, как это видно из таблицы 2

Таблица 3

Изнашивание инструмента является следствием истирания и выкрашивания частиц зерен под действием механических и температурных факторов. Ухудшение условий обработки вызывает рост контактной температуры шлифования и повьппает вероятность появления поверхностных дефектов на детали. Возникновение поверхностных дефектов в большей мере наблюдается при шлифовании материалов, обладающих малой теплопроводностью и аккумулирующих теплоту в тонком поверхностном слое.

При многопроходном циклическом нагреве во время обычного маятникового шлифования происходят необратимые формообразования зерен структуры обрабатываемого материала, приводящие к перераспределению микронапряжений, которые по величине могут превысить критические, характерные для малоцикловой усталости. В результате возникают поверхностные дефекты в виде шлифовочных трещин. Отсутствие многократного цикла нагрева и охлаждения является одним из преимуществ глубинного шлифования.

Таким образом, при глубинном шлифовании за счет изменения кинетики термического цикла могут быть созданы условия, исключающие возникновение термопластических деформаций поверхностного слоя и ослабляющие интенсивность протекания фазовых, микроструктурных и диффузионных процессов. Это достигается подбором состава

и способов подачи СОЖ, назначением оптимальных характеристик и циклов правки круга и режимов резания.

Проведенные исследования температурного поля заготовки при глубинном шлифовании позволили установить, что при реально создаваемой интенсивности охлаждения количество теплоты, уходящее в обрабатываемую поверхность, в зависимости от условий обработки составляет 32...83 % от всего выделившегося тепла Причем, чем больше угол наклона (чем больше глубина шлифования) и меньше скорость заготовки, тем большее количество теплоты уходит в снимаемые с заготовки слои металла и тем ближе смещаются максимальные значения температуры на ее поверхности к точке А (рис. 1.1). (Qm -- отношение температуры в произвольной точке дуги контакта М к температуре в точке А).

Рис 1.1 Схема шлифования (а) и зависимость относительной температуры по длине контакта круга с заготовкой (б) при глубинном шлифовании: 1) Ре=1; 2)Ре=0.6; 3)Ре=0.4; 4) Ре=0.1; 5) Ре=0.02

Для обеспечения отвода как можно большего количества теплоты в снимаемые слои металла кинематические параметры процесса должны удовлетворять следующему условию:

Ре -- критерий Пекле, характеризующий скорость съема металла по отношению к скорости распространения температуры в обрабатываемую заготовку;

Vз -- продольная скорость перемещения заготовки, м/с;

D -- диаметр круга, м;

t -- глубина шлифования, м;

а -- коэффициент температуропроводности обрабатываемого материала, м2 /с.

Интенсивный теплообмен в зоне шлифования обеспечивается обильной подачей СОЖ под давлением. Минимальное значение коэффициента теплообмена а0=(3,5...5)*103 Вт/(м С) служит мерой эффективности охлаждения и снижения температуры на участке контакта круга с заготовкой. Расчеты показали, что при обеспечении такой интенсивности теплообмена температура в точке А при кинематическом ограничении (1) составит 300...500 С0, что является гарантией отсутствия дефектов на обработанной поверхности в виде прижогов и трещин.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Большое внимание на температуру шлифуемой поверхности оказывает скорость заготовки. При традиционных видах шлифования при t <0,1 мм и скорости детали Vз>10 м/мин, увеличение Vz приводит к некоторому уменьшению температуры шлифования. Это объясняется уменьшением времени контакта с обрабатываемой поверхностью. Интенсивность накопления теплоты в поверхностном слое снижается, и температура уменьшается. Этому способствует еще и тот факт, что при малых глубинах (до 0,04 мм) увеличение Vз не приводит к увеличению толщины срезаемого слоя, которая становится равной глубине резания, что также сказывается на интенсивности тепловыделения. При больших глубинах эта особенность уже не наблюдается, и температура возрастает постоянно, так как непрерывно увеличивается толщина срезаемого одним зерном слоя. Эти режимы являются наиболее опасными с точки зрения прижогообразования (рис. 1.2).

Для ограничения температуры шлифования нужно резко снижать скорости Vз, что является предпосылкой перехода к глубинному шлифованию.

При глубинном шлифовании с ростом Уз температура также возрастает. Однако при увеличении глубины шлифования с одновременным уменьшением Уз температура шлифования снижается, причем прирост глубины превышает темп снижения скорости заготовки за счет возрастания количества теплоты, уходящей в стружку, что увеличивает производительность процесса. Кроме того, уменьшается толщина срезаемого абразивным зерном слоя, возрастает количество режущих зерен по длине контакта круга с обрабатываемой поверхностью, и, как следствие этого, уменьшается уровень термодинамических нагрузок, воспринимаемых системой зерно-связка, участвующих в резании. Как следует из проведенных исследований, эти эффекты наблюдаются при соотношении скорости круга и заготовки.

Таким образом, бездефектное глубинное шлифование обеспечивается при режимах шлифования и технике подачи СОЖ, удовлетворяющих следующим условиям:

На основании проведенных исследований сделан вывод, что, поскольку при глубинном шлифовании абсолютная температура обработанной поверхности невелика и она более равномерно прогрета до этих умеренных температур, то в поверхностных слоях не создается условий для возникновения термопластических деформаций, а следовательно, и условий для наведения остаточных напряжений растяжения. Таким образом, остаточные напряжения, главным образом, формируются под действием сил резания абразивных зерен и являются сжимающими. Это убедительно объяснило многочисленные экспериментально полученные в период освоения кривые распределения остаточных напряжений, часть из которых приведена на рис. 1.3.

Рис 1.3 Распределение остаточных напряжений в поверхностном слое после различных методов обработки: а) маятниковое шлифование (круг 25А40ПСМ27К5, сплав ХН62 МВКЮ-ВД, Vk=35 м/с, Vз=0.4 м/с, t =0.05 мм); б) фрезерование (1)ЖС6К, 2)ХН77ТЮР); в) глубинное шлифование (1)ЖС6К, 2 - ХН77ТЮР, круг 24ПВМ212К5П40-20, Vk=30 м/с, V3=0.001 м/с, t=1.5 мм)

Характерной чертой формирования остаточных напряжений при глубинном шлифовании является идентичность их распределения независимо от некоторых колебаний условий шлифования и марок обрабатываемых материалов. Распределение сжимающих напряжений происходит в более тонком слое у поверхности детали, чем при фрезеровании, что свидетельствует о меньшей глубине проникновения пластических деформаций.

Это подтверждается результатами измерений микротвердости, приведенными в таблице 4

Таблица 4

Из таблицы следует, что глубина и степень наклепа при шлифовании значительно меньше, чем при фрезеровании, что положительно сказывается на эксплуатационных характеристиках деталей, работающих в условиях высоких температур.

Отмеченные преимущества глубинного шлифования могут быть надежно реализованы при создании определенных технологических условий эффективной обработки. Технологические требования к процессу определяются эксплуатационными характеристиками детали и себестоимостью ее изготовления. Эти факторы определяют режимы шлифования, характеристики режущего и правящего инструментов, способ подачи и вид СОЖ, а также другие технологические параметры.

С этой целью для глубинного шлифования заготовок деталей ГТД высокой точности из труднообрабатываемых материалов разработаны технологические рекомендации. Они включают, кроме общих принципов назначения режимов шлифования, указанных выше, правила выбора характеристик абразивных кругов и условий их эксплуатации; правку и выбор правящего инструмента; способ подачи и состав СОЖ; требования к станкам с учетом специфики глубинного шлифования.

Характеристика режущего инструмента (вид абразивного материала, зернистость, твердость, структура, связка) определяется условиями работы абразивных зерен и требованиями к производительности обработки и качеству шлифованной поверхности.

Важнейшим показателем условий работы зерна является максимальная глубина его врезания в обрабатываемый материал, которая определяется глубиной врезания абразивного круга Наибольшая глубина врезания а, определяется выражении:

с -- коэффициент;

Vз и Vk -- скорости перемещения заготовки и вращения круга, м/с;

t -- глубина шлифования, м;

D -- диаметр круга, м.

Анализ формулы показывает, что при прочих равных условиях переход на режим глубинного шлифования с сохранением производительности снижает толщину срезаемого слоя одним зерном в 10...12 раз, поэтому нагрузка на зерно при микрорезании существенно снижается, а объем срезаемой стружки увеличивается. Это дает возможность применять абразивные круги самой низкой твердости ВМ1, ВМ2 и делает необходимым увеличение их пористости.

Обобщение результатов исследований прочности системы зерно -- связка в условиях динамического и теплового ударов, характеризующих работу зерна при каждом цикле резания в условиях глубинного шлифования, позволило сделать следующие выводы:

для кругов твердостью ВМ1, ВМ2, Ml прочность системы зерно -- связка при динамическом ударе определяется прочностью связки;

вероятность разрушения системы зерно -- связка при тепловом ударе определяется вероятностью разрушения зерна, которая, в свою очередь, меньше вероятности разрушения зерна при динамическом ударе;

стойкость системы зерно -- связка определяется ее долговечностью в условиях динамической нагрузки, причем наиболее слабым звеном системы является связка.

Определение стойкости системы зерно -- связка и изучение состояния режущей поверхности круга позволили получить расчетные формулы и методику инженерного вычисления размерной стойкости и износа круга. Не вдаваясь в подробности их определения, можно отметить, что стойкость и износ круга зависят от прочности обрабатываемого материала, размера шлифовального круга, соотношения скоростей заготовки и круга, отношения глубины шлифования к радиусу круга, зернистости и коэффициента температуропроводности круга, плотности зерен в рабочем слое круга, а также показателей однородности абразивного материала круга и интенсивности накопления им усталостных повреждений.

При глубинном шлифовании сталей и жаропрочных сплавов на основе никеля необходимо использовать электрокорунд белый 24А, 25А. Применение монокорунда 44А не дает ожидаемого эффекта, поскольку при увеличении стоимости абразивного инструмента его режущие свойства полностью не используются, так как для обеспечения режима самозатачивания круга разрушение связки происходит быстрее, чем затупление зерен.

Зернистость круга определяется требованиями к точности обработки и условиям бездефектного шлифования. С уменьшением зернистости улучшаются условия микрорезания, уменьшаются силы резания единичным зерном, увеличивается стойкость системы зерно -- связка. С другой стороны, увеличивается число одновременно работающих зерен, благодаря чему растет средняя температура резания, и возрастает вероятность появления прижога, то есть уменьшается стойкость круга.

Аналогичная картина наблюдается с увеличением твердости круга. С одной стороны, увеличение твердости вызывает увеличение прочности системы зерно -- связка, уменьшение размерного износа круга. Одновременно это способствует меньшей самозатачиваемости круга, то есть уменьшению его стойкости вследствие появления дефекта на обрабатываемой поверхности детали.

Таким образом, при назначении зернистости и твердости инструмента исходят из его размерной и бездефектной стойкости. При этом период стойкости круга, ограниченный моментом появления прижога, должен быть не менее периода его размерной стойкости. Этим условиям при глубинном шлифовании заготовок из жаропрочных сплавов с малыми допусками лучше всего отвечают круги зернистостью 8...12 и твердостью ВМ1, ВМ2, Ml.

Структура круга определяется содержанием зерна, связки и пор. Она должна быть такой, чтобы достигалось размещение в порах круга стружки, снимаемой за один цикл резания, без его засаливания. Кроме этого, должно обеспечиваться хорошее вымывание стружки из пор и перенос порами части жидкости в зону контакта круга с заготовкой. Этими свойствами обладают только круги открытой структуры, поэтому круг для глубинного шлифования должен иметь 9... 12 структуру.

Высокая пористость кругов в достигается путем применения различных порообразующих веществ, выгораемых или выплавляемых в процессе изготовления кругов. В соответствии с технологией, разработанной ВНИИМАШ в качестве порообразующих наполнителей применяют перлит (П), полистирол синтетический (ПСС), нефтяной кокс (НК) и др. Круги твердостью ВМ1, ВМ2, Ml обеспечивают 45...50% содержание пор по объему круга, что способствует хорошему переносу жидкости, размещению и вымыванию стружки.

Условия глубинного шлифования требуют от круга высокой теплостойкости, жесткости, химической стойкости и водостойкости. Все эти свойства придают кругу только керамические связки. Чаще всего применяют связки КЗ и К5, но наряду с ними можно применять боросодержащие, огнеупорные, химические и водостойкие связки, легированные оксидами лития, бария, меди и др. Например, связка К11 характеризуется более прочной связью с зерном, чем связки КЗ и К5. В этом случае повышается стойкость системы зерно -- связка, что уменьшает износ круга.

Основным разработчиком и поставщиком высокопористых абразивных кругов является ВНИИМАШ и АО «Абразивный завод Ильич» (г. Санкт-Петербург). Научно-производственная фирма «Экси» (г. Курган) также разработала и освоила по экологически чистой технологии высокопористые круги с использованием модифицированной керамической связки К13 и специальных наполнителей. Испытания кругов 24А12НВМ112К13 и 24А12НВМ212К13 этой фирмы показали что они по всем параметрам не уступают серийным, а по некоторым параметрам превосходят их. Эти круги можно применять для всех видов глубинного шлифования.

Глубинное шлифование в современном понимании стало возможным благодаря разработке специальной техники правки абразивных кругов и созданию алмазного правящего инструмента Широкое применение нашли алмазные правящие ролики. Из основных схем правки методом радиального и тангенциального врезания наиболее распространена правка радиальным врезанием при параллельных осях ролика и круга. Профиль алмазных роликов в этом случае такой же, как у детали.

Правку (рис. 1.4, а) производят путем шлифования круга алмазным роликом при попутном вращении и соотношении скоростей ролика и круга, равным 0,6...0,8. Интенсивность правки tп оценивается в мкм на оборот круга и принимается при черновой правке tп --0,8...1,0 мкм/об, а при чистовой tп =0,3...0,6 мкм/об.

Правка осуществляется до снятия заданного припуска. Величина t зависит от твердости и зернистости круга. Для кругов твердостью ВМ1, ВМ2, Ml 9... 12 структуры и

зернистостью 10, 25,40 оптимальное значение t соответственно составляет 0,05...0,08, 0,08...0,12, 0,25...0,3 мм. Меньшие значения соответствуют более твердым кругам (Ml), а большие -- мягким кругам (ВМ1). При правке второго круга направление вращения ролика реверсируется.

При правке с тангенциальным врезанием ролика (рис. 1.4, б) абразивный круг сразу подается на величину t и проходит под правящим устройством со скоростью Vc. Правящий ролик вращается только в одну сторону, а один из кругов реверсируется для обеспечения попутной правки. Интенсивность правки определяется по формуле:

где все обозначения взяты из рис. 1.4, б и должны иметь одну размерность.

Скорость движения стола Vc, из этой формулы определяют по заданной интенсивности правки.

Тангенциальная правка обеспечивает более плавное врезание алмазного ролика и является предпочтительной при однокруговой обработке.

Ряд поверхностей с точки зрения качества можно обработать только с непрерывной правкой, при которой профилирование круга происходит в течение всего процесса шлифования, то есть круг и ролик во время всего цикла обработки находятся в постоянном контакте (рис. 1.5)

Компенсация износа круга при этом также осуществляется непрерывно, поэтому, если алмазный ролик имеет подачу врезания Sпp, то она компенсируется подачей всей шлифовальной бабки на величину врезания и правки, то есть Sвp+ Sпp.

Благодаря непрерывной правке шлифование осуществляется при неизменном состоянии режущей поверхности круга. Несмотря на то, что расход абразивного круга увеличивается по сравнению с дискретной правкой в 1,5...2 раза, производительность повышается в 5 … 7 раз по сравнению с обычным глубинным шлифованием, снижаются температуры и силы резания.

Для достижения требуемой точности и качества обработки важен как выбор смазочно-охлаждающей жидкости, так и ее эффективное использование. Выбор СОЖ определяет характер температурно-деформационных явлений в зоне обработки, интенсивность протекания адгезионных и диффузионных процессов в зоне контакта круга с заготовкой.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Наибольшее применение при глубинном шлифовании нашел 1,5..2%-ный водный раствор эмульсола Аквол-2. Он содержит противозадирные хлорные и серные присадки, синтетическая смесь которых обеспечивает снижение интенсивности адгезионных и диффузионных явлений, особенно при обработке труднообрабатываемых материалов. Большой процент воды обеспечивает высокую эффективность отвода теплоты.

Перспективной является синтетическая СОЖ, представляющая собой 2...3%-ный раствор концентрата Аквол-10М, который содержит анионоактивные и неионогенные эмульгаторы и жировые присадки. Применение этой СОЖ дает снижение шероховатости на 15...20% и сил резания на 10% по сравнению с СОЖ на основе Аквол-2.

Эффективное использование СОЖ обеспечивается системой ее подачи и очистки. СОЖ подается в зону обработки под давлением 0,5.. 0,6МПа с расходом 80...200 л в минуту на один круг. Положение охлаждающего и дополнительного очистного сопла относительно обрабатываемой заготовки автоматически сохраняется по мере изнашивания круга Бак для СОЖ вмещает не менее 1500...3000л и снабжен холодильным устройством для стабилизации температуры на уровне 20..30"С. Очистное устройство надежно задерживает любые частицы размером более 5.. 15 мкм.

В ряде случаев подача СОЖ интенсифицируется за счет дополнительной подачи ее на торцы круга с наложением ультразвуковых колебаний. При этом она попадает в поры круга и под действием центробежных сил проникает на периферию, очищая режущую поверхность и дополнительно охлаждая зону контакта круга с заготовкой.

Глубинное шлифование имеет такие особенности, обусловленные кинематикой и термодинамикой процесса, которые накладывают специфические требования к конструкции станков для глубинного шлифования. Опыт эксплуатации зарубежных станков, модернизация под условия глубинного шлифования ряда отечественных станков и создание собственного оборудования позволили ОАО «Рыбинские моторы» совместно с НИИД (г. Москва) разработать технические задания на разработку гаммы отечественных станков, обеспечивающих потребности отечественного авиационного двигателестроения.

Первыми были модернизированы плоскошлифовальные станки моделей ЗБ722 и ЗД722 производства Липецкого станкоинструментального завода. На них успешно внедрены в производство операции глубинного шлифования, контактных площадок турбинных лопаток с использованием прогрессивной схемы обработки сдвоенными кругами (рис. 1.6,) со стороны «спинки» и «корыта» одновременно.

Размещено на http://www.allbest.ru/

В условиях ограниченных производственных мощностей на этих станках одно время обрабатывались и елочные замки турбинных лопаток газоперекачивающих агрегатов. Были также модернизированы для глубинного шлифования елочных замков морально устаревшие станки фирмы «Матрикс» (Англия). На них была внедрена непрерывная правка кругов алмазными роликами с автоматической компенсацией размера, увеличена мощность главных приводов, переоборудована система подачи СОЖ.

Опыт модернизации станков дал возможность глубже исследовать ряд технических решений и заложить более обоснованные требования к ним во вновь разрабатываемых станках.

При создании промышленных моделей станков для глубинного шлифования на Липецком станкостроительном заводе большинство требований было выполнено.

Первым был создан одношпиндельный станок модели ЛШ-220 (рис. 1.7), который представляет собой полуавтомат с прямоугольным столом, горизонтальным шпинделем и четырехкоординатным устройством ЧПУ. Компоновка станка в сочетании с конструкцией

шпинделя на подшипниках качения обеспечивает высокую жесткость шлифовальной бабки. Применение в направляющих стола и салазок фторопластовой ленты, а также винтовых пар качения в механизмах вертикального и поперечного движения подач шлифовальной бабки и перемещения стола позволили достичь плавности рабочих перемещений и высокой точности изготовления деталей.Станок нашел широкое применение на заводах отрасли. Данный станок используется в технологическом процессе производства лопатки турбины ТНА.

Недостатком станка явилось не совсем удачное конструктивное решение правящего устройства и организации рабочей зоны, ограничивающей автоматизацию цикла обработки.

Станок ЛШ-233 представляет собой полуавтомат с ЧПУ для двухстороннего глубинного шлифования. Он предназначен для одновременного шлифования симметричных или несимметричных поверхностей заготовок различных деталей. Станок имеет непрерывную правку кругов непосредственно в процессе обработки, которая используется на черновых проходах. Перед чистовым рабочим ходом оба круга

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис 1.7 Станок ЛШ-220:

1 - станина; 2 - стол; 3 - колонна; 4 - шлифовальная головка; 5 - система подачи и очистки СОЖ; 6 - пульт управления калибруются одним роликом, что гарантирует симметричность расположения профилей и высокую точность обработки.

Станок ЛШ-233 отвечает основным требованиям высокопроизводительного глубинного шлифования.

Некоторым конструктивным недостатком этих станков является весовая несбалансированность консольно расположенных электродвигателей привода шлифовальных кругов.

Существенным шагом в дальнейшем усовершенствовании одношпиндельных плоскошлифовальных станков является создание станка модели ЛШ-236.

Станок значительно превосходит своих предшественников по технологическим возможностям. Он обладает повышенной жесткостью, быстроходностью на холостых ходах, имеет большую по высоте зону обработки.

Наличие круглого рабочего тактового стола позволяет производить предустановку деталей во время рабочего цикла, что повышает производительность и дает возможность полностью автоматизировать цикл обработки.

Для расширения области применения методов профильного шлифования с непрерывной правкой кругов при обработке поверхностей сопловых лопаток турбин предназначен карусельно-шлифовальный станок ЛШ-278.

Станок может работать в широком диапазоне режимов, в том числе и в режиме глубинного шлифования, имеет дополнительный высокоскоростной шпиндель для формирования канавок и резцедержатель для их подправки резцом в режиме точения.

1.6 Алмазные ролики для правки

Алмазные ролики являются профильным инструментом для правки шлифовальных кругов. Они применяются во всех операциях глубинного шлифования в техпроцессе производства турбинной лопатки. На листе № 4 графической части приведены чертежи роликов для операций 25 , 50 и 70. Данные ролики изготовлены немецкой фирмой "Wendt". Отличие алмазных роликов этой фирмы от отечественных аналогов в том, что стойкость составляет от 50000 до 180000 условных правок, когда этот показатель для отечественных роликов составляет 10 000-40 000 правок.

Подобные документы

Технологический процесс изготовления лопатки турбины ТНА. Глубинное шлифование деталей из жаропрочных сплавов. Способы изготовления алмазных роликов для правки. Основы процесса гидродробеструйного упрочнения. Описание модулей пакета программ CATIA.

дипломная работа , добавлен 18.04.2014


Проектирование проточной части авиационного газотурбинного двигателя. Расчёт на прочность рабочей лопатки, диска турбины, узла крепления и камеры сгорания. Технологический процесс изготовления фланца, описание и подсчет режимов обработки для операций.

дипломная работа , добавлен 22.01.2012


Технологический процесс изготовления детали "Корпус". Расчет припусков на механическую обработку. Нормирование технологического процесса. Станочные и контрольные приспособления. Исследование автоколебаний технологической системы на операции шлифования.

дипломная работа , добавлен 17.10.2010


Характеристика материала для изготовления металлической скамейки. Подготовка металла к сборке и сварке. Технологический процесс изготовления. Оборудование сварочного поста ручной дуговой сварки. Расчет штучного времени на изготовление металлоконструкции.

дипломная работа , добавлен 28.01.2015


Чертеж детали для малосерийного производства, технологический процесс её изготовления. Краткое описание используемого метода, грамматики с фазовой структурой. Анализ технологического процесса и его описание с точки зрения метода языков и грамматик.

контрольная работа , добавлен 09.07.2012


Виды мороженого по способам выработки: закаленное, мягкое, домашнее. Приготовление смеси для производства мороженого, ее фильтрование и гомогенизация. Процесс фризерования и закаливания. Выпечка вафельных стаканчиков. Дозирование и расфасовка продукта.

презентация , добавлен 30.03.2017


Метод выполнения заготовок для деталей машин. Технологический процесс обработки детали класса вал. Схема базирования заготовки на токарной операции. Принцип действия двухстороннего фрезерно-центровального полуавтомата. Нормирование процесса изготовления.

курсовая работа , добавлен 03.03.2014


Граничные условия теплообмена на наружной поверхности и в каналах охлаждаемой лопатки авиационного газотурбинного двигателя. Выбор критической точки лопатки и предварительная оценка ресурса. Расчет температур и напряжений в критической точке лопатки.

курсовая работа , добавлен 02.09.2015


Расчёт и профилирование рабочей лопатки ступени компрессора, газовой турбины высокого давления, кольцевой камеры сгорания и выходного устройства. Определение компонентов треугольников скоростей и геометрических параметры решеток профилей на трех радиусах.

курсовая работа , добавлен 17.02.2012


Технологические процессы и оборудование основных производств предприятия, основное и вспомогательное технологическое оборудование. Оборудование и технологии очистки выбросов, переработки и обезвреживания отходов. Управление технологическими процессами.

ТНА подразделяются на одновальные и многовальные. В одновальных ТНА турбина и насосы располагаются на одном валу. Преимуществом ТНА, выполненных по такой схеме, является простота конструкции и малый вес. В качестве недостатка необходимо отметить, что только один из насосов (как правило, насос окислителя) работает при оптимальном числе оборотов. При этом насос горючего эксплуатируется при пониженных значениях КПД.

Различают следующие компоновочные схемы ТНА, рис.57.

При трехвальной схеме ТНА числа оборотов насосов и турбины независимы друг от друга и могут выбираться из условий оптимальности работы насосов. Однако, наличие редукторов, работающих в сложных условиях (высокие значения окружной скорости, сложность обеспечения эффективной системы смазки и охлаждения), в некоторых случаях сводит к минимуму выигрыш от повышения значений КПД насосов.

Одновальные

Трёхвальная

Компоновочные схемы ТНА

Наибольшее распространение в ЖРДУ получили одновальные схемы ТНА.

5.3. Устройство центробежного насоса

В ТНА ЖРД обычно в качестве основных применяются центро­бежные насосы. Основными достоинствами, определяющими преимущественное использование этих видов насосов в ЖРД, являются:

Обеспечение высоких давлений подачи и производительности при малых габаритах и массе;

Возможность работы на агрессивных и низкокипящих компо­нентах;

Возможность работы с большим числом оборотов и удобство использования турбины для их привода.

На рис.58 показана схема одноступенчатого центробежного насоса. Жидкость по входному патрубку 1 подается на вращающееся колесо (крыльчатку) 2. В колесе насоса жидкость движется по каналу, образованному стенками колеса и лопатками 3. Усилие, действующее со стороны лопаток колеса на жидкость, заставляет ее двигаться так, что запас энергии в единице массы жидкости увеличивается. При этом происходит прирост как потенциальной энергии (статического давления), так и кинетической энергии жидкости.

Рис.58

Схема центробежного насоса:

1 - входной патрубок; 2 - колесо насоса (крыльчатка); 3 - лопатки;

4 - диффузор; 5 - лопатки диффузора; 6 - сборник или улитка; 7 - переднее уплотнение;

8 - подшипник вала; 9 - уплотнение подшипника

На выходе из колеса жидкость поступает в диффузор 4, где уменьшается ее абсолютная скорость и до­полнительно возрастает давление. Простейший диффузор состоит из гладких дисков, составляющих его стенки, и называется безлопаточным. Лопаточный диффузор имеет неподвижные лопатки 5 (на рис. 58 пока­заны пунктиром), которые способствуют более быстрому гашению ско­рости потока. Пройдя диффузор, жидкость поступает в спиральный ка­нал (улитку) 6, назначение которого состоит в том, чтобы собирать жидкость, выходящую из колеса, а также уменьшать ее скорость. По нагнетающему патрубку жидкость подается в сеть.

Чтобы уменьшить перетекание жидкости из полости высокого дав­ления (диффузора, улитки) в область низкого давления, в насосе де­лаются уплотнения 7.

Рис.59

Схемы центробежных насосов:

а-с осевым входом; б- со спиральным входом;

в -с двухсторонним входом; г -многоступенчатый насос

Центробежные насосы выполняют с осевым, спиральным и двой­ным входом, одно-и многоступенчатые. Выбор осевого или спирального входа (рис.59, а,б) определяется в первую очередь условиями компо­новки ТНА и двигательной установки. Двойной вход (рис.59, в ) выпол­няют при больших расходах для уменьшения скорости на входе и тем самым для улучшения антикавитационных свойств насоса. Многоступен­чатые насосы (рис.59, г ) применяют при необходимости получения особенно больших напоров.

Обычно корпуса насосов выполняются литьем из высокопрочных алюминиевых сплавов, а в случае высоких давлений - из стали. Количество профилированных лопаток крыльчатки составляет не более 8, а их толщина лежит в диапазоне 2 ¸ 5 мм.

5.4. Крыльчатки насосов

Различают крыльчатки, открытого и закрытого типов, рис.60 (а, б).

Открытая крыльчатка используется в насосах с малым расходом и давлением компонента. Для крыльчатки такого типа характерны значительные потери, обусловленные перетеканием компонента из области повышенного давления (на выходе из насоса) в область пониженного (на входе в насос). Крыльчатка состоит из диска 1 и выполненных на нем лопаток 2.

В закрытых крыльчатках на торцевых поверхностях лопаток устанавливается крышка 3, которая может быть выполнена за единое целое с крыльчаткой. В крыльчатках такого типа потери на перетекание компонента значительно меньше, чем в открытых крыльчатках. Обычно крыльчатки изготавливают литьем. Число профилированных лопаток, как правило не превышает 8, а их толщина менее 5мм. Крыльчатки, представленные на рис.60, относятся к крыльчаткам с односторонним подводом компонента.

Для снижения расхода компонента через лопаточный канал крыльчатки (с целью исключения возникновения процесса кавитации) используются крыльчатки с двухсторонним подводом компонента, рис.61.

Рис.60

Односторонние крыльчатки:

а- открытого типа; б – закрытого типа

Рис.61

Двухсторонняя крыльчатка

8.5. Уплотнения крыльчаток

С целью снижения перетечек жидкости в крыльчатках насосов устанавливаются уплотнения следующих типов: щелевые, лабиринтные и плавающие, рис.62 а,б,в, соответственно.

Принцип работы щелевых уплотнений основан на обеспечении высокого гидравлического сопротивления кольцевой щели между графитовым вкладышем, установленным в корпусе насоса, и проточкой, выполненной во входном сечении диска. Конструкция данного уплотнения допускает до 15% перетечек от объема перекачиваемой жидкости, в то время как лабиринтное, рис.62 б, и плавающее (набор фторопластовых и алюминиевых шайб, установленных во входном сечении крыльчатки), рис.62 в, - до 10 % и 5 %, соответственно.

Рис.62

Уплотнения крыльчаток:

а – щелевое; б – лабиринтное; в - плавающее

5.5. Турбина ТНА

Одним из основных элементов ТНА является газовая турбина. В турбине потенциальная энергия продуктов сгорания из газогенератора или паров охладителя преобразуется в механическую работу турбины. Турбина предназначена для приведение во вращение насосов ТНА. Турбина состоит из соплового аппарата 1, рабочего колеса 2 с двумя рядами рабочих лопаток 3 и 4, направляющего аппарата 5 и корпуса турбины 6 с выходным патрубком 7, рис.75.

Первая ступень турбины представляет совокупность соплового аппарата 1 и лопаток рабочего колеса 3, вторая образована неподвижными лопатками направляющего аппарата 5 и вторым рядом рабочих лопаток 4.

Преобразование энтальпии газового потока в механическую энергию вращения вала осуществляется в два этапа: энтальпии газового потока – в кинетическую энергию струи (в сопловом аппарате); кинетической энергии струи – в механическую энергию вращения вала (на рабочем колесе).

Рис.75

Конструкция турбины ТНА

Валы турбонасосных агрегатов (ТНА) работают при высоких нагрузках и больших числах оборотов. Для об­легчения веса их делают полыми. Наибольшие знакопе­ременные напряжения в металле вала возникают на его наружной поверхности. При этом всякого вида резкие переходы, следы от режущего инструмента и другие де­фекты поверхности являются концентраторами напряже­ний. В этих местах при работе могут образоваться тре­щины, что приведет к поломке вала. Поэтому особое вни­мание уделяется чистоте отделки поверхности вала с вве­дением в некоторых случаях упрочняющих операций. От­делке подвергаются не только места под подшипники, уплотнения, посадки, но и все другие участки вала, не сопрягаемые с другими деталями.

Большие числа оборотов (10000-20000 об/мин и бо­лее) заставляют конструктора назначать очень жесткие допуски на соосность шеек и посадочных мест, точность расположения осевого отверстия, разностенность и дру­гие размеры. Малейшие геометрические погрешности приводят к неравномерному распредзелению вращающих­ся масс металла, что вызывает вибрации и тряску ТНА.

5.6. 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 во время 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, так и 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 отбрасываемых 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.

5.7. 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 (ГГ):

Твердотопливный (ТГГ);

Гибридный (ТГГ);

Однокомпонентный жидкостный (однокомпонетный ЖГГ);

Двухкомпонентный жидкостный (двух­компонентный ЖГГ);

Испарительный жидкостный (испарительный ЖГГ);