واحد توربوپمپ موتور موشک مایع. آزمایش تجربی پمپ ها و توربین TNA

امکان استفاده از مایعات، از جمله هیدروژن مایع و اکسیژن، به عنوان سوخت برای موشک توسط K. E. Tsiolkovsky در مقاله "اکتشاف فضاهای جهان با ابزار جت" منتشر شده در سال 1903 اشاره شد. اولین موتور موشک پیشران مایع آزمایشی در سال 1926 توسط مخترع آمریکایی رابرت گدارد ساخته شد. پیشرفت های مشابهی در سال های 1931-1933 رخ داد. در اتحاد جماهیر شوروی توسط گروهی از علاقه مندان به رهبری F. A. Tsander انجام شد. این کار در RNII که در سال 1933 سازماندهی شد ادامه یافت، اما در سال 1938 موضوع موتورهای موشک مایع در آنجا بسته شد و طراحان برجسته S.P. Korolev و V.P. Glushko به عنوان "خرابکار" سرکوب شدند.

بزرگترین موفقیت در توسعه موتورهای موشک مایع در نیمه اول قرن بیستم بود. طراحان آلمانی والتر تیل، هلموت والتر، ورنهر فون براون و دیگران به دست آوردند.در طول جنگ جهانی دوم، آنها تعدادی موتور موشک برای موشک های نظامی ساختند: بالستیک V-2، ضدهوایی واسرفال، اشمترلینگ، راینتوچتر R3. در رایش سوم، تا سال 1944، شاخه جدیدی از صنعت در واقع ایجاد شد - علم موشک، تحت رهبری کلی W. Dornberger، در حالی که در کشورهای دیگر توسعه موتورهای موشک پیشران مایع در مرحله آزمایشی بود.

در پایان جنگ، تحولات طراحان آلمانی باعث تحریک تحقیقات در زمینه علم موشک در اتحاد جماهیر شوروی و ایالات متحده شد، جایی که بسیاری از دانشمندان و مهندسان آلمانی از جمله W. von Braun مهاجرت کردند. شروع مسابقه تسلیحاتی و رقابت بین اتحاد جماهیر شوروی و ایالات متحده آمریکا برای رهبری در اکتشافات فضایی، محرک های قدرتمندی برای توسعه موتورهای موشکی سوخت مایع بود.

در سال 1957، در اتحاد جماهیر شوروی، تحت رهبری S.P. Korolev، R-7 ICBM، مجهز به موتورهای سوخت مایع RD-107 و RD-108، در آن زمان قدرتمندترین و پیشرفته ترین در جهان، ساخته شد که تحت عنوان رهبری V.P. Glushko. این موشک به عنوان حامل اولین ماهواره های زمین مصنوعی جهان، اولین فضاپیمای سرنشین دار و کاوشگرهای بین سیاره ای مورد استفاده قرار گرفت.

در سال 1969 اولین فضاپیمای سری آپولو در ایالات متحده به فضا پرتاب شد که توسط پرتابگر Saturn 5 به سمت ماه پرتاب شد که اولین مرحله آن مجهز به 5 موتور F-1 بود. F-1 در حال حاضر قدرتمندترین موتور پیشران مایع تک محفظه است و از نظر نیروی رانش کمتر از موتور چهار محفظه RD-170 است که توسط دفتر طراحی Energomash در اتحاد جماهیر شوروی در سال 1976 ساخته شد.

در حال حاضر برنامه های فضایی همه کشورها بر اساس استفاده از موتورهای موشک مایع است.

دامنه استفاده، مزایا و معایب

کاتورگین، بوریس ایوانوویچ، آکادمی آکادمی علوم روسیه، رئیس سابق NPO Energomash

طراحی و اصل کارکرد موتور موشک دو جزئی پیشران مایع

برنج. 1 طرح یک موتور موشک دو جزئی
1 - خط اکسید کننده
2 - خط سوخت
3 - پمپ اکسید کننده
4- پمپ بنزین
5 - توربین
6 - مولد گاز
7 - شیر ژنراتور گاز (اکسید کننده)
8 - شیر ژنراتور گاز (سوخت)
9 - شیر اکسید کننده اصلی
10 - شیر اصلی سوخت
11 - اگزوز توربین
12 - سر اختلاط
13 - محفظه احتراق
14 - نازل

طیف گسترده ای از طرح های طراحی موتور موشک پیشران مایع با همان اصل اصلی عملکرد آنها وجود دارد. اجازه دهید طراحی و اصل عملکرد یک موتور موشک سوخت مایع را با استفاده از نمونه موتور دو جزئی با منبع سوخت پمپ شده به عنوان رایج ترین مورد در نظر بگیریم که طراحی آن کلاسیک شده است. انواع دیگر موتورهای موشک پیشران مایع (به استثنای موتور سه جزئی) نسخه های ساده شده مورد بررسی هستند و هنگام توصیف آنها، نشان دادن ساده سازی ها کافی است.

در شکل 1 به صورت شماتیک دستگاه موتور موشک پیشران مایع را نشان می دهد.

سیستم سوخت

سیستم سوخت موتور موشک با سوخت مایع شامل تمام عناصر مورد استفاده برای تامین سوخت به محفظه احتراق - مخازن سوخت، خطوط لوله، واحد توربو پمپ(TNA) - واحدی متشکل از پمپ ها و یک توربین نصب شده روی یک شفت، یک سر انژکتور و سوپاپ هایی که تامین سوخت را تنظیم می کنند.

تغذیه پمپسوخت به شما امکان می دهد فشار زیادی را در محفظه موتور ایجاد کنید، از ده ها اتمسفر تا 250 اتمسفر (LPRE 11D520 RN "Zenit"). فشار بالا درجه بیشتری از انبساط سیال عامل را فراهم می کند، که پیش نیازی برای دستیابی به یک ضربه خاص بالا است. علاوه بر این، با فشار بالا در محفظه احتراق، مقدار بهتری به دست می آید نسبت رانش به وزنموتور - نسبت مقدار رانش به وزن موتور. هر چه مقدار این نشانگر بیشتر باشد، اندازه و وزن موتور (با همان میزان رانش) کوچکتر و درجه کمال آن بیشتر می شود. مزایای سیستم پمپ به ویژه در موتورهای پیشران مایع با رانش بالا قابل توجه است - به عنوان مثال، در سیستم های محرکه وسایل نقلیه پرتاب.

در شکل 1، گازهای خروجی از توربین TNA از طریق سر نازل به همراه اجزای سوخت وارد محفظه احتراق می شوند (11). چنین موتوری را موتور با حلقه بسته(در غیر این صورت - با یک چرخه بسته)، که در آن کل جریان سوخت، از جمله آنچه در درایو TPU استفاده می شود، از محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع عبور می کند. فشار در خروجی توربین در چنین موتوری بدیهی است که باید بیشتر از محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع باشد و در ورودی به ژنراتور گاز (6) که توربین را تغذیه می کند، باید حتی بیشتر باشد. برای برآوردن این الزامات، از همان اجزای سوخت (تحت فشار بالا) که خود موتور پیشران مایع روی آن کار می‌کند، برای به حرکت درآوردن توربین استفاده می‌شود (با نسبت متفاوتی از اجزا، معمولاً با سوخت اضافی برای کاهش بار حرارتی روی توربین).

یک جایگزین برای حلقه بسته است حلقه باز، که در آن اگزوز توربین مستقیماً از طریق یک لوله خروجی وارد محیط می شود. اجرای یک چرخه باز از نظر فنی ساده تر است، زیرا عملکرد توربین به عملکرد محفظه موتور موشک پیشران مایع مربوط نمی شود و در این حالت، پمپ سوخت به طور کلی می تواند مستقل خود را داشته باشد. سیستم سوخت، که روند راه اندازی کل سیستم پیشرانه را ساده می کند. اما سیستم‌های چرخه بسته دارای مقادیر ضربه‌ای خاص کمی بهتر هستند و این امر طراحان را مجبور می‌کند بر مشکلات فنی پیاده‌سازی خود غلبه کنند، به‌ویژه برای موتورهای وسایل نقلیه پرتاب بزرگ، که به ویژه نیازمندی‌های بالایی برای این شاخص دارند.

در نمودار در شکل. 1 پمپ یک پمپ هر دو جزء را پمپ می کند که در مواردی که قطعات دارای چگالی قابل مقایسه باشند قابل قبول است. برای اکثر مایعاتی که به عنوان اجزای پیشران استفاده می شوند، چگالی در محدوده 0.5 ± 1 گرم بر سانتی متر مکعب است که امکان استفاده از یک درایو توربو را برای هر دو پمپ فراهم می کند. استثنا هیدروژن مایع است که در دمای 20 درجه کلوین چگالی آن 0.071 گرم بر سانتی متر مکعب است. چنین مایع سبکی به پمپی با مشخصات کاملاً متفاوت از جمله سرعت چرخش بسیار بالاتر نیاز دارد. بنابراین در صورت استفاده از هیدروژن به عنوان سوخت، برای هر جزء یک پمپ سوخت مستقل در نظر گرفته شده است.

با نیروی رانش کم موتور (و در نتیجه مصرف سوخت کم)، واحد توربوپمپ بسیار "سنگین" می شود و ویژگی های وزنی سیستم پیشرانه را بدتر می کند. جایگزینی برای سیستم سوخت پمپ است سرکوبگرکه در آن تامین سوخت به محفظه احتراق توسط فشار تقویتی در مخازن سوخت، ایجاد شده توسط گاز فشرده، اغلب نیتروژن، که غیر قابل اشتعال، غیر سمی، غیر اکسید کننده و تولید نسبتاً ارزان است، تضمین می شود. هلیوم برای تحت فشار قرار دادن مخازن با هیدروژن مایع استفاده می شود، زیرا گازهای دیگر در دمای هیدروژن مایع متراکم می شوند و به مایع تبدیل می شوند.

هنگام در نظر گرفتن عملکرد یک موتور با سیستم تامین سوخت جابه‌جایی از نمودار شکل 1. 1، TNA مستثنی است، و اجزای سوخت از مخازن مستقیماً به دریچه‌های اصلی موتور پیشران مایع (9) و (10) عرضه می‌شوند. فشار در مخازن سوخت در هنگام جابجایی مثبت باید بیشتر از محفظه احتراق باشد و مخازن باید قوی تر (و سنگین تر) از سیستم سوخت پمپ باشند. در عمل، فشار در محفظه احتراق یک موتور با منبع سوخت جابه‌جایی به 10 - 15 محدود می‌شود. به طور معمول، چنین موتورهایی دارای رانش نسبتاً کم (در عرض 10 تن) هستند. از مزایای سیستم جابجایی می توان به سادگی طراحی و سرعت پاسخ موتور به فرمان استارت به ویژه در مورد استفاده از اجزای سوخت خود اشتعال اشاره کرد. چنین موتورهایی برای انجام مانور فضاپیماها در فضای بیرونی استفاده می شود. سیستم جابجایی در هر سه سیستم پیشرانه فضاپیمای قمری آپولو - سرویس (با رانش 9760 کیلوگرم)، فرود (تراست 4760 کیلوگرم) و برخاستن (تراست 1950 کیلوگرم) استفاده شد.

سر نازل- واحدی که در آن نصب شده اند انژکتورهاطراحی شده برای تزریق اجزای سوخت به محفظه احتراق. نیاز اصلی انژکتورها، سریعترین و کاملترین اختلاط اجزا در هنگام ورود به محفظه است، زیرا سرعت اشتعال و احتراق آنها به این بستگی دارد.
به عنوان مثال از طریق سر نازل موتور F-1 در هر ثانیه 1.8 تن اکسیژن مایع و 0.9 تن نفت سفید وارد محفظه احتراق می شود. و زمان ماند هر قسمت از این سوخت و محصولات احتراق آن در محفظه بر حسب میلی ثانیه محاسبه می شود. در این مدت، سوخت باید تا حد امکان کاملاً بسوزد، زیرا سوخت نسوخته به معنای از دست دادن نیروی رانش و ضربه خاص است. راه حل این مشکل با تعدادی از اقدامات به دست می آید:

• حداکثر افزایش در تعداد نازل ها در سر، با حداقل سازی متناسب نرخ جریان از طریق یک نازل. (سر انژکتور موتور شامل 2600 انژکتور اکسیژن و 3700 انژکتور نفت سفید می باشد).
• هندسه خاص نازل ها در سر و ترتیب متناوب نازل های سوخت و اکسید کننده.
• شکل خاص کانال نازل که به دلیل آن هنگام حرکت مایع در کانال، چرخش ایجاد می شود و هنگامی که وارد محفظه می شود توسط نیروی گریز از مرکز به طرفین پراکنده می شود.

سیستم خنک کننده

با توجه به سرعت فرآیندهای انجام شده در محفظه احتراق یک موتور موشک پیشران مایع، تنها بخش ناچیزی (کسری از درصد) از کل گرمای تولید شده در محفظه به ساختار موتور منتقل می شود، اما به دلیل دمای احتراق بالا (گاهی اوقات بیش از 3000 درجه کلوین)، و مقدار قابل توجهی گرمای تولید شده، حتی قسمت کوچکی از آن برای تخریب حرارتی موتور کافی است، بنابراین مشکل خنک کردن موتور پیشران مایع بسیار مهم است.

برای موتورهای موشک پیشران مایع با منبع سوخت پمپی، از دو روش خنک‌سازی دیواره‌های محفظه موتور موشک سوخت مایع عمدتاً استفاده می‌شود: خنک کننده احیا کنندهو لایه دیوار، که اغلب با هم استفاده می شوند. اغلب برای موتورهای کوچک با سیستم سوخت جابجایی مثبت استفاده می شود. منسوخ کنندهروش خنک کننده

خنک کننده احیا کنندهاین واقعیت شامل این واقعیت است که در دیواره محفظه احتراق و قسمت فوقانی و گرم شده نازل، یک حفره به یک طریق یا دیگری ایجاد می شود (گاهی اوقات "جلقه خنک کننده" نامیده می شود) که از طریق آن یکی از اجزای سوخت ( معمولاً سوخت) قبل از ورود به سر اختلاط عبور می کند، بنابراین دیواره محفظه خنک می شود. گرمای جذب شده توسط جزء خنک کننده به همراه خود مایع خنک کننده به محفظه بازگردانده می شود که نام سیستم - "بازسازنده" را توجیه می کند.

روش های تکنولوژیکی مختلفی برای ایجاد یک ژاکت خنک کننده توسعه داده شده است. به عنوان مثال، محفظه موتور موشک پیشران مایع موشک V-2 از دو پوسته فولادی داخلی و خارجی تشکیل شده بود که شکل یکدیگر را تکرار می کردند. جزء خنک کننده (اتانول) از شکاف بین این پوسته ها عبور کرد. به دلیل انحرافات تکنولوژیکی در ضخامت شکاف، جریان سیال ناهموار ایجاد شد که منجر به ایجاد مناطق گرمای بیش از حد موضعی پوسته داخلی شد که اغلب در این مناطق "سوخته" می شود و عواقب فاجعه باری دارد.

در موتورهای مدرن، قسمت داخلی دیوار محفظه از آلیاژهای برنز با رسانایی حرارتی بالا ساخته شده است. کانال های دیواره نازک باریک در آن توسط آسیاب (15D520 RN 11K77 Zenit، RN 11K25 Energia) یا اچ اسید (SSME Space Shuttle) در آن ایجاد می شود. از بیرون، این سازه به طور محکم به دور یک پوسته ورق باربر ساخته شده از فولاد یا تیتانیوم پیچیده می شود که بار نیروی فشار داخلی محفظه را جذب می کند. جزء خنک کننده از طریق کانال ها به گردش در می آید. گاهی اوقات ژاکت خنک کننده از لوله های نازک رسانای گرما مونتاژ می شود که برای محکم شدن با آلیاژ برنز مهر و موم شده است، اما چنین اتاقک هایی برای فشار کمتر طراحی شده اند.

لایه دیواری(لایه مرزی، آمریکایی ها همچنین از اصطلاح "پرده" استفاده می کنند) یک لایه گاز در محفظه احتراق است که در مجاورت دیوار اتاق قرار دارد و عمدتا از بخار سوخت تشکیل شده است. برای سازماندهی چنین لایه ای، فقط نازل های سوخت در امتداد حاشیه سر مخلوط نصب می شوند. به دلیل سوخت بیش از حد و کمبود اکسید کننده، واکنش احتراق شیمیایی در لایه نزدیک دیواره با شدت کمتری نسبت به ناحیه مرکزی محفظه رخ می دهد. در نتیجه دمای لایه دیوار به طور قابل توجهی کمتر از دمای ناحیه مرکزی محفظه است و دیواره محفظه را از تماس مستقیم با داغ ترین محصولات احتراق عایق می کند. گاهی اوقات علاوه بر این، نازل هایی بر روی دیواره های جانبی محفظه نصب می شود که بخشی از سوخت را مستقیماً از ژاکت خنک کننده به داخل محفظه خارج می کند، همچنین با هدف ایجاد لایه دیواری.

پرتاب موتور موشک

راه اندازی یک موتور موشک سوخت مایع یک عملیات مسئولانه است که مملو از عواقب جدی در صورت بروز شرایط اضطراری در حین اجرای آن است.

اگر اجزای سوخت هستند خودسوزییعنی وارد شدن به یک واکنش احتراق شیمیایی در تماس فیزیکی با یکدیگر (به عنوان مثال اسید هپتیل / نیتریک)، شروع فرآیند احتراق مشکلی ایجاد نمی کند. اما در موردی که اجزای آن چنین نیستند، یک آغازگر احتراق خارجی مورد نیاز است که عملکرد آن باید دقیقاً با تامین اجزای سوخت به محفظه احتراق هماهنگ شود. مخلوط سوخت نسوخته یک ماده منفجره با قدرت تخریب زیاد است و انباشته شدن آن در محفظه یک حادثه جدی را تهدید می کند.

پس از احتراق سوخت، حفظ روند مداوم احتراق آن به خودی خود اتفاق می افتد: سوختی که به تازگی وارد محفظه احتراق می شود به دلیل دمای بالای ایجاد شده در طی احتراق قسمت های قبلاً معرفی شده مشتعل می شود.

برای احتراق اولیه سوخت در محفظه احتراق هنگام راه اندازی موتور موشک پیشران مایع، روش های مختلفی استفاده می شود:

• استفاده از اجزای خود اشتعال (معمولاً مبتنی بر سوخت های راه انداز حاوی فسفر، خود اشتعال در هنگام تعامل با اکسیژن)، که در همان ابتدای فرآیند راه اندازی موتور از طریق نازل های ویژه و اضافی از سوخت کمکی وارد محفظه می شوند. سیستم، و پس از شروع احتراق، اجزای اصلی تامین می شود. وجود یک سیستم سوخت اضافی طراحی موتور را پیچیده می کند، اما اجازه می دهد تا چندین بار راه اندازی مجدد شود.
• یک جرقه زنی الکتریکی واقع در محفظه احتراق نزدیک سر اختلاط که با روشن شدن، یک قوس الکتریکی یا مجموعه ای از تخلیه های جرقه با ولتاژ بالا ایجاد می کند. این جرقه زن یکبار مصرف می باشد. هنگامی که سوخت مشتعل شد، می سوزد.
• جرقه زن پیروتکنیک. در نزدیکی سر اختلاط، یک بمب آتش زا کوچک در محفظه قرار داده شده است که توسط فیوز الکتریکی مشتعل می شود.

راه اندازی خودکار موتور، عملکرد جرقه زن و تامین سوخت را به موقع هماهنگ می کند.

راه اندازی موتورهای موشکی بزرگ با سوخت مایع با سیستم سوخت پمپ شامل چند مرحله است: ابتدا پمپ شروع به کار می کند و شتاب می گیرد (این فرآیند می تواند شامل چندین فاز نیز باشد)، سپس دریچه های اصلی موتور موشک پیشران مایع چرخانده می شوند. در، معمولاً در دو یا چند مرحله با افزایش تدریجی رانش از مرحله ای به مرحله دیگر، به حالت عادی می رسد.

برای موتورهای نسبتاً کوچک، تمرین می شود که موتور موشک را فوراً با رانش 100% راه اندازی کنند که به آن "توپ" می گویند.

سیستم کنترل اتوماتیک LRE

یک موتور موشک پیشران مایع مدرن مجهز به اتوماسیون نسبتاً پیچیده است که باید وظایف زیر را انجام دهد:

• راه اندازی ایمن موتور و آوردن آن به حالت اصلی.
• حفظ شرایط عملیاتی پایدار.
• تغییر رانش مطابق با برنامه پرواز یا به دستور سیستم های کنترل خارجی.
• خاموش کردن موتور هنگام رسیدن موشک به مدار معین (مسیر).
• تنظیم نسبت مصرف قطعات.

سیستم کنترل خودکار پیشرانه شامل سنسورهای فشار و جریان در نقاط مختلف سیستم سوخت است و دستگاه های اجرایی آن دریچه های اصلی موتور موشک و دریچه های کنترل توربین هستند (در شکل 1 - موقعیت های 7، 8، 9 و 10).

اجزای سوخت

انتخاب اجزای سوخت یکی از مهمترین تصمیمات هنگام طراحی یک موتور پیشران مایع است که بسیاری از جزئیات طراحی موتور و راه حل های فنی بعدی را از پیش تعیین می کند. بنابراین، انتخاب سوخت برای موتور موشک پیشران مایع با در نظر گرفتن همه جانبه هدف موتور و موشکی که روی آن نصب شده است، شرایط عملکرد آنها، فناوری تولید، ذخیره سازی، حمل و نقل به محل پرتاب انجام می شود. ، و غیره.

یکی از مهمترین شاخص هایی که ترکیب اجزا را مشخص می کند تکانه خاصکه به ویژه در طراحی وسایل پرتاب فضاپیما مهم است، زیرا نسبت جرم سوخت و محموله، و در نتیجه اندازه و جرم کل موشک (به فرمول Tsiolkovsky مراجعه کنید)، که اگر مقدار خاص به اندازه کافی بالا نباشد. ، تا حد زیادی به آن بستگی دارد که تکانه ها ممکن است غیر واقعی باشند. جدول 1 ویژگی های اصلی برخی از ترکیبات اجزای سوخت مایع را نشان می دهد.

موتورهای جت که با گاز سرد فشرده (مثلاً هوا یا نیتروژن) کار می کنند نیز تک جزئی هستند. اینگونه موتورها موتورهای جت گازی نامیده می شوند و از یک سوپاپ و یک نازل تشکیل شده اند. موتورهای جت گازی در مواردی استفاده می شوند که اثرات حرارتی و شیمیایی جت اگزوز غیرقابل قبول باشد و نیاز اصلی سادگی طراحی باشد. این الزامات باید برآورده شود، برای مثال، توسط تک تک دستگاه های حرکت و مانور فضانورد (UPMK)، که در کوله پشتی قرار دارند و برای حرکت در هنگام کار در خارج از فضاپیما در نظر گرفته شده اند. UPMK ها از دو سیلندر نیتروژن فشرده کار می کنند که از طریق دریچه های برقی به یک سیستم محرکه متشکل از 16 موتور عرضه می شود.

موتورهای موشک سه جزئی

از اوایل دهه 1970، اتحاد جماهیر شوروی و ایالات متحده آمریکا مفهوم موتورهای سه پیشرانه را مطالعه کردند که در هنگام استفاده از هیدروژن به عنوان سوخت، یک ضربه خاص بالا و چگالی سوخت متوسط ​​بالاتر (و در نتیجه، حجم و وزن کمتر سوخت را با هم ترکیب می کردند. مخازن)، مشخصه سوخت هیدروکربنی. هنگام راه اندازی، چنین موتوری با اکسیژن و نفت سفید کار می کند و در ارتفاعات بالا به استفاده از اکسیژن مایع و هیدروژن روی می آورد. این رویکرد ممکن است ایجاد یک وسیله پرتاب فضایی تک مرحله ای را ممکن کند. یک نمونه روسی از موتورهای سه جزئی، موتور موشک پیشران مایع RD-701 است که برای سیستم حمل و نقل و فضایی قابل استفاده مجدد MAKS ساخته شده است.

همچنین می توان از دو سوخت به طور همزمان استفاده کرد - به عنوان مثال، هیدروژن-بریلیم-اکسیژن و هیدروژن-لیتیوم-فلورین (بریلیم و لیتیوم می سوزند و هیدروژن بیشتر به عنوان سیال کار استفاده می شود) که دستیابی به مقادیر ضربه ای خاص را ممکن می کند. در محدوده 550-560 ثانیه، اما از نظر فنی بسیار دشوار است و هرگز در عمل استفاده نشده است.

کنترل موشک

در موشک های مایع، موتورها اغلب علاوه بر وظیفه اصلی خود در تولید نیروی رانش، به عنوان کنترل پرواز نیز عمل می کنند. در حال حاضر اولین موشک بالستیک هدایت شونده V-2 با استفاده از 4 سکان دینامیک گاز گرافیتی که در جریان جت موتور در امتداد حاشیه نازل قرار گرفته بودند، کنترل شد. این سکان ها با انحراف، بخشی از جریان جت را منحرف کردند که باعث تغییر جهت بردار رانش موتور شد و یک لحظه نیرو نسبت به مرکز جرم موشک ایجاد کرد که عمل کنترلی بود. این روش به طور قابل توجهی نیروی رانش موتور را کاهش می دهد، علاوه بر این، سکان های گرافیتی در یک جریان جت در معرض فرسایش شدید هستند و عمر مفید بسیار کوتاهی دارند.
که در سیستم های مدرنکنترل موشک استفاده می شود دوربین های PTZموتورهای موشک مایع که با استفاده از لولاهایی به عناصر باربر بدنه موشک متصل می شوند که امکان چرخش دوربین را در یک یا دو صفحه فراهم می کند. اجزای سوخت با استفاده از خطوط لوله انعطاف پذیر - دم به محفظه عرضه می شوند. هنگامی که دوربین از یک محور موازی با محور موشک منحرف می شود، رانش دوربین گشتاور کنترلی مورد نیاز را ایجاد می کند. چرخش دوربین ها توسط ماشین های فرمان هیدرولیک یا پنوماتیک انجام می شود که دستورات تولید شده توسط سیستم کنترل موشک را اجرا می کنند.
در خودروی پرتاب فضایی داخلی سایوز (به عکس در عنوان مقاله مراجعه کنید)، علاوه بر 20 دوربین اصلی و ثابت پیشرانه، 12 دوربین کنترلی چرخان (هر کدام در هواپیمای خود) وجود دارد. اتاق های فرمان یک سیستم سوخت مشترک با موتورهای اصلی دارند.
از 11 موتور محرکه (همه مراحل) پرتابگر Saturn-5، 9 موتور (به جز مرحله مرکزی 1 و 2) هر کدام در دو هواپیما چرخشی هستند. هنگام استفاده از موتورهای اصلی به عنوان موتورهای کنترلی، محدوده عملکرد چرخش دوربین بیش از 5± درجه نیست: به دلیل فشار زیاد دوربین اصلی و قرار گرفتن آن در قسمت عقب، یعنی در فاصله قابل توجهی از مرکز. از جرم موشک، حتی یک انحراف کوچک از دوربین یک لحظه کنترل قابل توجه ایجاد می کند.

علاوه بر دوربین های PTZ، گاهی اوقات از موتورهایی استفاده می شود که فقط به منظور کنترل و تثبیت هواپیما عمل می کنند. دو محفظه با نازل‌های جهت مخالف به‌گونه‌ای به بدنه دستگاه ثابت می‌شوند که رانش این محفظه‌ها یک لحظه نیرو در اطراف یکی از محورهای اصلی دستگاه ایجاد می‌کند. بر این اساس برای کنترل دو محور دیگر، جفت موتورهای کنترلی مخصوص به خود نیز تعبیه شده است. این موتورها (معمولاً تک جزئی) با فرمان سیستم کنترل خودرو روشن و خاموش می شوند و آن را در جهت مورد نیاز می چرخانند. چنین سیستم های کنترلی معمولاً برای جهت دهی هواپیما در فضای بیرونی استفاده می شوند.

این اختراع مربوط به فناوری موشک، به ویژه موتورهای موشک مایع است که بر روی یک اکسید کننده برودتی و سوخت هیدروکربنی کار می کنند. یک واحد توربوپمپ (TPA) یک موتور موشک مایع شامل یک پروانه پمپ اکسید کننده، یک پروانه پمپ سوخت و یک پروانه توربین نصب شده بر روی شفت قطعات روتور واحد توربوپمپ، یک پروانه پمپ سوخت اضافی که در بدنه واحد توربو پمپ قرار دارد. یک شفت و یک پروانه پمپ سوخت اضافی، با توجه به اختراع بین پروانه توربین و پروانه پمپ اکسید کننده مجهز به یک کوپلینگ مغناطیسی و یک ضرب کننده هستند. می توان یک کوپلینگ مغناطیسی و یک ضرب کننده بین پمپ اکسید کننده و پمپ سوخت نصب کرد. می توان یک کوپلینگ مغناطیسی و یک ضرب کننده بین پمپ سوخت و پمپ سوخت اضافی نصب کرد. این اختراع قابلیت اطمینان TNA را بهبود می بخشد. 2 حقوق f-ly, 3 بیمار.

این اختراع مربوط به فناوری موشک است، به ویژه به موتورهای موشک پیشران مایع که با اکسید کننده برودتی و سوخت هیدروکربنی کار می کنند.

موتور موشک مایع بر اساس پتنت RF برای اختراع شماره 2095607 شناخته شده است که برای استفاده به عنوان بخشی از مراحل بالای فضایی، مراحل وسیله نقلیه پرتاب و به عنوان موتور محرکه فضاپیماها در نظر گرفته شده است، شامل یک محفظه احتراق با یک مسیر خنک کننده احیاکننده، یک واحد توربوپمپ است. - TNA TNA حاوی پمپ هایی برای تامین قطعات - سوخت و اکسید کننده با یک توربین در همان شفت است که در آن یک خازن وارد می شود. خروجی کندانسور از طریق خط مبرد به ورودی محفظه احتراق و به ورودی مسیر خنک کننده احیا کننده محفظه احتراق متصل می شود. خروجی از کندانسور از طریق یک خط خنک کننده به ورودی پمپ یکی از قطعات متصل می شود. خروجی پمپ همان قطعه از طریق یک خط مبرد به ورودی کندانسور متصل می شود. ورودی دوم کندانسور به خروجی توربین متصل است. خروجی پمپ یک جزء دیگر با ورودی محفظه احتراق در ارتباط است.

نقطه ضعف موتور TNA بدتر شدن خواص کاویتاسیون پمپ هنگام دور زدن میعانات است. این خاصیت پمپ به طور اجتناب ناپذیری منجر به کاهش مصرف یکی از اجزای سوخت از طریق پمپ، افت چندین بار رانش موشک و اختلال در برنامه پروازی موشک و یا بروز فاجعه می شود.

روش کار موتور موشک پیشران مایع و موتور موشک پیشران مایع طبق اختراع RF برای اختراع شماره 2187684 شناخته شده است. روش کار موتور موشک پیشران مایع عبارت است از تامین اجزای سوخت به محفظه احتراق موتور، گازی کردن یکی از اجزای موجود در مسیر خنک کننده محفظه احتراق، تامین آن به توربین واحد توربوپمپ و سپس تخلیه آن به سر نازل محفظه احتراق. بخشی از دبی یکی از اجزای سوخت به محفظه احتراق فرستاده می شود و قسمت باقی مانده گازی شده و به توربین های واحدهای توربوپمپ ارسال می شود. جزء گازی خروجی از توربین ها با یک جزء مایع که با فشاری بیش از فشار بخار اشباع مخلوط حاصل وارد موتور می شود مخلوط می شود. موتور موشک مایع شامل یک محفظه احتراق با یک مسیر خنک کننده احیا کننده، پمپ هایی برای تامین اجزای سوخت و یک توربین است. پمپ ها و توربین ها در دو پمپ اصلی و بوستر قرار می گیرند. موتور شامل یک پمپ واحد بوستر توربوپمپ و یک میکسر است که به صورت سری در جلوی پمپ تغذیه یکی از اجزای سوخت واحد توربو پمپ اصلی نصب شده است. خروجی پمپ واحد توربو پمپ اصلی هم به سر انژکتور محفظه احتراق و هم به مسیر خنک کننده احیا کننده محفظه احتراق متصل می شود. مسیر خنک کننده احیا کننده نیز به نوبه خود به توربین های واحدهای توربو پمپ اصلی و بوستر متصل می شود که خروجی های آن به میکسر متصل می شود.

نقطه ضعف این طرح این است که انرژی حرارتی حذف شده در طول خنک کردن محفظه احتراق ممکن است برای به حرکت درآوردن واحد توربو پمپ موتور یک موتور بسیار پرقدرت کافی نباشد.

موتور موشک سوخت مایع تحت اختراع RF برای اختراع شماره 2190114، IPC 7 F02K 9/48، publ شناخته شده است. 2002/09/27 این موتور پیشران مایع شامل یک محفظه احتراق با یک مسیر خنک کننده احیاکننده، یک واحد توربوپمپ THA با اکسید کننده و پمپ های سوخت است که خطوط خروجی آن به سر محفظه احتراق، توربین اصلی و توربین اصلی متصل می شود. مدار درایو مدار محرک توربین اصلی شامل یک پمپ سوخت متصل به صورت سری با یکدیگر و یک مسیر خنک کننده احیا کننده محفظه احتراق متصل به ورودی توربین اصلی است. خروجی از توربین توربوشارژر به ورودی مرحله دوم پمپ بنزین متصل است.

این موتور یک عیب قابل توجه دارد. دور زدن سوخت گرم شده در مسیر خنک کننده احیاکننده محفظه احتراق به ورودی مرحله دوم پمپ سوخت منجر به کاویتاسیون و عواقب ذکر شده در بالا می شود. اکثر موتورهای موشک مایع از اجزای سوخت استفاده می کنند به طوری که مصرف اکسید کننده تقریباً همیشه بیشتر از مصرف سوخت است. در نتیجه، برای موتورهای موشک پیشران مایع قدرتمند با رانش بالا و فشار بالا در محفظه احتراق، این طرح غیرقابل قبول است، زیرا مصرف سوخت برای خنک کردن محفظه احتراق و به حرکت درآوردن توربین اصلی کافی نخواهد بود.

علاوه بر این، سیستم پرتاب برای موتور سوخت مایع، سیستم احتراق اجزای سوخت و سیستم خاموش کردن موتور سوخت مایع و پاکسازی آن از بقایای سوخت در مسیر خنک‌سازی احیاکننده محفظه احتراق ایجاد نشده است.

موتور موشک مایع و روشی برای راه‌اندازی آن طبق اختراع فدراسیون روسیه برای اختراع شماره 2232915، انتشارات شناخته شده است. 09/10/2003 (نمونه اولیه)، که شامل یک محفظه احتراق، یک واحد توربوپمپ، یک ژنراتور گاز، یک سیستم راه اندازی، وسیله ای برای احتراق اجزای سوخت و خطوط سوخت است. خروجی پمپ اکسید کننده به ورودی ژنراتور گاز متصل می شود. خروجی مرحله اول پمپ بنزین به کانال های خنک کننده احیا کننده محفظه و به سر اختلاط متصل می شود. خروجی مرحله دوم پمپ سوخت (پمپ سوخت اضافی) به یک تنظیم کننده جریان الکتریکی متصل می شود. ورودی دیگر رگولاتور با سوخت استاندارد به مخزن راه اندازی متصل می شود. خروجی رگولاتور به ژنراتور گاز متصل می شود. خروجی از ژنراتور گاز به ورودی توربین واحد توربوپمپ متصل می شود که خروجی آن به هد اختلاط متصل است. تنظیم کننده جریان مجهز به یک درایو هیدرولیک مرحله مقدماتی است که از طریق یک جت کاویتینگ و یک رله هیدرولیک به مخزن راه اندازی با سوخت استاندارد متصل می شود. رله هیدرولیک به مرحله دوم پمپ سوخت متصل می شود. دریچه گاز نصب شده در خروجی مرحله اول پمپ سوخت همراه با شیر کنترل شده مرحله مقدماتی ساخته شده است.

عیب این طرح آتش سوزی یا انفجار پمپ و موشک در هنگام پرتاب یا در حال پرواز است که به دلیل قابلیت اطمینان کم آب بندی بین توربین و پمپ اکسید کننده، بین اکسید کننده و پمپ سوخت و همچنین بین پمپ سوخت است. و پمپ سوخت اضافی به دلیل عمل افت فشار زیاد بر روی آنها: 300 ... 400 کیلوگرم بر سانتی متر مربع برای موتورهای پیشران مایع مدرن. به عنوان مثال، هنگامی که از هیدروژن و اکسیژن به عنوان اجزای سوخت موشک استفاده می شود، کوچکترین نشت این اجزا منجر به تشکیل "مخلوط انفجاری" و تقریباً همیشه منجر به انفجار موشک می شود.

اهداف ایجاد اختراع: جلوگیری از انفجار پمپ سوخت یا موشک هنگام پرتاب یا در پرواز.

راه حل این مشکل با توجه به این واقعیت حاصل می شود که واحد توربوپمپ یک موتور موشک مایع، حاوی بخش هایی از روتور واحد توربو پمپ نصب شده روی شفت: یک پروانه پمپ اکسید کننده، یک پروانه پمپ سوخت و یک پروانه توربین، واقع شده است. در محفظه واحد توربو پمپ، یک پروانه پمپ سوخت اضافی با یک شفت و یک پمپ سوخت پروانه اضافی، از این جهت متفاوت است که یک کوپلینگ مغناطیسی بین پروانه توربین و پروانه پمپ اکسید کننده نصب شده است. همچنین می توان یک کوپلینگ مغناطیسی بین پمپ اکسید کننده و پمپ سوخت نصب کرد. همچنین می توان یک کوپلینگ مغناطیسی بین پمپ بنزین و پمپ سوخت اضافی نصب کرد.

مطالعات ثبت اختراع انجام شده نشان داد که راه حل فنی پیشنهادی دارای تازگی، گام مبتکرانه و کاربرد صنعتی است. این تازگی توسط تحقیقات ثبت اختراع تأیید شده است، مرحله اختراع دستیابی به یک اثر جدید است - سفتی مطلق اتصالات بین توربین و پمپ ها، و همچنین بین پمپ ها و جلوگیری از انفجار پمپ و موشک در هنگام پرتاب یا در پرواز.

کاربرد صنعتی به این دلیل است که تمام عناصر موجود در مجموعه پمپ از هنر قبلی شناخته شده است و به طور گسترده در موتورسازی استفاده می شود.

ماهیت اختراع در شکل های 1...3 نشان داده شده است، که در آن:

شکل 1 نموداری از اولین نسخه TNA را نشان می دهد،

شکل 2 نمودار نسخه دوم TNA را نشان می دهد،

شکل 3 نموداری از نسخه سوم TNA را نشان می دهد.

واحد توربوپمپ موتور موشک مایع TNA 1 (شکل 1) شامل یک شفت پمپ سوخت 2، یک محور پمپ اکسید کننده 3 است. محور پمپ سوخت 2. پروانه توربین 6 در بالای THA نصب شده است. تمام قسمت های روتور THA در داخل محفظه THA 7 قرار دارد. یک پمپ سوخت اضافی 8 که دارای یک پروانه پمپ سوخت اضافی 9 و یک محور پمپ سوخت اضافی 10 است، به صورت هم محور با THA 1 ساخته شده و در سمت مقابل نصب می شود. پروانه توربین 6. پروانه پمپ سوخت اضافی 9 در محفظه پمپ سوخت اضافی 11 نصب شده است که حفره آن "B" نسبت به حفره پمپ سوخت "A" مهر و موم شده است. بین پروانه پمپ سوخت 5 و پمپ سوخت اضافی 8 در محفظه THA 7، یک کوپلینگ مغناطیسی 12 و یک ضرب کننده 13 نصب شده است. کوپلینگ مغناطیسی 12 و تمام کوپلینگ های مغناطیسی دیگر (در صورت استفاده از آنها در طراحی) شامل یک دیسک محرک از یک کلاچ مغناطیسی، یک دیسک محرک از یک کلاچ مغناطیسی، و بین دیسک های جفت مغناطیسی یک پارتیشن ساخته شده از مواد غیر مغناطیسی، به عنوان مثال، فولاد غیر مغناطیسی (در شکل 1 نشان داده نشده است. ). پروانه توربین بر روی محور توربین 14 نصب شده است.

ژنراتور گاز 15 به صورت هم محور با THA 1 در بالای دستگاه نازل توربین 16 نصب شده است. ژنراتور گاز 15 شامل سر ژنراتور گاز 17 است که در داخل آن یک صفحه بیرونی 18 و یک صفحه داخلی 19 با یک حفره "B" وجود دارد. بالای آنها و یک حفره "G" بین آنها. در داخل سر مولد گاز 17، نازل های اکسید کننده 20 و نازل های سوخت 21 نصب شده اند. نازل های اکسید کننده 20 با حفره داخلی ژنراتور گاز "D" با حفره "B" و نازل های سوخت 21 با مولد گاز ارتباط دارند. حفره "G" با حفره داخلی ژنراتور گاز "D". در سطح بیرونی ژنراتور گاز 15 یک منیفولد سوخت 22 وجود دارد که یک خط سوخت پرفشار 23 از یک پمپ سوخت اضافی 8 به آن متصل است. در خط لوله فشار قوی 23 یک لوله فشار بالا وجود دارد. شیر 24 و یک تنظیم کننده جریان 25 با یک محرک برای تنظیم کننده جریان 26. خروجی از پروانه پمپ سوخت 5 توسط خط لوله 27 به ورودی پمپ سوخت اضافی 8 و به محفظه احتراق متصل می شود (محفظه احتراق نیست. نشان داده شده در شکل 1).

خروجی از پروانه پمپ اکسید کننده 4 توسط خط لوله اکسید کننده 28 از طریق شیر اکسید کننده 29 به حفره "B" ژنراتور گاز 15 متصل می شود. یک یا چند دستگاه احتراق 30 روی ژنراتور گاز 15 نصب شده است. واحد 31 به طور الکتریکی به دستگاه های احتراق 30، شیر فشار قوی 24، اکسید کننده سوپاپ 29 و درایو تنظیم کننده جریان 26 متصل است.

هنگامی که موتور سوخت مایع راه اندازی می شود، سیگنال های الکتریکی از واحد کنترل 31 به سوپاپ های 24 و 29 و دستگاه های احتراق 30 ارسال می شود. اکسید کننده و سوخت از پروانه های پمپ های 4، 5 و 8 به وسیله گرانش به ژنراتور گاز 15 جریان می یابد. ، در جایی که مشتعل می شود، محصولات احتراق پروانه توربین 6 را که روی شفت 14 نصب شده است می چرخانند.

در گزینه اول (شکل 1)، شفت پمپ اکسید کننده 3 از طریق کوپلینگ مغناطیسی 12 و ضریب 13 می چرخد. فشار در خروجی پروانه های پمپ های 4 و 5 افزایش می یابد. بخشی از سوخت (حدود 10٪) وارد پمپ سوخت اضافی 8 می شود که فشار آن به طور قابل توجهی افزایش می یابد. پمپ سوخت اضافی 8 به چرخش هدایت می شود و سرعت چرخش مشابهی با پروانه پمپ اکسید کننده 4 و پروانه پمپ سوخت 5 دارد (شکل 1).

با توجه به گزینه دوم (شکل 2) گشتاور از شفت پمپ اکسید کننده 3 از طریق یک کوپلینگ مغناطیسی 12 و یک ضرب کننده 13 به شفت پمپ سوخت 2 منتقل می شود. در این حالت پروانه سوخت. پمپ 5 سرعت بالاتری نسبت به پروانه پمپ اکسید کننده 4 خواهد داشت. شفت پمپ سوخت پمپ اضافی 10 مستقیماً به شفت پمپ بنزین 2 متصل می شود.

با توجه به گزینه سوم (شکل 3)، علاوه بر دو کوپلینگ مغناطیسی با ضریب، از یک کوپلینگ مغناطیسی سوم با ضریب در طراحی TNA استفاده شده است. در نتیجه، به دلیل عدم وجود مهر و موم در شفت پمپ سوخت اضافی 10، قابلیت اطمینان آن افزایش می یابد. در فشاری در ورودی به پروانه پمپ سوخت 4 از مرتبه P 1 = 4 ... 5 kgf / cm 2 ، در خروجی از پروانه پمپ سوخت 4 P 2 = 300 kgf / cm 2 و در فشار در خروجی پمپ سوخت اضافی 8 تقریباً P 3 = 900 kgf / cm 2 اختلاف فشار تقریباً 600 kgf / cm2 که بین آنها ایجاد می شود توسط یک پارتیشن ساخته شده از مواد غیر مغناطیسی 14 درک می شود. فشار در ورودی به پمپ اکسید کننده P 4 = 4 ... 5 کیلوگرم بر سانتی متر مربع، در خروجی پمپ اکسید کننده P 5 = 400 کیلوگرم بر سانتی متر مربع، در ورودی محفظه احتراق P 6 = 300 کیلوگرم بر سانتی متر مربع. وجود کوپلینگ های مغناطیسی بین پمپ ها و پمپ اکسید کننده و توربین، محکم بودن کامل همه ماژول ها را نسبت به یکدیگر تضمین می کند، وجود چند برابر کننده ها هماهنگی سرعت چرخش توربین و پمپ ها و در عین حال مدولار بودن طراحی را تضمین می کند.

در نتیجه، یک فرصت واقعی برای طراحی تمام اجزای اصلی توربوشارژر وجود داشت: توربین و پمپ برای پارامترهای بهینه، از جمله سرعت چرخش، و هماهنگی سرعت چرخش از طریق استفاده از یک ضریب بین توربین و پمپ یا چند ضریب. و این باعث شد تا وزن پمپ را به حداقل برسانیم که در فناوری موشک از اهمیت تعیین کننده ای برخوردار است.

استفاده از اختراع مجاز است:

1. برای جلوگیری از انفجار پمپ و موشک در پرتاب یا در حین پرواز به دلیل تماس اکسید کننده و سوخت در حفره بین پمپ ها یا نفوذ محصولات احتراق از توربین به یکی از اجزای سوخت، در صورت اکسیژن و هیدروژن. یا سایر اجزای تهاجمی به عنوان اجزای سوخت موشک استفاده می شود.

2. از مدولار بودن طرح TNA اطمینان حاصل کنید.

آزمایشات مستقل پمپ ها برای تعیین ویژگی های عملکرد و کاویتاسیون انجام می شود. هنگام برداشتن ویژگی های عملکردتعیین وابستگی فشار تولید شده، توان و بازده پمپ به جریان سیال در سرعت نامی و فشار ثابت در ورودی پمپ. هنگام اندازه گیری ویژگی های کاویتاسیون پمپ، وابستگی فشار، توان و راندمان به فشار ورودی در دبی اسمی و سرعت روتور پمپ تعیین می شود. این ویژگی‌ها معمولاً در تأسیساتی که از آب نرم تصفیه شده از ناخالصی‌های مکانیکی استفاده می‌کنند اندازه‌گیری می‌شوند. در شکل شکل 13.6 نموداری از نصب برای تست پمپ موتور را نشان می دهد.

ظرفیت تامین 12 توسط پمپ تقویت کننده با آب پر می شود 1 . سطح پشتیبانی مورد نیاز ( آردر) توسط سوپاپ و دریچه گاز نصب می شود 4 , 11 و 13 . وقتی دریچه باز می شود 4 آب از طریق فیلتر 5 به پمپ تحت آزمایش می رود 8 . سرعت چرخش پمپ مشخص شده توسط یک موتور الکتریکی تنظیم می شود. 10 ، مزدوزا 9 برای اندازه گیری گشتاور عمل می کند. شیر فلکه 4 دبی مورد نیاز تنظیم شده است که مقدار آن توسط سنسورهای جریان اندازه گیری می شود 6 . فشار پمپ توسط یک دریچه گاز کنترل می شود 11 در خط فشار آن نصب شده است.

برنج. 13.6. نمودار نصب برای تست پمپ ها:

1 - پمپ پرکننده؛ 2 - فیلتر؛ 3 - شیر فلکه؛ 4 - شیر قطع؛ 5 - فیلتر؛ 6 - دبی سنج؛ 7 - فشار سنج؛ 8 - پمپ در حال آزمایش؛ 9 – مزدوزا؛ 10 - موتور الکتریکی؛ 11 - دریچه گاز 12 - مخزن تامین؛ 13 – شیر سرریز

برای ساخت ویژگی‌های عملکرد، سرعت جریان در فواصل زمانی معین تغییر می‌کند و سرعت روتور و فشار ورودی ثابت باقی می‌ماند. برای حذف ویژگی‌های کاویتاسیون در دبی نامی، فشار در ورودی پمپ به صورت مرحله‌ای کاهش می‌یابد. خرابی پمپ با افت شدید مقادیر پارامتر در خروجی آن مشخص می شود.

ویژگی های انرژی در شکل ارائه شده اند. 13.7، آ. با توجه به وابستگی های نشان داده شده برای هر حالت پمپ معین از نظر دبی حجمی و سرعت زاویهایچرخش روتور پمپ، می توانید پارامترهای اصلی آن را تعیین کنید: فشار توسعه یافته ن، مصرف برق نو کارایی مشخصه کاویتاسیون جهانی پمپ به عنوان یک وابستگی در شکل 1 ارائه شده است. 13.7، ب.

برنج. 13.7. انرژی جهانی ( آ) و کاویتاسیون ( ب) مشخصات پمپ

انرژی جهانی و ویژگی های کاویتاسیون را می توان هم با محاسبه و هم با آزمایش به دست آورد. با این حال روش های مدرنمحاسبات نظری مشخصه ها هنوز از دقت کافی برخوردار نیستند. بنابراین، در عمل، ویژگی ها به صورت تجربی در تاسیسات آزمایشی خاص تعیین می شوند (شکل 13.6 را ببینید).

در طی آزمایشات کاویتاسیون، ذخیره حفره بحرانی پمپ تعیین می شود، که به عنوان حالتی درک می شود که در آن فشار پمپ به زیر مقدار مشخص شده بر اساس مشخصات فنی روی کنترل از راه دور کاهش می یابد. در شکل 13.8 مفهوم ذخیره کاویتاسیون بحرانی را نشان می دهد که مربوط به افت فشار مجاز در خروجی پمپ Δρ D هنگام آزمایش پمپ های اکسیژن و هیدروژن است.

برنج. 13.8. ویژگی های کاویتاسیون پمپ ها:

1 - پمپ اکسیژن؛ 2 - پمپ هیدروژن؛ I - لحظه شروع کاویتاسیون در پمپ؛ II و III - اولین و دومین حالت عملکرد بحرانی پمپ. IV و V - ذخایر حفره ای بحرانی پمپ ها، ∆рد - مقدار افت مجاز فشار پمپ؛ به- ذخیره کاویتاسیون پمپ، ک = پورودی -پ H/( پدر - فشار در ورودی پمپ؛ پفشار بخار اشباع H; - چگالی مایع؛ g- شتاب سقوط آزاد

تست‌های مستقل توربین‌ها در حالت‌های مدلی که با در نظر گرفتن الزامات تئوری شباهت تعیین می‌شوند، انجام می‌شوند. هوا یا فریون اغلب به عنوان مایع کار استفاده می شود. پایه‌هایی برای آزمایش توربین‌ها و ارزیابی ویژگی‌های آن‌ها با استفاده از گازهای مدل‌های مختلف می‌توانند به صورت باز (با رها شدن سیال عامل پس از توربین در محیط) یا در یک مدار بسته ساخته شوند.

در برخی موارد، به‌ویژه برای موتورهای رانش بالا، آزمایش‌های مستقل TPU همراه با یک ژنراتور گاز انجام می‌شود، زیرا آزمایش TPU به ورودی‌های توان بسیار زیاد نیاز دارد. علاوه بر این، در برخی موارد، آزمایش مشترک مشترک پمپ و ژنراتور گاز در طول آزمایش های آتش سوزی می تواند هزینه های مواد ساخت موتور را به میزان قابل توجهی کاهش دهد، زیرا یک نتیجه احتمالی اضطراری آزمایش این واحد منجر به تخریب موتور به طور کلی نمی شود. .

در طول آزمایش مشترک یک پمپ سوخت با یک ژنراتور گاز، ژنراتور گاز را می توان با اجزای سوخت سیستم های فشار قوی تغذیه کرد. این طرح هنگام آزمایش پمپ های کم فشار و فشار بالا موتور SSME در غرفه Coca-1 مجتمع آزمایشی در سانتا سوزانا (ایالات متحده آمریکا) اتخاذ شد. این غرفه دارای تعدادی کاستی بود که مشکلات خاصی را هنگام انجام آزمایشات TNA ایجاد کرد و کیفیت نتایج به دست آمده را کاهش داد. اول از همه، لازم به ذکر است که شرایط آزمایش TNA در جایگاه به طور قابل توجهی با شرایط عملکرد آنها به عنوان بخشی از موتور متفاوت است. از آنجایی که در طول تست های مستقل هیچ تاثیر متقابلی بین عناصر پمپ وجود ندارد، حالت های گذرا (راه اندازی، ورود به حالت و توقف) به طور قابل توجهی با حالت های گذرا زمانی که پمپ به عنوان بخشی از موتور کار می کند متفاوت است.

نقطه ضعف طرح تست پمپ که در بالا مورد بحث قرار گرفت، عمر آزمایشی محدود است که با تامین قطعه در مخازن پایه برای تغذیه پمپ ها تعیین می شود، زیرا قطعه پس از پمپ ها به داخل مخزن نیمکت تخلیه می شود یا در مخزن می سوزد. پس سوز میز (هنگام آزمایش پمپ هیدروژن). استفاده از درایو ژنراتور گاز نیز به دلیل حجیم بودن سیستم برق ژنراتور گازی جابجایی و ذخایر اندک قطعات و گاز، عمر عملیاتی نصب را محدود می کند. سایر طرح های محرک توربین نیز امکان پذیر است، به عنوان مثال استفاده از گاز هیدروژن یا ژنراتور گازی که توسط اجزای سوخت پمپ های مورد آزمایش تغذیه می شود.

برای افزایش مدت زمان تست پمپ، سیستم‌های گردش خون مخصوص جزء برودتی در میز تست در نظر گرفته شده است.

مشخص است که هنگامی که یک مایع در خطوط لوله و اتصالات جریان می یابد، فرآیندهای برگشت ناپذیری رخ می دهد که منجر به افزایش آنتروپی جریان می شود و بازگشت به پارامترهای اولیه مایع تنها در صورت خنک شدن امکان پذیر است. این فرآیند اگرچه برای مایعات معمولی ساده است، اما برای مایعات برودتی بسیار دشوارتر است. بنابراین، به عنوان مثال، هنگامی که یک مایع برودتی در یک پمپ جریان می یابد، افزایش فشار با گرم شدن جزء سوخت 5 ... 10 درجه همراه است.

در سیستم قدرت رومیزی، می توان از مبدل حرارتی سطحی برای خنک کردن مایع بعد از پمپ استفاده کرد، اما باید سطح بالایی داشته باشد، به خصوص در هنگام استفاده از هلیوم و هیدروژن. تلفات هیدرولیک و هزینه های گردش مایع خنک کننده نیز زیاد است، زیرا معمولاً از بخار مایع خنک شده استفاده می شود. روش دیگر اجرا، تخلیه مایع زباله در یک ظرف میانی است، جایی که در نتیجه تبخیر جزئی تا دمای اشباع سرد می شود. بدیهی است که این روش با حداقل تلفات مایع خنک کننده همراه است، اما در عین حال احتمال آلودگی آن افزایش می‌یابد و تداوم فرآیند گردش خون مختل می‌شود، یعنی مدت زمان آزمایش پمپ روی نیمکت بر اساس حجم آن تعیین می‌شود. مخزن تامین

این معایب با استفاده از یک پمپ بخار مایع جت نوع جداسازی (مبدل انرژی جت) برای گردش جزء برودتی که نمودار شماتیک آن در شکل نشان داده شده است، از بین می رود. 13.9. عملکرد پمپ به شرح زیر است. مایع در دستگاه جت در نتیجه تبخیر بخشی از آن در نازل خنک می شود. 1 و بخار را از مخلوط بخار و مایع در جداکننده خارج کنید 2 . جداکننده یک کانال حلقه ای است که در آن قطرات مایع در اثر نیروی گریز از مرکز به اطراف پرتاب می شود. روی یک صفحه شیبدار که یک کانال پخش کننده را تشکیل می دهد 3, فشار مایع باقی مانده بازیابی می شود که از طریق لوله تخلیه می شود 5 با سرعت جریان، و قسمت تبخیر شده مایع با سرعت جریان از طریق لوله تخلیه می شود 4 .

برنج. 13.9. نمودار شماتیک یک پمپ جت بخار مایع از نوع جداسازی:

1 - نازل؛ 2 - جداکننده؛ 3 - پخش کننده؛ 4 , 5 - لوله های اگزوز

نمودار نصب نیمکت برای آزمایش پمپ پمپاژ مایع برودتی با مدار قدرت در گردش در شکل نشان داده شده است. 13.10. نصب شامل مخزن تامین است 1 ، جایی که مایع برودتی از طریق شیر قطع می شود 2 وارد پمپ تحت آزمایش می شود 5 . مایع با عبور از پمپ بخار-مایع جت 7 و شیر تخلیه باز 8، وارد مخزن تخلیه می شود. 10 . پس از خنک شدن سیستم، پمپ شروع به کار می کند 5 (به عنوان مثال، با روشن کردن یک درایو الکتریکی یا یک درایو گاز از ژنراتور گاز، که در نمودار نشان داده نشده است). مدار گردش خون با باز کردن شیر روشن می شود 9 ، سپس شیر را تخلیه کنید 8 بسته می شود. در این مورد، جداسازی فاز در پمپ جت بخار مایع رخ می دهد: فاز بخار در امتداد خط از طریق خروجی محوری پمپ جت تخلیه می شود. 7 داخل ظرف زهکشی 6 که در آن قسمت متراکم بخار و فاز مایع در طول مدار بسته شدن از طریق جداکننده گریز از مرکز، کانال پخش کننده و شیر جمع آوری می شود. 9 به ورودی پمپ برمی گردد.

برنج. 13.10. طرح نصب نیمکت برای آزمایش پمپ اکسید کننده با مدار قدرت در گردش:

1 - مخزن سوخت؛ 2 - شیر تامین؛ 3 - شیر تخلیه؛ 4 - خط تخلیه قسمت تغلیظ شده مایع تبخیر شده؛ 5 - پمپ در حال آزمایش؛ 6 - مخزن زهکشی؛ 7 - پمپ بخار مایع جت؛ 8 - شیر تخلیه؛ 9 - دریچه گاز برای روشن کردن مدار گردش. 10 - مخزن تخلیه؛ 11 - خط برگشت مایع به مخزن سوخت. 1 2 - شیر؛ 13 – فیلتر

دبی کل قطعه دو فازی که از پمپ عبور می کند خواهد بود

که در آن، سرعت جریان فاز مایع و بخار جریان دو فازی جزء است.

بازده مدار گردش با ضریب برگشت ( بهج) برابر با نسبت جریان مایع از طریق دیفیوزر () به جریان دو فاز از طریق نازل ():

بهدر = . (13.1)

نرخ بازگشت به c می تواند در هنگام پمپاژ جریان اکسیژن دو فاز به 0.9 و هنگام پمپاژ جریان هیدروژن دو فاز به 0.6 ... 0.7 برسد، یعنی در این مورد، 10٪ (یا 30...40٪) از جزء به تبخیر از دست می رود. خنک کننده

مدت زمان آزمایش با مصرف قطعه از مخزن تعیین می شود 1 ()، برابر با مصرف بخار ()، یعنی. مصرف جزء برای جبران تلفات مایع ناشی از تبخیر.

ارسال کار خوب خود در پایگاه دانش ساده است. از فرم زیر استفاده کنید

دانشجویان، دانشجویان تحصیلات تکمیلی، دانشمندان جوانی که از دانش پایه در تحصیل و کار خود استفاده می کنند از شما بسیار سپاسگزار خواهند بود.

حاشیه نویسی

معرفی

توضیح کوتاه TNA RD-180.

فصل 1. بخش فن آوری

1.1 شرایط عملیاتی پره توربین TNA

1.2.3 خواص مکانیکی مواد (در دمای 20 درجه سانتی گراد)

1.2.4 عملیات حرارتی

1.4.1 میزان استفاده از مواد

1.6.1 انواع غلتک های الماسی ساخت

1.6.2 تحمل ها

1.6.3 طراحی

1.6.4 شن

1.6.5 درجه الماس -- D 711 A

1.6.7 تولید اولیه و محاسبه یک غلتک الماس جدید برای پانسمان

1.6.8 عملیات

1.6.9 چیدمان محورها

1.6.10 حالت های پردازش

1.7 انتخاب مبانی و توجیه توالی پردازش قطعه

1.8 محاسبه کمک هزینه ماشینکاری در عملیات شماره 12.

1.9 حالت های برش

1.10 سهمیه بندی

فصل 2. بخش طراحی

2.1 توضیحات دستگاه

2.2 محاسبه فیکسچر برای نیروی گیره

فصل 3. بخش تحقیق

3.1 اصول اولیه فرآیند لایه برداری هیدرو شات

3.2 فناوری فرآیند لایه برداری هیدروشات

3.2.1 طراحی و بهره برداری از تاسیسات برای لایه برداری هیدروشات

3.2.2 الزامات فن آوری برای فرآیند

3.2.3 پردازش سفارش

3.2.4 کنترل سخت شدن

3.3 تعیین تنش های پسماند

3.4 تست خستگی تیغه ها

3.4.1 هدف آزمایش

3.4.2 جسم آزمایشی - پره های توربین

3.4.3 مطالعه فرکانس های طبیعی.

3.4.4 تجهیزات تست خستگی تیغه

3.4.5 مطالعه توزیع تنش نسبی

3.4.6 روش تست خستگی

3.4.7 روش پردازش نتایج آزمون

3.5 نتایج آزمون

فصل 4. بخش اتوماسیون

4.1 توضیحات بسته نرم افزاری CATIA

4.1.1 کاربردها و قابلیت های CATIA

4.1.2. توضیحات ماژول های بسته نرم افزاری CATIA

4.2 کارکردهای اساسی ساخت مدل و ترسیم قطعات در CAD CATIA.

4.2.1 رابط کاربری

4.2.2 ایجاد هندسه دو بعدی، ابعاد و برچسب گذاری

4.2.3. ایجاد مدل سه بعدی از یک قطعه و ساخت هندسه دو بعدی بر اساس آن

4.3 ساخت یک مدل از پره توربین TNA.

فصل 5. اکولوژی صنعتی و ایمنی تولید.

5.1 تجزیه و تحلیل فرآیند تکنولوژیکی ساخت پره توربین گاز. تعیین اثرات اصلی بر محیط زیست و سلامت انسان. توسعه اقدامات حفاظتی

5.1.1 تجزیه و تحلیل فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت پره توربین گاز.

5.1.2 تجزیه و تحلیل اثرات مضر بر محیط زیست و توسعه اقدامات حفاظتی هنگام انجام عملیات آسیاب خوراک خزشی.

5.1.3 تجزیه و تحلیل اثرات مضر بر سلامت انسان و توسعه اقدامات حفاظتی هنگام انجام عملیات آسیاب خوراک خزشی.

5.2 تجزیه و تحلیل و محاسبه روشنایی محل کار.

5.2.1 تجزیه و تحلیل روشنایی محل کار

5.2.2 محاسبه روشنایی محل کار

5.3 تهویه منطقه تولید.

5.4 اقدامات حفاظتی در برابر آتش.

5.5 نتیجه گیری بر اساس نتایج حاصل از تجزیه و تحلیل عوامل مضر و خطرناک

فصل 6. محاسبه بازده اقتصادی معرفی یک فرآیند فناوری جدید

6.1 محاسبه هزینه برای طراحی فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت پره توربین TNA

6.1.1 محاسبه هزینه های طراحی فرآیند تکنولوژیکی ساخت پره توربین TNA در نسخه طراحی شده

6.1.2 محاسبه هزینه برای طراحی فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت پره توربین TNA در نسخه پایه

6.2 محاسبه اثر اقتصادی سالانه از معرفی یک فرآیند تکنولوژیکی جدید

6.2.1 محاسبه هزینه مواد

6.2.2 هزینه های حقوق و دستمزد

6.2.3 هزینه های فضا

6.2.4 محاسبه هزینه های عملیاتی تجهیزات

6.2.5 محاسبه هزینه های انرژی

6-2-6 محاسبه بهای تمام شده فرآیندهای فنی و اثر اقتصادی اجرا

6.3 محاسبه زمان بازپرداخت برای معرفی یک فرآیند تکنولوژیکی جدید

6.3.1 محاسبه سرمایه گذاری در تجهیزات

6.3.2 محاسبه هزینه های توسعه فناوری جدید

6.3.3 محاسبه زمان بازپرداخت برای معرفی یک فرآیند تکنولوژیکی جدید.

فصل 7. نتیجه گیری در مورد کار

فصل 8. ادبیات و منابع دیگر

حاشیه نویسی

در این پروژه ی فارغ التحصیلیدر بخش فناورانه (بخش اول) فرآیند فنی تولید پره توربین گاز خنک نشده در حال کار در نظر گرفته شده است. همچنین در بخش اول، شرایط کار قطعه در مونتاژ، روش به دست آوردن قطعه کار شرح داده شده است، ویژگی های مواد تیغه TsNK-7P آورده شده است، تجزیه و تحلیل قابلیت ساخت انجام شده است، انتخاب پایه های ماشینکاری شرح داده شده است، کمک هزینه برای پردازش پایه تکنولوژیکی متوسط ​​محاسبه می شود، و استانداردسازی عملیات سنگ زنی خوراک خزشی انجام می شود. بخش فن آوری به طور مفصل روش پردازش مکانیکی - ابزارهای سنگ زنی خزشی و پانسمان الماس را شرح می دهد. در قسمت طراحی، دستگاهی برای بستن قطعه در هنگام پردازش ساق تیغه در نظر گرفته شده است و نیروی گیره پیچ برای این دستگاه محاسبه می شود. بخش تحقیق به بررسی فرآیند سخت شدن یک قفل تیغه ای با هیدروشات بلاست می پردازد: ماهیت فرآیند، طراحی تاسیسات هیدروشات بلاست، روش تعیین تنش های پسماند در لایه سطحی و تست خستگی قطعه عبارتند از. شرح داده شده. در بخش اتوماسیون، بسته نرم افزاری CATIA در نظر گرفته شده است، کاربرد آن در صنعت، محصولات نرم افزاریاز این بسته فرآیند ساخت هندسه دو بعدی و سه بعدی و فرآیند ایجاد مدل تیغه در سیستم اتوماسیون طراحی CATIA نیز در نظر گرفته شده است. . از نظر حمایت از نیروی کار، اقداماتی برای بهبود ایمنی و امنیت تولید ایجاد شده است محیط. در بخش اقتصادی، راندمان اجرای این فرآیند تولید تیغه نسبت به قبل محاسبه شد.

معرفی

یکی از پیچیده ترین سازه های مهندسی مکانیک، توربین گاز است.

توسعه توربین های گاز، اول از همه، با توسعه موتورهای توربین گازی هوانوردی برای اهداف نظامی تعیین می شود. در این مورد، نکته اصلی افزایش نیروی رانش خاص و کاهش آن است وزن مخصوص. مشکلات اقتصادی و منابع برای چنین موتورهایی ثانویه است.

یکی از پر بارترین قطعاتی که زمان بین تعمیرات اساسی را محدود می کند، تیغه های توربین خنک نشده است که از آلیاژ نیکل EI893 ساخته شده است. به دلیل محدودیت در استحکام طولانی مدت، تیغه های ساخته شده از این آلیاژ دارای عمر مفید 48000 ساعت هستند. در حال حاضر رقابت بسیار بالایی در تولید پره های توربین وجود دارد، بنابراین مسائل مربوط به کاهش هزینه و افزایش طول عمر پره ها بسیار مهم است.

این پروژه فارغ التحصیلی یک فناوری نسبتاً جدید را برای صنعت داخلی برای تولید پره های توربین خنک نشده با طول بلند (بیش از 200 میلی متر) بررسی می کند. به عنوان یک تیغه، ریخته گری از مواد TsNK-7P بدون اجازه برای پردازش مکانیکی تیغه، تحت فشار ایزواستاتیک داغ استفاده می شود. برای کاهش شدت کار در ساخت تیغه، از آسیاب عمیق قفل استفاده می شود و برای افزایش مقاومت در برابر خستگی، قفل تیغه پس از سنگ زنی تحت فشار هیدروشات قرار می گیرد.

این پروژه فارغ التحصیلی فناوری تولید پره توربین را بررسی می کند. از آنجایی که این فرآیند تکنولوژیکی برای پره های با اندازه های مختلف جهانی است، می توان از آن برای ساخت پره های توربین استفاده کرد. فشار کمموتورهای توربین گازی (یا موتورهای توربین گازی) و توربین‌های موتورهای موشک پیشران مایع. این کار به بررسی تیغه پمپ سوخت موتور موشک پیشران مایع RD-180 می پردازد. با این حال، به دلیل تطبیق پذیری مواد تیغه و فرآیند تکنولوژیکی، ما به عمر مفید محصول نیز توجه بیشتری می کنیم. فرآیند سنگ زنی با تغذیه خزشی برای قطعات ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت، مانند تیغه توربین، به طور مفصل مورد بررسی قرار می گیرد و فناوری تولید و خواص غلتک های الماس مورد استفاده در آسیاب خوراک خزشی برای چرخ های سنگ زنی پانسمان شرح داده می شود. این پروژه برای دقت و نیروی گیره دستگاه "Pike mouth" طراحی شده است که به طور گسترده در عملیات سنگ زنی خزشی در فرآیند تولید تیغه استفاده می شود. بخش تحقیق فرآیند افزایش استحکام خستگی را با انفجار قفل تیغه با شات در یک محیط مایع (هیدروشات پینینگ) بررسی می‌کند و روش‌هایی را برای تعیین تنش‌های پسماند و انجام آزمایش‌های خستگی تیغه شرح می‌دهد. این کار همچنین سیستم اتوماسیون طراحی CATIA و ایجاد یک مدل قطعه و مستندات طراحی در این سیستم را توصیف می کند. از نظر حفاظت از نیروی کار، اقداماتی برای بهبود ایمنی تولید و حفاظت از محیط زیست ایجاد شده است. راندمان اجرای این فرآیند تولید تیغه نسبت به قبلی نیز محاسبه شد.

توضیح مختصر TNA RD-180.

*توضیحات بدون ژنراتور گاز داده شده است.

واحد توربوپمپ بر اساس طرح تک شفت ساخته شده است و شامل یک توربین جت تک مرحله ای محوری، یک پمپ اکسیدکننده اسکرو گریز از مرکز تک مرحله ای و یک پمپ سوخت مارپیچ گریز از مرکز دو مرحله ای است (مرحله دوم برای تامین بخشی از سوخت به ژنراتورهای گاز).

روی شفت اصلی همراه با توربین یک پمپ اکسید کننده وجود دارد که به صورت هم محور با آن دو مرحله از پمپ سوخت روی شفت دیگری قرار دارد. محورهای اکسید کننده و پمپ های سوخت توسط یک فنر چرخ دنده ای به هم متصل می شوند تا شفت را از تغییر شکل های حرارتی که در نتیجه اختلاف دمای زیاد بین بدنه های کار پمپ ها ایجاد می شود تخلیه کند و همچنین از یخ زدگی سوخت جلوگیری کند.

برای محافظت از یاتاقان های شفت تماس زاویه ای از بارهای بیش از حد، از دستگاه های تخلیه خودکار موثر استفاده می شود.

توربین یک توربین جت تک مرحله ای محوری است. برای جلوگیری از آتش سوزی در اثر خرابی عناصر سازه ای یا اصطکاک قطعات دوار در برابر قطعات ساکن (به دلیل انتخاب شکاف ها از تغییر شکل ها یا سخت شدن کار روی سطوح جفت شده از ارتعاش)، شکاف بین تیغه های دستگاه نازل و روتور است. نسبتاً بزرگ ساخته شده و لبه های تیغه ها نسبتاً ضخیم هستند.

برای جلوگیری از آتش سوزی و تخریب قطعات مسیر گاز توربین، از آلیاژهای نیکل در طراحی استفاده شده است، از جمله آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت برای خطوط گاز داغ. استاتور توربین و مجرای اگزوز به اجبار با اکسیژن سرد خنک می شوند. در مناطقی با فاصله های شعاعی یا انتهایی کوچک، از انواع پوشش های محافظ حرارتی (نیکل برای روتور و تیغه های استاتور، فلز-سرامیک برای روتور) و همچنین عناصر نقره ای یا برنزی استفاده می شود که حتی در صورت وجود آتش از آتش جلوگیری می کند. تماس احتمالی با قسمت های چرخان و ثابت واحد توربوپمپ.

برای کاهش اندازه و جرم ذرات خارجی که می تواند منجر به آتش سوزی در مسیر گاز توربین شود، فیلتری با سلول 0.16 * 0.16 میلی متر در ورودی موتور نصب می شود.

پمپ اکسید کننده فشار بالای اکسیژن مایع و در نتیجه افزایش خطر آتش سوزی ایجاد می شود ویژگی های طراحیپمپ اکسید کننده

بنابراین، به جای حلقه های آب بندی شناور روی یقه های پروانه (معمولاً در پمپ های کم قدرت استفاده می شود)، از مهر و موم های شکاف ثابت با روکش نقره ای استفاده می شود، زیرا فرآیند "شناور" حلقه ها با اصطکاک در نقاط تماس همراه است. پروانه با محفظه و می تواند منجر به آتش سوزی پمپ شود.

پیچ، پروانه و خروجی چنبره نیاز به پروفیل دقیقی دارند و روتور به طور کلی به اقدامات ویژه ای برای اطمینان از تعادل دینامیکی در حین کار نیاز دارد. در غیر این صورت در اثر ضربان و ارتعاشات زیاد، از بین رفتن خطوط لوله و آتش سوزی در اتصالات به دلیل حرکت متقابل قطعات، اصطکاک و سخت شدن رخ می دهد.

برای جلوگیری از آتش سوزی ناشی از خرابی عناصر سازه ای (پیچ، پروانه و پره های راهنما) در شرایط بارگذاری دینامیکی و متعاقب آن آتش سوزی در اثر مالش آوار، از وسایلی مانند افزایش کمال سازه و استحکام به دلیل هندسه، مصالح و تمیزی معدن استفاده شد. و همچنین معرفی فن آوری های جدید: پرس ایزواستاتیک بیلت های ریخته گری، استفاده از تکنولوژی دانه بندی و انواع دیگر.

بوستر پمپ اکسیدکننده از یک پیچ فشار قوی و یک توربین گازی دو مرحله ای تشکیل شده است که با گاز اکسید کننده گرفته شده پس از توربین اصلی همراه با بای پس بعدی آن به ورودی پمپ اصلی هدایت می شود.

پمپ تقویت کننده سوخت متشکل از یک مارپیچ فشار بالا و یک توربین هیدرولیک تک مرحله ای است که بر روی نفت سفید که بعد از پمپ اصلی گرفته می شود کار می کند. از نظر ساختاری، پمپ تقویت کننده سوخت مشابه پمپ تقویت کننده اکسید کننده با تفاوت های زیر است:

· یک توربین هیدرولیک تک مرحله ای با سوخت گرفته شده از خروجی پمپ سوخت HPU اصلی کار می کند.

· سوخت فشار بالا برای رهایی مارپیچ از اعمال محوری از منیفولد ورودی توربین هیدرولیک BNAG برداشته می شود.

جدول 1: TTX TNA

فصل 1. بخش فن آوری

1.1 شرایط عملیاتی پره توربین TNA

تیغه توربین TPU (ورق شماره 1) یکی از پر بارترین قطعات واحد توربوپمپ موتور موشک پیشران مایع است. در حین کار، تیغه تحت تأثیر موارد زیر قرار می گیرد:

نیروهای گریز از مرکز بزرگ ناشی از چرخش (حدود 14000 دور در دقیقه).

گاز اکسید کننده داغ که در محفظه احتراق تا دمای بالای حدود 600 درجه سانتیگراد گرم می شود و حاوی مقدار زیادی عناصر اکسید کننده و ناخالصی است که منجر به اکسیداسیون و خوردگی گاز سطح می شود.

گشتاورهای خمشی بالا از نیروهای گاز.

1.2 انتخاب مواد و قطعه کار

آلیاژ نیکل ریخته گری TsNK-7P به عنوان ماده تیغه انتخاب شد که دارای محدودیت مقاومت بلندمدت بالاتری (تقریباً 1.3 برابر) است که امکان افزایش طول عمر تیغه ها تا 100000 ساعت و ریخته گری پر تیغه را فراهم می کند. بدون نیاز به ماشینکاری

نقطه ضعف آلیاژ ریخته‌گری محدودیت کمتر استقامت به دلیل تخلخل بیشتر در مقایسه با آلیاژهای فرفورژه است که همیشه استفاده از آلیاژهای ریخته‌گری را برای پره‌های توربین‌های خنک نشده با طول طولانی محدود کرده است.

استفاده از پرس ایزواستاتیک داغ (HIP) ریخته گری باعث کاهش قابل توجه تفاوت در تخلخل و محدودیت های استقامت برای پر شد. در عین حال، برای قفل، به دلیل حجم بیشتر فلز ریخته گری، این تفاوت محسوس باقی می ماند.

ریخته گری موم گمشده به عنوان روش ریخته گری استفاده می شود.

1.2.1 ترکیب شیمیایی مواد

C=0.07% Si=0.3٪، منگنز = 0.3٪، P = 0.01٪، S= 0.001٪، Cu = 15.5٪، Co = 9.5٪،

Ti = 4.4٪، A1 = 4.3٪، W = 6.2٪، B = 0.2٪، Fe = 1٪، Ca = 0.01٪، Mg = 0.01٪، 02 = 0.002٪،

سرب = 0.001٪، نیکل - هر چیز دیگری

1.2.2 خواص فیزیکی مواد (در دمای 20 درجه سانتی گراد)

- مدول الاستیک، E = 210 GPa - مدول برشی، G = 81 GPa - هدایت حرارتی، y = 8 وات بر متر * K - ظرفیت گرمایی، Ср = 440 J/K* کیلوگرم

1.2.3 خواص مکانیکی مواد (در دمای 20 درجه سانتی گراد)

-استحکام کششی= 850 مگاپاسکال - قدرت تسلیم = 750 مگاپاسکال - ازدیاد طول نسبی - انقباض نسبی

قدرت ضربه

1.2.4 عملیات حرارتی

همگن سازی استفاده می شود. حرارت دادن به T = 1190 0 C. نرخ گرمایش با عدم تغییر شکل محصول تنظیم می شود. قرار گرفتن در معرض - 4 ساعت. خنک سازی با سرعت 30-45 درجه در دقیقه تا T = 1050 0 C. زمان نگهداری - 2 ساعت. خنک سازی تا دمای 850 درجه سانتیگراد با سرعت 10 تا 40 درجه در دقیقه. علاوه بر این، سرعت تنظیم نشده است. اتمسفر: خلاء، حداقل 10-3 بار.

1.3 فرآیند تکنولوژیکی ساخت تیغه

این فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت تیغه کاری توربین TNA با فرآیند فنی استفاده شده قبلی متفاوت است: اولاً، با استفاده از ریخته گری تحت فشار ایزواستاتیک داغ به عنوان قطعه کار به جای مهر زنی. در مرحله دوم، گنجاندن در فرآیند فنی عملیات سنگ زنی عمیق، که جایگزین عملیات آسیاب و سنگ زنی شد. ثالثاً، گنجاندن در فرآیند فنی عملیات سخت شدن با انفجار هیدروشات قفل تیغه. استفاده از ریخته گری و HIP امکان حذف پردازش مکانیکی پر تیغه را فراهم کرد، استفاده از سنگ زنی عمیق باعث کاهش شدت کار ماشینکاری ساقه تیغه شد و سخت شدن با انفجار هیدروشات قفل تیغه حد استقامت آنها را افزایش داد. در زیر فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت تیغه آورده شده است (جدول 2)

جدول 2. فرآیند فن آوری برای ساخت پره توربین TNA

1.4 تجزیه و تحلیل قابلیت ساخت محصول

قابلیت ساخت طراحی یک قطعه به عنوان مجموعه ای از ویژگی ها درک می شود که در امکان صرف بهینه نیروی کار، ابزار، مواد و زمان در طول آماده سازی فنی تولید، ساخت، بهره برداری و تعمیر و اطمینان از قابلیت ساخت واحد مونتاژ نمایان می شود. که شامل این قسمت می شود

محاسبه شاخص های تولید:

1.4.1 میزان استفاده از مواد

جایی که Mdet جرم قطعه تمام شده است، Mzagot جرم قطعه کار است.

1.4.2 ضریب دقت پردازش

کیفیت متوسط ​​پردازش،

الف - کیفیت پردازش؛

تعداد سطوحی که با این کیفیت درمان شده اند.

1.4.3 میزان کاربرد فرآیندهای تکنولوژیکی استاندارد

تعداد عملیات تکنولوژیکی معمولی؛

تعداد کلیه عملیات تکنولوژیکی؛

در فرآیند تکنولوژیکی تولید تیغه کاری، از دو عملیات تکنولوژیکی استاندارد استفاده می شود - سنگ زنی و پرداخت خزشی.

همانطور که از شاخص‌های ساخت پیداست، تیغه توربین به دلیل استفاده از ریخته‌گری با جریان آزاد و در نتیجه حذف پردازش مکانیکی تیغه از فرآیند تکنولوژیکی و افزایش مواد، قطعه‌ای با تکنولوژی بالا است. نرخ بهره برداری قابلیت ساخت نیز با استفاده از فرآیند آسیاب خزشی، که جایگزین عملیات آسیاب و آسیاب ساقه تیغه شد، افزایش یافته است.

1.5 آسیاب خزشی قطعات ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت

این بخش نگاهی گسترده به فرآیند آسیاب خزشی برای ماشینکاری قطعات ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت، مانند تیغه توربین دارد. معرفی این نوع فرآوری باعث افزایش بهره وری در فرآیند تولید تیغه شد. سنگ زنی عمیق عملیات اصلی در این فرآیند است. در این بخش تاریخچه معرفی آسیاب خوراک خزشی، تئوری فرآیند، روش‌های مختلف پردازش، انواع تجهیزات برای آسیاب خوراک خزشی و سر آسیاب مورد بحث قرار می‌گیرد.

تاریخچه توسعه فرآیند معرفی آسیاب خوراک خزشی از اوایل دهه 70 آغاز شد، زمانی که افزایش سریع حجم تولید موتورهای هواپیمای با عمر بالا، سازندگان جهانی در صنعت موتور هواپیما را مجبور کرد به دنبال راه هایی برای حل مشکل باشند. افزایش بهره وری و کیفیت پردازش قطعات توربین به ویژه حیاتی و با بارگذاری بالا، که در آن مسائل مربوط به ماشین کاری و عمر مفید بسیار مهم بود.

راه حل موثری برای این مشکلات با استفاده از روش‌های سنتی ماشین‌کاری ارائه نشد، زیرا تسریع حالت‌های پردازش در ساخت قطعات از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت به دلیل دوام کم ابزار برش و بدتر شدن کیفیت محدود می‌شود. لایه سطحی قطعات

ایده حذف کارآمد مواد با چرخ های ساینده همواره توجه متخصصان را به خود جلب کرده است، زیرا مشخص است که مواد ساینده از نظر سختی نسبت به تمام فولادها و آلیاژهای شناخته شده برتری دارند. همچنین نمونه های فردی برای حل این مشکل وجود داشت. چنین نمونه هایی شامل برش ولکانیت، طرح های تولیدی برای سنگ زنی سطوح صاف با عمق برش زیاد (تا 5 میلی متر یا بیشتر) در سطح جانبی چرخ با تغذیه چرخه ای عرضی تا چند میلی متر در هر ضربه است.

با این حال، همیشه اعتقاد بر این بود که فرآیندهای پردازش ساینده با کارایی بالا با اطمینان از دقت و کیفیت بالای لایه سطحی قطعات حیاتی ناسازگار هستند، زیرا احتمال از دست دادن پایداری ابعادی و ظاهر سوختگی وجود دارد. یکی از راه‌های افزایش راندمان پردازش مکانیکی، وارد کردن آسیاب عمیق به تولید بود. این نیاز به حل مجموعه ای از مسائل به منظور افزایش قابلیت اطمینان تکنولوژیکی فرآیند، از جمله توسعه و انتخاب طرح های پردازش تکنولوژیکی داشت. تجهیزات؛ ابزار برش و پانسمان؛ دستور العمل ها، روش های تهیه و تمیز کردن مایع خنک کننده، حالت های پانسمان و سنگ زنی؛ تایید تئوری و تجربی تضمین دستیابی به دقت و کیفیت مورد نیاز سطح زمین.

ویژگی معرفی آسیاب عمیق این بود که عملاً در تولید استفاده شد و نتایج عالی را نشان داد. بنابراین، در ساخت پره های توربین، بهره وری 4 برابر، دقت 2 برابر، زبری سطح 2 برابر کاهش و عملکرد اتصال قفل به طور قابل توجهی افزایش یافت. در طول پردازش آزمایشی شرایط و حالت‌های سنگ زنی، تمام شاخص‌های کنترل‌شده کیفیت سطح پردازش شده به دقت مورد مطالعه قرار گرفتند: زبری، عمق و درجه سخت شدن، تنش‌های پسماند، ریزساختار، و احتمال ظاهر شدن ترک‌های آسیاب. تمام عملکرد آسیاب بهتر یا شبیه به روش آسیاب استفاده شده قبلی بود. هیچ تفاوتی در سطح وقوع نقص از نظر ظاهر احتمالی ناپیوستگی در لایه سطحی وجود نداشت، که توسط درخشش فسفر آشکار می‌شود و مرتبط با ظهور منافذ و لایه‌برداری مواد در امتداد مرزهای دانه‌ای که در طول ریخته‌گری ایجاد می‌شود، وجود نداشت. به سطح. با این حال، پس از مدتی، این نقص به عنوان ترک های سنگ زنی طبقه بندی شد.

برای تعیین مرزهای استفاده قابل اعتماد از فرآیند، مطالعه نظری آن ضروری بود. در کشور ما، این کار توسط متخصصانی از دانشمندان Rybinsk از آکادمی فناوری هوانوردی دولتی Rybinsk (RGATA) و موسسه تحقیقات صنعتی فناوری موتور هواپیما (NIID) انجام شد.

تحقیقات این گروه جنبه های زیادی از فرآیند را مورد بررسی قرار داده است: پدیده های ترموفیزیکی در ناحیه تماس، ریز برش و کندن دانه ها، سایش و پانسمان چرخ، شرایط زندگی. حالت های بهینهسنگ زنی، خنک سازی و مکانیسم ایجاد تنش های پسماند، شرایط و علل ناپایداری فرآیند - که باعث می شود فرآیند را به خوبی درک کنید و آگاهانه آن را در عمل اعمال کنید.

یک مورد خاص از استفاده از آسیاب خوراک خزشی، آسیاب خوراک خزشی قطعات ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت مبتنی بر نیکل، مانند تیغه توربین است. از روش تولید و تحقیقات مشخص شده است که سنگ زنی آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت با سنگ زنی فولادهای ساختاری متفاوت است. وجود در آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت فاز بین فلزی تقویت کننده و کاربیدهای با ریزسختی بالا (HV 2030-2060) منجر به سایش شدید چرخ و افزایش قدرت سنگ زنی می شود. بهره وری سنگ زنی مواد مختلف با تغییر گسترده در استحکام و خواص ترموفیزیکی.

اگر قدرت آسیاب نسبی انرژی را ارزیابی کنیم

معیار بدون بعد (که در آن Pz جزء مماسی نیروی برش است، N؛ Vk سرعت چرخش چرخ ساینده، m/s؛ V3 تغذیه طولی قطعه کار، m/s؛ ضریب هدایت حرارتی مواد در حال پردازش، W/m*K؛ حداکثر دمای سنگ زنی در تماس)، و بهره وری خاص q - نسبت حذف فلز به سایش چرخ در واحد زمان، سپس این شاخص ها برای مواد مختلف بسیار متفاوت خواهند بود، همانطور که از جدول 2 مشاهده می شود.

جدول 3

سایش ابزار نتیجه ساییدگی و خرد شدن ذرات دانه تحت تأثیر عوامل مکانیکی و دما است. بدتر شدن شرایط پردازش باعث افزایش دمای تماس آسیاب می شود و احتمال بروز عیوب سطحی روی قطعه را افزایش می دهد. هنگام سنگ زنی موادی که رسانایی حرارتی پایینی دارند و گرما را در یک لایه سطحی نازک جمع می کنند، بروز عیوب سطحی به میزان بیشتری مشاهده می شود.

با گرمایش چرخه‌ای چند پاسی در حین آسیاب پاندولی معمولی، شکل‌دهی برگشت‌ناپذیر ساختار دانه‌ای ماده در حال پردازش رخ می‌دهد که منجر به توزیع مجدد ریز تنش‌ها می‌شود که از نظر بزرگی می‌تواند از مقادیر بحرانی مشخصه خستگی در چرخه پایین فراتر رود. در نتیجه عیوب سطحی به صورت ترک های سنگ زنی ظاهر می شوند. عدم وجود چرخه های گرمایش و سرمایش متعدد یکی از مزایای آسیاب خوراک خزشی است.

بنابراین در حین آسیاب عمیق با تغییر سینتیک سیکل حرارتی می توان شرایطی ایجاد کرد که وقوع تغییر شکل های ترموپلاستیک لایه سطحی را از بین برده و شدت فرآیندهای فازی، ریزساختاری و انتشار را تضعیف کند. این با انتخاب ترکیب به دست می آید

و روش های تامین مایع خنک کننده، تخصیص ویژگی های بهینه و چرخه پانسمان چرخ و حالت های برش.

مطالعات انجام شده در مورد میدان دمای قطعه کار در حین آسیاب عمیق تغذیه این امکان را فراهم می کند که مشخص شود با شدت خنک کننده واقعی ایجاد شده، مقدار حرارتی که به سطح پردازش شده می رود، بسته به شرایط پردازش، 32...83 است. درصد از کل گرمای آزاد شده، علاوه بر این، هر چه زاویه شیب بیشتر باشد (عمق سنگ زنی بیشتر) و سرعت قطعه کار کمتر شود، مقدار حرارت بیشتر به لایه های فلزی خارج شده از قطعه کار می رود و به مقادیر حداکثر دما نزدیکتر می شود. روی سطح آن به نقطه A تغییر می کند (شکل 1.1). (Qm نسبت دما در یک نقطه دلخواه از قوس تماس M به دمای نقطه A است).

شکل 1.1 طرح سنگ زنی (الف) و وابستگی دمای نسبی در طول تماس چرخ با قطعه کار (ب) در حین آسیاب خوراک خزشی: 1) Pe=1. 2)Re=0.6; 3)Re=0.4; 4) Re=0.1; 5) Re=0.02

برای اطمینان از اینکه تا حد ممکن گرما به لایه‌های فلزی در حال برداشته می‌شود، پارامترهای سینماتیکی فرآیند باید شرایط زیر را برآورده کنند:

Peکلت معیار Peclet است که سرعت حذف فلز را در رابطه با سرعت انتشار دما در قطعه کار مشخص می کند.

Vз - سرعت طولی حرکت قطعه کار، m/s.

D - قطر دایره، متر؛

t -- عمق سنگ زنی، متر؛

a ضریب انتشار حرارتی مواد فرآوری شده m2/s است.

تبادل گرمای شدید در منطقه آسیاب با عرضه فراوان مایع خنک کننده تحت فشار تضمین می شود. حداقل مقدار ضریب انتقال حرارت a0=(3.5...5)*103 W/(m C) به عنوان معیاری برای راندمان خنک کننده و کاهش دما در ناحیه تماس بین چرخ و قطعه کار عمل می کند. محاسبات نشان داده است که اگر چنین شدت انتقال حرارت تضمین شود، دما در نقطه A تحت محدودیت سینماتیکی (1) 300 ... 500 C0 خواهد بود که عدم وجود نقص در سطح تحت درمان را به صورت سوختگی و ترک تضمین می کند.

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

سرعت قطعه کار نقش زیادی در دمای سطح سنگ زنی دارد. با انواع سنتی سنگ زنی در تی<0,1 мм и скорости детали Vз>10 متر در دقیقه، افزایش Vz منجر به کاهش جزئی در دمای آسیاب می شود. این با کاهش زمان تماس با سطح تحت درمان توضیح داده می شود. شدت تجمع گرما در لایه سطحی کاهش می یابد و دما کاهش می یابد. این نیز با این واقعیت تسهیل می شود که در اعماق کوچک (تا 0.04 میلی متر)، افزایش Vz منجر به افزایش ضخامت لایه برش نمی شود، که برابر با عمق برش می شود، که بر شدت برش نیز تأثیر می گذارد. تولید گرما در اعماق بیشتر، این ویژگی دیگر مشاهده نمی شود و دما به طور مداوم افزایش می یابد، زیرا ضخامت لایه بریده شده توسط یک دانه به طور مداوم افزایش می یابد. این حالت ها از نقطه نظر ایجاد سوختگی خطرناک ترین هستند (شکل 1.2).

برای محدود کردن دمای آسیاب، لازم است سرعت Vz را به شدت کاهش دهید، که پیش نیاز انتقال به آسیاب عمیق است.

در طول آسیاب عمیق، دما نیز با افزایش UZ افزایش می یابد. با این حال، با افزایش عمق آسیاب با کاهش همزمان Us، دمای آسیاب کاهش می‌یابد و افزایش عمق از سرعت کاهش سرعت قطعه کار بیشتر می‌شود که به دلیل افزایش مقدار حرارت از دست رفته به براده‌ها است. بهره وری فرآیند را افزایش می دهد. علاوه بر این، ضخامت لایه بریده شده توسط دانه ساینده کاهش می یابد، تعداد دانه های برش در طول تماس چرخ با سطح ماشینکاری شده افزایش می یابد، و در نتیجه، سطح بارهای ترمودینامیکی درک شده توسط سیستم اتصال دهنده دانه درگیر در برش کاهش می یابد. همانطور که از بررسی ها بر می آید، این اثرات در نسبت سرعت چرخ و قطعه کار مشاهده می شود.

بنابراین، آسیاب عمیق بدون نقص تحت شرایط آسیاب و تکنیک های تامین مایع خنک کننده که شرایط زیر را برآورده می کند، تضمین می شود:

بر اساس مطالعات انجام شده، این نتیجه حاصل شد که از آنجایی که در هنگام آسیاب خزشی، دمای مطلق سطح تیمار شده پایین است و به طور یکنواخت تر تا این دماهای متوسط ​​گرم می شود، شرایط برای وقوع تغییر شکل های ترموپلاستیک و در نتیجه شرایط برای ایجاد تنش های کششی پسماند در لایه های سطحی ایجاد نمی شود. بنابراین تنش‌های پسماند عمدتاً تحت تأثیر نیروهای برشی دانه‌های ساینده ایجاد می‌شوند و فشاری هستند. این به طور قانع‌کننده‌ای منحنی‌های توزیع تنش پسماند متعدد را که به‌طور تجربی در طول دوره توسعه به‌دست آمده‌اند، توضیح می‌دهد که برخی از آنها در شکل 1 نشان داده شده‌اند. 1.3.

شکل 1.3 توزیع تنش های پسماند در لایه سطحی پس از روش های مختلف پردازش: الف) آسیاب آونگی (چرخ 25A40PSM27K5، آلیاژ KhN62 MVKYu-VD، Vk=35 متر بر ثانیه، Vz=0.4 متر بر ثانیه، t=0.05 میلی متر). ب) آسیاب (1) ZhS6K، 2) KhN77TYUR). ج) سنگ زنی با تغذیه عمیق (1) ZhS6K، 2 - KhN77TYUR، چرخ 24ПВМ212К5П40-20، Vk=30 متر بر ثانیه، V3=0.001 متر بر ثانیه، t=1.5 میلی متر)

یکی از ویژگی های بارز تشکیل تنش های پسماند در هنگام آسیاب خوراک خزشی، هویت توزیع آنها بدون توجه به برخی نوسانات در شرایط سنگ زنی و درجه مواد در حال پردازش است. توزیع تنش های فشاری در یک لایه نازک تر در نزدیکی سطح قطعه نسبت به هنگام آسیاب رخ می دهد که نشان دهنده عمق نفوذ کمتر تغییر شکل های پلاستیکی است.

این با نتایج اندازه گیری ریزسختی ارائه شده در جدول 4 تایید می شود

جدول 4

از جدول بر می آید که عمق و درجه سخت شدن در هنگام سنگ زنی به طور قابل توجهی کمتر از هنگام آسیاب است که تأثیر مثبتی بر ویژگی های عملکرد قطعاتی دارد که در دماهای بالا کار می کنند.

مزایای ذکر شده از آسیاب تغذیه عمیق زمانی قابل اطمینان است که شرایط تکنولوژیکی خاصی برای پردازش موثر ایجاد شود. الزامات فن آوری برای فرآیند با ویژگی های عملیاتی قطعه و هزینه ساخت آن تعیین می شود. این عوامل حالت های سنگ زنی، ویژگی های ابزار برش و پانسمان، روش تامین و نوع مایع خنک کننده و همچنین سایر پارامترهای تکنولوژیکی را تعیین می کنند.

برای این منظور، توصیه‌های فن‌آوری برای آسیاب خزشی قطعات موتور توربین گازی با دقت بالا از موادی که به سختی برش می‌شوند، توسعه داده شده است. آنها علاوه بر اصول کلی برای تعیین حالت های سنگ زنی ذکر شده در بالا، قوانینی برای انتخاب ویژگی های چرخ های ساینده و شرایط عملکرد آنها را شامل می شوند. ویرایش و انتخاب ابزار پانسمان؛ روش تامین و ترکیب مایع خنک کننده؛ الزامات ماشین آلات با در نظر گرفتن ویژگی های آسیاب خوراک خزشی.

ویژگی های ابزار برش (نوع مواد ساینده، اندازه دانه، سختی، ساختار، پیوند) با شرایط عملیاتی دانه های ساینده و الزامات عملکرد پردازش و کیفیت سطح زمین تعیین می شود.

مهمترین شاخص شرایط عملکرد دانه حداکثر عمق نفوذ آن به ماده در حال پردازش است که با عمق نفوذ چرخ ساینده تعیین می شود. بیشترین عمق نفوذ a با عبارت تعیین می شود:

ج -- ضریب;

Vз و Vk - سرعت حرکت قطعه کار و چرخش چرخ، m/s.

t -- عمق سنگ زنی، متر؛

D - قطر دایره، متر.

تجزیه و تحلیل فرمول نشان می دهد که با وجود مساوی بودن سایر موارد، تغییر به حالت آسیاب خزشی با حفظ بهره وری، ضخامت لایه برش را به میزان یک دانه به میزان 10...12 برابر کاهش می دهد، بنابراین بار روی دانه در طول میکرو برش به طور قابل توجهی کاهش می یابد و حجم تراشه های برش افزایش می یابد. این امر امکان استفاده از چرخ های ساینده با کمترین سختی VM1، VM2 را فراهم می کند و افزایش تخلخل آنها را ضروری می سازد.

تعمیم نتایج مطالعات استحکام سیستم پیوند دانه در شرایط شوک دینامیکی و حرارتی، که مشخصه عملکرد دانه در طول هر چرخه برش در شرایط آسیاب خزشی است، به ما این امکان را می دهد که نتایج زیر را بگیریم:

برای چرخ های با سختی VM1، VM2، Ml، استحکام سیستم پیوند دانه تحت ضربه دینامیکی توسط استحکام رباط تعیین می شود.

احتمال تخریب سیستم دانه بندی در هنگام شوک حرارتی با احتمال تخریب دانه تعیین می شود که به نوبه خود کمتر از احتمال تخریب دانه در طول شوک دینامیکی است.

دوام سیستم دانه بایندر با دوام آن در شرایط بار دینامیکی تعیین می شود که ضعیف ترین پیوند در سیستم رباط است.

تعیین دوام سیستم دانه بندی و مطالعه وضعیت سطح برش چرخ، دستیابی به فرمول های محاسباتی و روش های محاسبه مهندسی پایداری ابعادی و سایش چرخ را ممکن ساخت. بدون پرداختن به جزئیات تعریف آنها، می توان اشاره کرد که دوام و سایش چرخ به استحکام ماده در حال پردازش، اندازه چرخ سنگ زنی، نسبت سرعت قطعه کار و چرخ و نسبت عمق سنگ زنی به شعاع چرخ، اندازه دانه و نفوذ حرارتی چرخ، تراکم دانه ها در لایه کاری چرخ، و همچنین شاخص های همگنی مواد ساینده چرخ و شدت تجمع آن از آسیب خستگی.

هنگام آسیاب عمیق فولادها و آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت مبتنی بر نیکل، لازم است از الکتروکوروندوم سفید 24A، 25A استفاده شود. استفاده از monocorundum 44A اثر مورد انتظار را نمی دهد، زیرا با افزایش قیمت یک ابزار ساینده، از خواص برش آن به طور کامل استفاده نمی شود، زیرا برای اطمینان از حالت خود تیز کردن چرخ، از بین رفتن پیوند رخ می دهد. سریعتر از کدر شدن دانه ها

اندازه دانه چرخ توسط الزامات مربوط به دقت پردازش و شرایط برای سنگ زنی بدون نقص تعیین می شود. با کاهش اندازه دانه، شرایط ریز برش بهبود می‌یابد، نیروهای برش یک دانه کاهش می‌یابد و دوام سیستم چسبنده دانه افزایش می‌یابد. از طرفی تعداد دانه های کار همزمان افزایش می یابد که به دلیل آن میانگین دمای برش افزایش می یابد و احتمال سوختگی افزایش می یابد یعنی دوام چرخ کاهش می یابد.

تصویر مشابهی با افزایش سختی چرخ مشاهده می شود. از یک طرف افزایش سختی باعث افزایش استحکام سیستم دانه بندی و کاهش سایش ابعادی چرخ می شود. در عین حال، این به خود تیز شدن کمتر چرخ کمک می کند، یعنی کاهش دوام آن به دلیل ظاهر شدن نقص در سطح ماشینکاری شده قطعه.

بنابراین، هنگام تعیین اندازه دانه و سختی یک ابزار، بر اساس دوام ابعادی و بدون عیب آن است. در این مورد، دوره دوام دایره، محدود به لحظه ظهور سوختگی، نباید کمتر از دوره پایداری ابعادی آن باشد. این شرایط برای آسیاب خزشی قطعات کار ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت با تحمل های کوچک به بهترین وجه توسط چرخ هایی با اندازه دانه 8...12 و سختی VM1، VM2، Ml برآورده می شود.

ساختار چرخ با محتوای دانه، چسب و منافذ تعیین می شود. باید به گونه ای باشد که تراشه های برداشته شده در یک چرخه برش را بتوان بدون مسدود شدن چرخ در منافذ آن قرار داد. علاوه بر این، باید اطمینان حاصل شود که تراشه ها به خوبی از منافذ شسته شده و مقداری از مایع توسط منافذ به منطقه تماس بین چرخ و قطعه کار منتقل می شود. فقط چرخ‌های با ساختار باز این ویژگی‌ها را دارند، بنابراین دایره برای آسیاب خزشی باید ساختار 9...12 داشته باشد.

تخلخل بالای چرخ ها با استفاده از مواد تشکیل دهنده منافذ مختلف که در طی فرآیند ساخت چرخ ها سوخته یا ذوب می شوند به دست می آید. مطابق با فناوری توسعه یافته توسط VNIIMASH، پرلیت (P)، پلی استایرن مصنوعی (PSS)، کک نفتی (NK) و غیره به عنوان پرکننده های منافذ ساز استفاده می شود. درصد منافذ بر حسب حجم چرخ، که باعث انتقال خوب مایع، قرار دادن و شستشوی تراشه ها می شود.

شرایط آسیاب خزشی مستلزم آن است که چرخ دارای مقاومت حرارتی بالا، سفتی، مقاومت شیمیایی و مقاومت در برابر آب باشد. تمام این خصوصیات فقط توسط پیوندهای سرامیکی به دایره منتقل می شوند. پرمصرف ترین بایندرها KZ و K5 هستند اما در کنار آن ها می توان از چسب های حاوی بور، مقاوم در برابر آتش، شیمیایی و ضد آب آلیاژی با اکسیدهای لیتیوم، باریم، مس و غیره استفاده کرد، به عنوان مثال، K11 بایندر با پیوند قوی‌تر با دانه نسبت به بایندرهای KZ و K5 مشخص می‌شود. در این حالت دوام سیستم دانه بندی افزایش می یابد که باعث کاهش سایش چرخ می شود.

توسعه دهنده و تامین کننده اصلی چرخ های ساینده بسیار متخلخل VNIIMASH و JSC Ilyich Abrasive Plant (سن پترزبورگ) است. شرکت تحقیقاتی و تولیدی "Exy" (Kurgan) نیز با استفاده از فناوری سازگار با محیط زیست، چرخ‌های بسیار متخلخل را با استفاده از بایندر سرامیکی K13 اصلاح شده و پرکننده‌های ویژه توسعه و تسلط یافت. تست چرخ های 24А12НВМ112К13 و 24А12НВМ212К13 این شرکت نشان داده است که از هر نظر چیزی از سری ها کم ندارند و از برخی جهات برتر از آنها هستند. از این چرخ ها می توان برای انواع آسیاب خوراک خزشی استفاده کرد.

سنگ زنی عمیق به معنای مدرن به لطف توسعه یک تکنیک ویژه برای پانسمان چرخ های ساینده و ایجاد ابزار پانسمان الماس امکان پذیر شد. غلتک های پانسمان الماس به طور گسترده ای مورد استفاده قرار می گیرند. از میان طرح های اصلی صاف کردن با استفاده از روش برش شعاعی و مماسی، رایج ترین آنها صاف کردن با برش شعاعی با محورهای موازی غلتک و چرخ است. پروفیل غلتک های الماسی در این مورد همانند قطعه است.

پانسمان (شکل 1.4، a) با آسیاب چرخ با یک غلتک الماس با چرخش موازی و نسبت سرعت غلتک و چرخ برابر با 0.6 ... 0.8 انجام می شود. شدت پانسمان tп بر حسب میکرون در هر دور چرخ تخمین زده می شود و برای پانسمان خشن tп -0.8...1.0μm/rev و برای تکمیل tп =0.3...0.6μm/rev گرفته می شود.

ویرایش تا زمانی که کمک هزینه مشخص شده حذف نشود انجام می شود. مقدار t به سختی و دانه بندی چرخ بستگی دارد. برای چرخ های با سختی VM1, VM2, Ml 9... 12 سازه و

با اندازه دانه 10، 25.40، مقدار بهینه t به ترتیب 0.05...0.08، 0.08...0.12، 0.25...0.3 میلی متر است. مقادیر کوچکتر مربوط به دایره های سخت تر (Ml) و مقادیر بزرگتر مربوط به دایره های نرم (BM1) است. هنگام ویرایش دایره دوم، جهت چرخش غلتک برعکس می شود.

هنگام پانسمان با نفوذ غلتک مماسی (شکل 1.4، b)، چرخ ساینده بلافاصله به مقدار t تغذیه می شود و با سرعت Vc از زیر دستگاه پانسمان عبور می کند. غلتک صاف کننده فقط در یک جهت می چرخد ​​و یکی از دایره ها برعکس می شود تا از صاف شدن موازی اطمینان حاصل شود. شدت ویرایش با فرمول تعیین می شود:

که در آن تمام نامگذاری ها از شکل 1 گرفته شده است. 1.4، b و باید همان ابعاد را داشته باشند.

سرعت حرکت جدول Vc از این فرمول با شدت ویرایش مشخص می شود.

پانسمان مماسی نفوذ نرم تری به غلتک الماسی ایجاد می کند و برای ماشینکاری تک دایره ای ترجیح داده می شود.

از نقطه نظر کیفی، تعدادی از سطوح را فقط می توان با پانسمان مداوم پردازش کرد، که در آن چرخ در کل فرآیند سنگ زنی پروفیل می شود، یعنی چرخ و غلتک در طول کل چرخه پردازش در تماس دائمی هستند (شکل 2). 1.5)

جبران سایش چرخ نیز به طور مداوم انجام می شود، بنابراین، اگر غلتک الماس دارای تغذیه ورودی Spp باشد، با تغذیه کل سر سنگ زنی به مقدار تغذیه و پانسمان، یعنی Sвp + Spp، جبران می شود.

به لطف پانسمان مداوم، سنگ زنی انجام می شود در حالی که وضعیت سطح برش چرخ بدون تغییر باقی می ماند. علیرغم این واقعیت که مصرف چرخ ساینده 1.5 ... 2 برابر در مقایسه با پانسمان گسسته افزایش می یابد، بهره وری 5 ... 7 برابر در مقایسه با آسیاب خزشی معمولی افزایش می یابد و دما و نیروهای برش کاهش می یابد.

برای دستیابی به دقت و کیفیت مورد نیاز پردازش، هم انتخاب سیال برش و هم استفاده موثر از آن مهم است. انتخاب مایع خنک کننده ماهیت پدیده کرنش دما در منطقه پردازش، شدت چسبندگی و فرآیندهای انتشار در منطقه تماس چرخ با قطعه کار را تعیین می کند.

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

پرمصرف ترین محلول برای آسیاب عمیق، محلول آبی 1.5..2% امولسول Aquol-2 است. حاوی افزودنی‌های کلر و گوگرد با فشار شدید است که مخلوط مصنوعی آن‌ها شدت چسبندگی و پدیده‌های انتشار را کاهش می‌دهد، به‌ویژه هنگام پردازش مواد برش سخت. درصد زیادی از آب راندمان حذف حرارت بالا را تضمین می کند.

یک مایع برش مصنوعی امیدوارکننده محلول 2...3% کنسانتره Akvol-10M است که حاوی امولسیفایرهای آنیونی و غیریونی و افزودنی های چربی است. استفاده از این خنک کننده نسبت به خنک کننده مبتنی بر Aquol-2 باعث کاهش 15...20 درصد زبری و 10 درصد نیروهای برشی را کاهش می دهد.

استفاده موثر از مایع خنک کننده توسط سیستم تامین و تمیز کردن آن تضمین می شود. خنک کننده تحت فشار 0.5 ... 0.6 MPa با دبی 80 ... 200 لیتر در دقیقه در هر دایره به منطقه پردازش عرضه می شود. موقعیت نازل خنک کننده و تمیز کننده اضافی نسبت به قطعه کار در حال پردازش به طور خودکار با فرسودگی چرخ حفظ می شود.مخزن خنک کننده حداقل 1500...3000 لیتر را در خود جای می دهد و مجهز به دستگاه تبرید برای تثبیت دما در 20 است. .30 "C. دستگاه تمیز کننده به طور قابل اعتماد ذرات بزرگتر از 5.. 15 میکرون را حفظ می کند.

در برخی موارد، با اعمال ارتعاشات اولتراسونیک، تامین مایع خنک کننده به دلیل تامین اضافی آن به انتهای دایره تشدید می شود. همزمان وارد منافذ چرخ می شود و تحت تأثیر نیروهای گریز از مرکز، به محیط نفوذ می کند و سطح برش را تمیز می کند و علاوه بر این منطقه تماس بین چرخ و قطعه کار را خنک می کند.

سنگ زنی با خوراک خزشی دارای ویژگی هایی است که توسط سینماتیک و ترمودینامیک فرآیند تعیین می شود، که الزامات خاصی را بر طراحی ماشین های آسیاب خوراک خزشی تحمیل می کند. تجربه در کارکرد ماشین‌های خارجی، ارتقاء تعدادی از ماشین‌های داخلی به شرایط آسیاب عمیق و ایجاد تجهیزات خودمان به Rybinsk Motors OJSC، همراه با NIID (مسکو) اجازه داد تا مشخصات فنی را برای توسعه طیف وسیعی از ماشین‌های داخلی که مطابقت دارند، توسعه دهند. نیازهای صنعت موتور هواپیماهای داخلی

اولین دستگاه‌هایی که مدرن‌سازی شدند، ماشین‌های سنگ‌زنی سطحی مدل‌های ZB722 و ZD722 بودند که توسط کارخانه ماشین‌ابزار لیپتسک تولید شدند. آنها با استفاده از یک طرح پردازش پیشرونده با دایره های دوتایی (شکل 1.6) از دو طرف "پشت" و "تغار" به طور همزمان، عملیات آسیاب عمیق تغذیه را بر روی پدهای تماس پره های توربین با موفقیت معرفی کردند.

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

در شرایط ظرفیت تولید محدود، این ماشین‌ها در یک زمان برای پردازش قفل‌های درخت صنوبر پره‌های توربین واحدهای پمپاژ گاز مورد استفاده قرار می‌گرفتند. ماشین های قدیمی از شرکت Matrix (انگلیس) نیز برای سنگ زنی عمیق قفل درخت کریسمس مدرن شده اند. آنها پانسمان مداوم چرخ ها را با غلتک های الماسی با جبران اندازه خودکار معرفی کردند، قدرت درایوهای اصلی را افزایش دادند و سیستم تامین مایع خنک کننده را دوباره تجهیز کردند.

تجربه مدرن‌سازی ماشین‌ابزار امکان بررسی بیشتر تعدادی از راه‌حل‌های فنی و تعیین الزامات معقول‌تر برای آنها را در ماشین‌های جدید توسعه داده است.

هنگام ایجاد مدل های صنعتی ماشین آلات برای سنگ زنی خوراک خزشی در کارخانه ماشین ابزار لیپتسک، اکثر الزامات برآورده شد.

اولین ماشینی که ساخته شد یک ماشین تک اسپیندل مدل LSh-220 (شکل 1.7) بود که یک ماشین نیمه اتوماتیک با یک میز مستطیل شکل، یک اسپیندل افقی و یک دستگاه CNC چهار مختصات است. چیدمان ماشین در ترکیب با طراحی

دوک بر روی بلبرینگ های غلتشی استحکام بالای سر سنگ زنی را تضمین می کند. استفاده از نوار فلوئوروپلاستیک در راهنماهای میز و اسلاید و همچنین چرخاندن جفت پیچ ها در مکانیسم های حرکت عمودی و عرضی تغذیه سر سنگ زنی و حرکت میز، امکان دستیابی به حرکات نرم و دقیق و دقت بالا در ساخت قطعات این دستگاه به طور گسترده در کارخانه ها در صنعت استفاده می شود. این دستگاه در فرآیند تکنولوژیکی تولید پره های توربین TNA استفاده می شود.

نقطه ضعف دستگاه یک راه حل طراحی کاملاً موفق نبود دستگاه حاکمو سازمان ها منطقه کار، محدود کردن اتوماسیون چرخه پردازش.

دستگاه LSh-233 یک دستگاه CNC نیمه اتوماتیک برای آسیاب خوراک خزشی دو طرفه است. برای سنگ زنی همزمان سطوح متقارن یا نامتقارن قطعات کار قطعات مختلف طراحی شده است. این دستگاه دارای ویرایش مداوم چرخ ها به طور مستقیم در طول پردازش است که در پاس های خشن استفاده می شود. قبل از اتمام ضربه، هر دو دایره

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

شکل 1.7 ماشین LSh-220:

1 - تخت؛ 2 - جدول؛ 3 - ستون؛ 4 - سر سنگ زنی; 5 - سیستم تامین و تمیز کردن مایع خنک کننده; 6 - کنترل پنل با یک غلتک کالیبره شده است که متقارن بودن پروفیل ها و دقت پردازش بالا را تضمین می کند.

دستگاه LSh-233 الزامات اساسی آسیاب خوراک خزشی با کارایی بالا را برآورده می کند.

برخی از معایب طراحی این ماشین ها عدم تعادل وزن موتورهای الکتریکی نصب شده روی کنسول است که چرخ های سنگ زنی را به حرکت در می آورند.

یک گام مهم در بهبود بیشتر ماشین‌های سنگ‌زنی سطحی تک اسپیندل، ایجاد ماشین مدل LSh-236 است.

این دستگاه به طور قابل توجهی از پیشینیان خود در قابلیت های فناوری پیشی می گیرد. استحکام، سرعت بیکاری بالا و منطقه پردازش بزرگتر را افزایش داده است.

وجود یک میز ساعت کاری گرد امکان نصب از قبل قطعات را در طول چرخه کاری فراهم می کند که بهره وری را افزایش می دهد و امکان خودکارسازی کامل چرخه پردازش را فراهم می کند.

برای گسترش دامنه کاربرد روش های سنگ زنی پروفیل با پانسمان مداوم چرخ ها هنگام پردازش سطوح پره های نازل توربین، دستگاه سنگ زنی چرخشی LSh-278 طراحی شده است.

این دستگاه می‌تواند در طیف گسترده‌ای از حالت‌ها، از جمله آسیاب با تغذیه عمیق، کار کند و دارای یک دوک با سرعت بالا اضافی برای تشکیل شیارها و یک نگهدارنده ابزار برای اصلاح آنها با یک برش در حالت چرخش است.

1.6 غلتک الماس برای پانسمان

غلتک های الماس ابزاری تخصصی برای پانسمان چرخ های سنگ زنی هستند. آنها در تمام عملیات آسیاب خزشی در فرآیند تولید پره های توربین استفاده می شوند. در ورق شماره 4 قسمت گرافیکی نقشه های غلتک های عملیات 25، 50 و 70 وجود دارد که این غلتک ها ساخت شرکت آلمانی "Wendt" می باشد. تفاوت غلتک های الماس این شرکت با نمونه های داخلی آنها در این است که ماندگاری آن بین 50000 تا 180000 ویرایش شرطی است در حالی که این رقم برای غلتک های داخلی 10000-40000 ویرایش است.

اسناد مشابه

فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت پره توربین TNA. سنگ زنی عمیق قطعات ساخته شده از آلیاژهای مقاوم در برابر حرارت. روش های ساخت غلتک الماس برای پانسمان. اصول اولیه فرآیند لایه برداری هیدرو شات. توضیحات ماژول های بسته نرم افزاری CATIA.

پایان نامه، اضافه شده در 1393/04/18


طراحی قسمت جریان یک هواپیما موتور توربین گاز. محاسبه استحکام تیغه کار، دیسک توربین، واحد نصب و محفظه احتراق. فرآیند فن آوری برای ساخت فلنج، شرح و محاسبه حالت های پردازش برای عملیات.

پایان نامه، اضافه شده 01/22/2012


فرآیند تکنولوژیکی برای ساخت قسمت "Case". محاسبه کمک هزینه برای ماشینکاری. استانداردسازی فرآیندهای تکنولوژیکی ماشین آلات و دستگاه های کنترل. مطالعه خود نوسانات سیستم تکنولوژیکی در حین عملیات سنگ زنی.

پایان نامه، اضافه شده 10/17/2010


ویژگی های مواد برای ساخت نیمکت فلزی. آماده سازی فلز برای مونتاژ و جوش. فرایند ساخت. تجهیزات ایستگاه جوشکاری برای جوشکاری قوس دستی. محاسبه زمان قطعه برای ساخت سازه های فلزی.

پایان نامه، اضافه شده در 2015/01/28


ترسیم قطعه برای تولید در مقیاس کوچک، فرآیند تکنولوژیکی تولید آن. شرح مختصری از روش مورد استفاده، گرامر با ساختار فاز. تجزیه و تحلیل فرآیند فن آوری و توصیف آن از دیدگاه روش زبان ها و دستور زبان ها.

تست، اضافه شده در 07/09/2012


انواع بستنی به روش تولید: سفت شده، نرم، خانگی. تهیه مخلوطی برای تولید بستنی، فیلتر کردن و همگن شدن آن. فرآیند انجماد و سخت شدن. پخت فنجان وافل. دوز و بسته بندی محصول.

ارائه، اضافه شده در 2017/03/30


روش ساخت بلنک برای قطعات ماشین آلات. فرآیند تکنولوژیکی برای پردازش قطعات کلاس شفت. طرح پایه گذاری قطعه کار بر اساس عملیات تراشکاری. اصل عملکرد دستگاه نیمه اتوماتیک فرز دو طرفه. استانداردسازی فرآیند تولید

کار دوره، اضافه شده 03/03/2014


شرایط مرزی انتقال حرارت در سطح بیرونی و در کانال های یک تیغه خنک شده یک موتور توربین گازی هواپیما. انتخاب نقطه بحرانی تیغه و ارزیابی اولیه منبع. محاسبه دما و تنش در نقطه بحرانی تیغه.

کار دوره، اضافه شده در 2015/09/02


محاسبه و پروفیل تیغه کاری مرحله کمپرسور، توربین گاز فشار قوی، محفظه احتراق حلقوی و دستگاه خروجی. تعیین مولفه های مثلث سرعت و پارامترهای هندسی شبکه های پروفیل در سه شعاع.

کار دوره، اضافه شده در 2012/02/17


فرآیندهای فناوری و تجهیزات تاسیسات اصلی تولید شرکت، تجهیزات فنی اصلی و کمکی. تجهیزات و فن‌آوری‌هایی برای پاکسازی گازهای گلخانه‌ای، پردازش و خنثی‌سازی زباله‌ها. مدیریت فرآیندهای تکنولوژیکی

TNA ها به دو دسته تک شفت و چند شفت تقسیم می شوند. در پمپ های تک شفت، توربین و پمپ ها روی یک محور قرار می گیرند. مزیت TNAهای ساخته شده بر اساس این طرح، سادگی طراحی و وزن کم آنهاست. به عنوان یک نقطه ضعف، باید توجه داشت که تنها یکی از پمپ ها (معمولاً پمپ اکسید کننده) با سرعت مطلوب کار می کند. در این حالت، پمپ بنزین با مقادیر بازده کاهش یافته کار می کند.

نمودارهای طرح بندی TNA زیر مشخص شده اند، شکل 57.

با طراحی پمپ سه شفت، سرعت پمپ ها و توربین مستقل از یکدیگر بوده و می توان از شرایط برای عملکرد بهینه پمپ انتخاب کرد. با این حال، وجود گیربکس هایی که در شرایط سخت کار می کنند (سرعت های محیطی بالا، مشکل در ارائه یک سیستم روانکاری و خنک کننده موثر) در برخی موارد مزایای ناشی از افزایش بازده پمپ را به حداقل می رساند.

تک شفت

سه شفت

نمودارهای چیدمان TNA

طرح‌های TPU تک محوره در موتورهای موشک پیشران مایع بیشترین کاربرد را دارند.

5.3. دستگاه پمپ گریز از مرکز

در موتورهای موشک پیشران مایع معمولاً از پمپ های گریز از مرکز به عنوان پمپ های اصلی استفاده می شود. مهمترین مزایایی که کاربرد اولیه این نوع پمپ ها را در موتورهای پیشران مایع تعیین می کند عبارتند از:

امنیت فشارهای بالاخوراک و بهره وری با ابعاد و وزن کوچک؛

توانایی کار با اجزای تهاجمی و کم جوش.

توانایی کار با تعداد دور بالا و راحتی استفاده از توربین برای راندن آنها.

شکل 58 نمودار یک پمپ گریز از مرکز تک مرحله ای را نشان می دهد. مایع از طریق لوله ورودی 1 به چرخ دوار (پرانه) می رسد. 2. در چرخ پمپ، مایع از طریق کانالی که توسط دیواره های چرخ و تیغه ها تشکیل شده است حرکت می کند 3. نیرویی که توسط تیغه های چرخ به مایع وارد می شود باعث حرکت آن می شود به طوری که ذخیره انرژی در واحد جرم مایع افزایش می یابد. در این حالت هم انرژی پتانسیل (فشار ساکن) و هم انرژی جنبشی مایع افزایش می یابد.

شکل 58

نمودار پمپ گریز از مرکز:

1 - لوله ورودی؛ 2 - چرخ پمپ ( پروانه ) ; 3 - تیغه های شانه؛

4 - دیفیوزر; 5 - تیغه های دیفیوزر; 6 - جمع آوری یا حلزون; 7 - مهر و موم جلو؛

8 - بلبرینگ شفت; 9 - مهر و موم بلبرینگ

در خروجی چرخ، مایع وارد دیفیوزر می شود 4, که در آن سرعت مطلق آن کاهش می یابد و فشار نیز افزایش می یابد. ساده ترین دیفیوزر شامل دیسک های صافی است که دیواره های آن را تشکیل می دهند و بدون پره نامیده می شود. دیفیوزر پره دارای تیغه های ثابت 5 (نشان داده شده در خطوط نقطه چین در شکل 58) است که به میرایی سریعتر سرعت جریان کمک می کند. مایع پس از عبور از دیفیوزر وارد کانال مارپیچی (حلزون گوش) می شود. 6, که هدف آن جمع آوری مایع خارج شده از چرخ و همچنین کاهش سرعت آن است. مایع از طریق لوله تخلیه به شبکه عرضه می شود.

برای کاهش جریان مایع از حفره پرفشار (دیفیوزر، حلزون) به ناحیه کم فشار، مهر و موم 7 در پمپ ساخته می شود.

شکل 59

طرح های پمپ های گریز از مرکز:

a-cورودی محوری؛ ب-با ورودی مارپیچ؛

V- با ورودی دو طرفه؛ جیپمپ چند مرحله ای

پمپ های سانتریفیوژ با ورودی محوری، مارپیچی و دوگانه، تک مرحله ای و چند مرحله ای موجود می باشند. انتخاب ورودی محوری یا مارپیچی (شکل 59، الف، ب)در درجه اول با شرایط چیدمان پمپ و سیستم محرکه تعیین می شود. ورودی دوگانه (شکل 59، V) در دبی بالا برای کاهش سرعت ورودی و در نتیجه بهبود خواص ضد حفره پمپ انجام می شود. پمپ های چند مرحله ای (شکل 59، جی) در مواقعی استفاده می شود که برای به دست آوردن فشارهای بالا ضروری است.

به طور معمول، محفظه های پمپ از ریخته گری از آلیاژهای آلومینیومی با مقاومت بالا و در مورد فشارهای بالا از فولاد ساخته می شوند. تعداد تیغه های پروانه پروفیل بیش از 8 عدد و ضخامت آنها در محدوده 2 ¸ 5 میلی متر است.

5.4. پروانه های پمپ

پروانه هایی از انواع باز و بسته وجود دارد، شکل 60 (الف، ب).

پروانه باز در پمپ هایی با جریان کم و قطعات کم فشار استفاده می شود. پروانه ای از این نوع با تلفات قابل توجه ناشی از جریان یک جزء از یک منطقه با فشار بالا (در خروجی پمپ) به یک منطقه با فشار پایین (در ورودی به پمپ) مشخص می شود. پروانه شامل یک دیسک 1 و تیغه های 2 است که روی آن نصب شده اند.

در پروانه های بسته روی سطوح انتهایی تیغه ها روکش 3 تعبیه می شود که می توان آن را یکپارچه با پروانه ساخت. در پروانه های این نوع تلفات ناشی از جریان اجزا به طور قابل توجهی کمتر از پروانه های باز است. به طور معمول، پروانه ها با ریخته گری ساخته می شوند. تعداد تیغه های پروفیل معمولاً از 8 تجاوز نمی کند و ضخامت آنها کمتر از 5 میلی متر است. پروانه های نشان داده شده در شکل 60 پروانه هایی با منبع تغذیه یک طرفه هستند.

برای کاهش دبی قطعه از طریق کانال تیغه ای پروانه (به منظور حذف وقوع فرآیند کاویتاسیون)، از پروانه هایی با تامین دو طرفه قطعه استفاده می شود، شکل 61.

شکل 60

پروانه های یک طرفه:

الف- نوع باز; ب – نوع بسته

شکل 61

پروانه دو طرفه

8.5. مهر و موم پروانه

به منظور کاهش نشتی سیال، انواع آب بند زیر در پروانه پمپ نصب می شود: شکاف دار، هزارتویی و شناور، شکل 62 a, b, c.

اصل عملکرد کاسه نمد مبتنی بر اطمینان از مقاومت هیدرولیکی بالای شکاف حلقوی بین آستر گرافیتی نصب شده در بدنه پمپ و شیار ایجاد شده در بخش ورودی دیسک است. طراحی این مهر و موم اجازه می دهد تا 15٪ نشت از حجم مایع پمپ شده، در حالی که هزارتو، شکل 62 b، و شناور (مجموعه ای از واشر فلوروپلاستیک و آلومینیوم نصب شده در بخش ورودی پروانه)، شکل. 62 c، - به ترتیب تا 10٪ و 5٪.

شکل 62

مهر و موم پروانه:

الف - شکاف دار؛ ب - هزارتوی؛ در - شناور

5.5. توربین TNA

یکی از عناصر اصلی پمپ، توربین گاز است. در یک توربین، انرژی پتانسیل محصولات احتراق از یک ژنراتور گاز یا بخار خنک کننده به کار مکانیکی توربین تبدیل می شود. این توربین برای چرخش پمپ های TNA طراحی شده است. توربین از یک دستگاه نازل 1، یک پروانه 2 با دو ردیف پره های کار 3 و 4، یک پره راهنمای 5 و یک محفظه توربین 6 با یک لوله خروجی 7، شکل 75 تشکیل شده است.

مرحله اول توربین ترکیبی از دستگاه نازل 1 و پره های پروانه 3 است، مرحله دوم توسط پره های ثابت پره راهنمای 5 و ردیف دوم پره های کار 4 تشکیل می شود.

تبدیل آنتالپی جریان گاز به انرژی مکانیکی چرخش شفت در دو مرحله انجام می شود: آنتالپی جریان گاز - به انرژی جنبشی جت (در دستگاه نازل). انرژی جنبشی جت - به انرژی مکانیکی چرخش شفت (روی پروانه).

شکل 75

طراحی توربین TNA

شفت واحدهای توربو پمپ (TPA) تحت بارهای بالا و سرعت بالا کار می کنند. برای کاهش وزن، آنها را توخالی می کنند. بیشترین تنش های متناوب در فلز شفت در سطح بیرونی آن رخ می دهد. در این حالت، هر نوع انتقال تیز، علائم ناشی از ابزار برش و سایر عیوب سطحی، متمرکز کننده تنش هستند. ممکن است در حین کار در این مکان ها ترک هایی ایجاد شود که منجر به شکستن شفت می شود. بنابراین با ارائه عملیات سخت کاری در برخی موارد به تمیزی سطح شفت توجه ویژه ای می شود. نه تنها نواحی یاتاقان‌ها، مهر و موم‌ها و اتصالات در معرض تکمیل هستند، بلکه سایر نواحی شفت نیز که با سایر قسمت‌ها جفت نشده‌اند نیز مورد استفاده قرار می‌گیرند.

سرعت بالا (10000-20000 دور در دقیقهو بیشتر) طراح را مجبور می کند تا تلرانس های بسیار محکمی را برای تراز ژورنال ها و صندلی ها، دقت محل سوراخ محوری، تفاوت ضخامت و سایر ابعاد تعیین کند. کوچکترین خطاهای هندسی منجر به توزیع ناهموار توده های دوار فلز می شود که باعث لرزش و لرزش پمپ می شود.

5.6. الزامات ژنراتورهای گازی

ارزش رانش یک موتور موشک پیشران مایع تابعی خطی از مصرف سوخت در هر ثانیه است. مصرف سوخت دوم برای هر موتور خاص با سیستم تامین قطعات پمپ به توان توسعه یافته توسط توربین بستگی دارد. قدرت توربین به طور کامل توسط دبی دوم و پارامترهای سیال کار در ورودی توربین، یعنی در خروجی از ژنراتور گاز تعیین می شود. بنابراین مولد گاز وسیله ای است که حالت عملکرد کل پیشرانه را تنظیم می کند. این شرایط الزامات ویژه را برای این پیوند از سیستم تامین سوخت تعیین می کند (علاوه بر الزامات عمومی برای همه واحدهای LRE، صرف نظر از ویژگی های عملکرد آنها). این الزامات به موارد زیر خلاصه می شود.

1. پایداری بالا. این بدان معنی است که ژنراتور گاز در تمام حالت های کار موتور باید دبی گاز دوم مشخص شده را تا حد امکان دقیق ارائه دهد و در عین حال مقادیر پارامترهای گاز (ترکیب، فشار، دما و غیره) نباید از بین برود. فراتر از حدود معین (مجاز). هرچه عملکرد ژنراتور گاز پایدارتر باشد، سیستم های کنترل موتور در هنگام پرواز بار کمتری را تجربه می کنند و این باعث افزایش قابلیت اطمینان موتور و دقت تیراندازی می شود.

پایداری ژنراتور گاز مخصوصاً برای موشک هایی با موتورهای موشکی تنظیم نشده و موشک هایی که برد پرواز آنها فقط با سرعت پرواز در انتهای قسمت فعال مسیر کنترل می شود بسیار مهم است. در حالت دوم، انحراف مختصات انتهای مقطع فعال مسیر، ناشی از انحراف رانش موتور از مقدار محاسبه شده، به دلیل عملکرد ناپایدار ژنراتور گاز، به طور کامل به انحراف تبدیل می شود. نقطه برخورد موشک از هدف.

2. سهولت مدیریت گردش کار در طیف وسیعی از تغییرات در پارامترهای آن. این نیاز همچنین به دلیل اثر تنظیم کننده ژنراتور گاز بر روی موتور و نیاز به تغییر حالت کار موتور در یک بار استارت (هنگام تنظیم رانش در هنگام برخاستن و پرواز، هنگام انتقال از مرحله اصلی رانش به مرحله نهایی و غیره).

3. راندمان بالای گاز ژنراتور، که حداقل مصرف انرژی (و بر این اساس، حداقل مصرف سوخت) را برای درایو TPU یا افزایش توان TPU را تعیین می کند. این نیاز به دلیل این واقعیت مطرح می شود که ضربه خاص موتور با نسبت رانش به کل مصرف دوم جرم پرتاب شده تعیین می شود. مفهوم "جرم دور ریخته شده" هم شامل محصولات احتراق سوخت در محفظه و هم گاز خروجی پس از توربین می شود. برای موتورهای سوخت مایع، که در آنها این گاز به اتمسفر ساطع می شود و یک ضربه خاص کمتر از محصولات احتراق سوخت که از محفظه موتور خارج می شوند ایجاد می کند، شرط تعیین کننده برای افزایش راندمان موتور کاهش مصرف سوخت برای محرک پمپ است. برای یک موتور موشک پیشران مایع با سوختن پس از سوختن گاز ژنراتور، نکته اصلی افزایش قدرت توربوشارژر است، زیرا این امکان را فراهم می کند که فشار در محفظه افزایش یابد و در یک مقدار فشار معین در خروجی نازل، افزایش درجه انبساط محصولات احتراق خارج شده، یعنی افزایش بازده حرارتی محفظه. کاهش مصرف سوخت برای درایو TPU و افزایش توان TPU به میزان انرژی تامین شده به توربین توسط یک کیلوگرم سیال عامل بستگی دارد. همانطور که مشخص است، این انرژی برابر است با حاصلضرب بازده موثر نسبی توربین و افت حرارت آدیاباتیک موجود.

5.7. طبقه بندی ژنراتورهای گازی

مبنای طبقه بندی ژنراتورهای گازی روش تولید گاز ژنراتور است. در حال حاضر سه روش تولید گاز رایج است.

1. تجزیه (با یا بدون کاتالیزور) ماده ای که پس از تأثیر آغازگر خارجی، می تواند به تجزیه خودبه خودی پایدار ادامه دهد، همراه با آزاد شدن مقدار قابل توجهی انرژی حرارتی و محصولات تجزیه گازی. چنین ماده ای می تواند جزئی از سوخت موتور اصلی یا یک عامل تولید گاز ویژه باشد که فقط برای این منظور روی موشک ذخیره می شود. ژنراتورهای گازی که این فرآیند در آنها اجرا می شود، تک جزئی نامیده می شوند. در آینده، آنها عمدتاً با نوع ماده تجزیه کننده (پراکسید هیدروژن، هیدرازین، سوخت جامد و غیره) متمایز می شوند.

2. سوزاندن سوخت مایع از دو جزء تشکیل شده است. بهتر است از سوخت موتور اصلی برای این منظور استفاده کنید، زیرا این امر تامین آن را به ژنراتور گاز بسیار ساده می کند و شرایط عملیاتی موشک را بهبود می بخشد. ژنراتورهای گازی از این نوع دو جزئی نامیده می شوند.

3. تبخیر مایع در مسیر خنک کننده محفظه موتور. با این روش برای به دست آوردن سیال کار توربین، مشکل خنک شدن دیواره های محفظه موتور به طور همزمان حل می شود. ژنراتورهای گازی از این نوع را مولد بخار و مدارهای موتور را بدون ژنراتور می نامند. مدارهای مولد بخار به گردش و با تغییر سیال کار تقسیم می شوند. در مرحله اول، یک سیال کار دلخواه (مثلاً آب) از طریق یک حلقه بسته "مسیر خنک کننده محفظه - توربین - کندانسور - پمپ - مسیر خنک کننده محفظه" گردش می کند و به طور متناوب به بخار و سپس به مایع در قسمت های مختلف آن تبدیل می شود. در طرح هایی با تغییر سیال کار، این گردش وجود ندارد. سیال کار پس از توربین از چرخه خارج می شود. بدیهی است که انتشار مستقیم گاز اگزوز در اتمسفر به طور قابل توجهی کارایی موتور را بدتر می کند، زیرا رانش خاص لوله های اگزوز همیشه کمتر از رانش خاص محفظه موتور است. برای رفع این تلفات معمولاً یکی از اجزای سوخت به مسیر خنک کننده محفظه فرستاده می شود. پس از تبخیر و فعال شدن در توربین، به محفظه موتور فرستاده می شود و در آنجا همراه با جزء دوم سوزانده می شود. بنابراین ، موتورهای بدون ژنراتور طبق طرح با پس سوزاندن سیال کار توربین ساخته می شوند.

طراحی سیستم های تولید گاز به طور قابل توجهی با یکدیگر متفاوت است، اما با این وجود، عناصر اساسی مشترک زیر را می توان در هر یک از آنها متمایز کرد:

ژنراتور گاز؛

دستگاه های تامین سوخت؛

اتوماسیون.

در ژنراتور گاز (گاهی اوقات راکتور نامیده می شود)، سیال کاری توربین به طور مستقیم تشکیل می شود - گاز یا بخار پارامترهای مشخص شده. دستگاه های تامین سوخت جریان وسایل تولید گاز (مواد اولیه) را به داخل راکتور تضمین می کنند. اتوماسیون روند کار و همچنین راه اندازی و خاموش کردن ژنراتور گاز را تنظیم می کند. گاهی اوقات (به عنوان مثال، هنگام کار بر روی سوخت اصلی) سیستم تولید گاز دارای دستگاه های تامین سوخت مستقل نیست. در این حالت سوخت رسانی به ژنراتور گاز توسط سیستم تامین موتور تامین می شود.

انواع زیر از ژنراتورهای گاز (GG) در موتورهای سوخت مایع استفاده می شود:

سوخت جامد (TGG)؛

هیبرید (THG)؛

مایع یک جزئی (ZGG یک جزئی)؛

مایع دو جزئی (ZGG دو جزئی)؛

مایع تبخیری (تبخیر LGG);