3.2. Системы питания жрд с турбонасосной подачей топлива

Насосная система подачи предназначена для повышения давления компонентов топлива в КС и ЖГГ. Системы питания ЖРД с турбонасосной подачей топлива разделяют на два типа:

1. с автономной (независимой) турбиной; газ после турбины выбрасывается в атмосферу или идет на вспомогательные устройства;

2. с предкамерной турбиной; газ после турбины подается в камеру сгорания для дожигания.

В системах ЖРД с автономной турбиной отработавший на турбине газ («мятый» газ) отводится через выхлопной коллектор и далее через выхлопной патрубок. Выхлопной патрубок подсоединяется к выхлопному коллектору с помощью фланцевого или сварного соединения. Выхлопной патрубок представляет собой тонкостенный трубопровод, оканчивающийся расширяющимся соплом. Его выходное сечение обычно размещают на уровне выходного сечения сопла основных камер сгорания ЖРД.

В системах подачи с предкамерной турбиной отвод «мятого» газа осуществляется через газовод. Газоводом ЖРД является толстостенный трубопровод, соединяющий выхлопной коллектор турбины с головкой камеры сгорания. Двигатели, работающие по схеме «газ – газ», имеют два газовода.

Системы питания ЖРД с автономной турбиной. Развитие ЖРД началось с двигателей, выполненных по схеме с автономной турбиной. Газ для турбины получают в специальном газогенераторе. Наиболее распространенной схемой является схема, в которой газогенератор работает на основных компонентах топлива. В этой схеме небольшая часть компонентов топлива после насосов направляется в газогенератор, а основная часть – в камеру сгорания.

При создании газогенераторов, работающих на основных компонентах топлива, в свое время возникали существенные трудности. Поэтому до 60-х годов были распространены ЖРД с однокомпонентным газогенератором (рис. 3.4), в котором использовалось вспомогательное топливо (перекись водорода).

Рис. 3.4. Схема системы питания ЖРД с насосной подачей однокомпонентного топлива в газогенератор автономной турбины: 1 – аккумулятор давления; 2 – редукционные клапаны; 3 – баки с рабочими компонентами; 4 – насосы рабочих компонентов; 5 – насос однокомпонентного топлива; 6 – бак с топливом для турбины; 7 – газогенератор; 8 – турбина

Схема питания ЖРД с автономной турбиной и газогенератором, работающим на основных компонентах топлива, приведена на рис. 3.5. В этой схеме газ после турбины используется для испарения части компонента топлива, идущего на наддув бака. Наддув бака можно осуществить также газом, отбираемым после турбины. Температура турбинного газа на выходе турбины . Такая температура является допустимой для конструктивных элементов, выполненных из жаропрочных сталей. Наддув бака турбинным газом возможен только при условии, если в баке находится тот же компонент топлива, на избытке которого работает газогенератор.

Во всех схемах питания ЖРД с автономной турбиной импульс тяги двигателя снижается из-за неэффективных затрат топлива на создание генераторного газа, выбрасываемого после турбины за борт ракеты с малой скоростью. Чтобы повысить экономичность ЖРД с автономной турбиной, её проектируют на малый расход газа.

Известно, что работоспособность турбинного газа определяют три параметра: расход, температура и давление газа. С помощью этих параметров можно получить потребную мощность турбины, равную суммарной мощности насосов турбонасосного агрегата.

Малорасходная автономная турбина имеет ограничения по температуре турбинного газа (по условию жаропрочности неохлаждаемой турбины). Таким образом, требуемая энергия турбинного газа может быть получена за счет давления. Поэтому при высоком давлении газа на входе автономной турбины и небольшом давлении на выходе колеса турбины (обычно 0,2–0,5 МПа) автономные турбины получаются высокоперепадными. Степень снижения давления на колесе турбины составляет .

Перепад давления на колесе автономной турбины, а также расход турбинного газа находятся в зависимости от тяги двигателя и давления в камере сгорания. Обычно расход газа автономной турбины составляет 2–6 % от общего расхода топлива КС. Примерно на столько же падает удельный импульс тяги двигателя с автономной турбиной в результате выброса турбинного газа в атмосферу.

Рис. 3.5. Схема ЖРД с автономной турбиной и теплообменником, в котором используется тепло выхлопных газов турбины для испарения компонента топлива, идущего на наддув бака: 1 – аккумулятор давления; 2 – редукционные клапаны; 3 – баки; 4 – насосы; 5 – газогенератор; 6 – турбина; 7 – камера сгорания; 8 – регулятор тяги; 9 – теплообменник; 10 – клапан; 11 – обратный клапан

Системы питания ЖРД с предкамерной турбиной

В двигателях с предкамерной турбиной исключаются потери удельного импульса тяги ЖРД из-за затрат топлива на питание турбин. Особенно большое преимущество имеет схема с предкамерной турбиной при высоких давлениях в камере сгорания (выше 10–12 МПа).

Для обеспечения работы ЖРД по этой схеме давление перед турбиной должно быть больше давления в камере сгорания. Поэтому насосы системы питания с предкамерной турбиной должны обеспечивать более высокие давления, чем в системе питания с автономной турбиной. В ряде случаев бывает целесообразно иметь отдельный насос (газогенераторный), подающий в газогенератор часть компонента после основного насоса (рис. 3.6).

Рис. 3.6. Схема системы питания ЖРД с предкамерной турбиной, работающей на газе с избытком окислителя и имеющей дополнительный (газогенераторный) насос горючего: 1 – насос горючего; 2 – дополнительный насос горючего; 3 – насос окислителя; 4 – газогенератор; 5 – турбина; 6 – камера сгорания

Предкамерная турбина проектируется высокорасходной, т.к. турбинный газ дожигается в камере сгорания. При большом расходе газа для создания необходимой мощности турбины достаточен небольшой перепад давлений на колесе турбины: (обычно ). Поэтому предкамерные турбины называют низкоперепадными.

На рис. 3.7, 3.8 показаны схемы питания ЖРД с предкамерной турбиной и газогенератором, работающим на основных компонентах топлива. Один из компонентов полностью пропускается через ЖГГ (газифицируется), а другой компонент поступает в ЖГГ только лишь в количествах, необходимых для получения генераторного газа нужной температуры. Такие принципиальные схемы питания ЖРД получили название «газ – жидкость».

Рис. 3.7. Схема системы питания ЖРД с предкамерной турбиной, работающей на газе с избытком горючего: 1 – насос горючего; 2 – насос окислителя; 3 – восстановительный газ; 4 – турбина; 5 – камера сгорания

Рис. 3.8. Схема системы питания ЖРД с предкамерной турбиной, работающей на газе с избытком окислителя: 1 – насос горючего; 2 – насос окислителя; 3 – турбина; 4 – окислительный газогенератор; 5 – камера сгорания

Логическим развитием схемы с дожиганием «газ-жидкость» является схема, в которой в камеру сгорания поступают оба компонента в газифицированном виде. Такую схему называют схемой «газ-газ» (рис. 3.9). Система питания ЖРД с дожиганием «газ-газ» позволяет реализовать более высокие давления в камере сгорания (25–30 МПа). Для газификации компонентов используются два ЖГГ, один из которых работает на избытке горючего, а другой – на избытке окислителя. Для осуществления схемы «газ-газ» целесообразно иметь две предкамерные турбины (в случае применения самовоспламеняющихся топлив это требование обязательно). Каждая турбина может приводить в действие один насос. Тогда в системе питания ЖРД будет два ТНА. Однако можно обе турбины установить на одном валу с насосами, в этом случае конструктивно получится один ТНА. Кроме того, при разных давлениях в ЖГГ может оказаться целесообразным иметь отдельные насосы, питающие газогенераторы, с подачей в них части компонентов после основных насосов.

Отметим важную особенность схемы подачи «газ – газ» (рис. 3.9). В этой схеме можно существенно снизить давление и температуру газа перед турбиной по сравнению со схемой «газ-жидкость». Объясняется это тем, что в рассматриваемой схеме расход газов, проходящих через турбины, велик (равен расходу компонентов топлива). Это означает, что в схеме (см. рис. 3.9) потребная мощность турбины обеспечивается главным образом за счет расхода газа.

Рис. 3.9. Схема системы питания ЖРД с двумя предкамерными турбинами (газовая схема «с дожиганием»): 1 – насос горючего; 2 – насос окислителя; 3 – восстановительный газогенератор; 4 – окислительный газогенератор; 5 – турбина; 6 - камера сгорания

На рис. 3.10 представлена схема системы питания ЖРД с предкамерной турбиной по схеме «газ – жидкость» без газогенератора. В этом случае газификация одного из компонентов топлива происходит в рубашке охлаждения камеры сгорания. Газ после турбины поступает в камеру сгорания. Эта схема осуществлена в американском двигателе RL – 10, в котором горючим является жидкий водород. Необходимо заметить, что при больших давлениях в камере сгорания энергии газа, отбираемой от камеры при охлаждении, оказывается недостаточно для получения необходимой мощности турбины. Это ограничивает область применения данной схемы подачи топлива в ЖРД.

Рис. 3.10. Схема системы питания ЖРД с нагревом рабочего тела в рубашке охлаждения камеры сгорания: 1 – насос компонента являющегося рабочим телом турбины; 2 – насос второго компонента; 3 – турбина; 4 – камера сгорания; 5 – клапанное устройство

Заключение

1. Автономные турбины являются высокоперепадными и малорасходными.

2. Автономные турбины снижают удельный импульс тяги двигателя на 2–6 % из-за выброса «мятого» газа за борт ракеты.

3. Автономные турбины применяют для маршевых двигателей средних тяг.

4. ЖРД с автономной турбиной работает по схеме «жидкость – жидкость».

5. Предкамерные турбины являются высокорасходными и низкоперепадными.

6. Двигатели с предкамерной турбиной выполняются по схеме «газ – жидкость» или «газ – газ».

7. Существуют схемы подачи топлива с предкамерной турбиной без ЖГГ.

8. Система питания ЖРД с предкамерной турбиной используется в двигателях большой тяги с высоким давлением в камере сгорания (25–30 МПа).

9. Двигатели с предкамерной турбиной более экономичны, т.к. в них исключаются потери удельного импульса тяги из-за расходования топлива на питание турбин.

10. Раздельная подача компонентов топлива применяется для ЖРД, работающих

на самовоспламеняющихся или криогенных компонентах топлива.