Z czego składa się paliwo do silników odrzutowych. Zasada działania i cechy konstrukcyjne silników rakietowych na paliwo ciekłe - plik ZhRE.doc

ZhRD.doc

(AKADEMIA TECHNIKI LOTNICZEJ)

Krzesło 602

DZIEDZINA „PODSTAWY SPRZĘTU LOTNICZEGO I KOSMICZNEGO”
STRESZCZENIE NA TEMAT: ZASADA DZIAŁANIA I CECHY

KONSTRUKCJE CIEKŁYCH SILNIKÓW RAKIETOWYCH.
Ukończone: uczeń 10 - 101

Kuzkin A.Yu.

Sprawdził: Profesor nadzwyczajny Katedry 602

Parafes S.G.

Moskwa, 2005

Słowa kluczowe.
1. RAKIETA(niemiecki Rakete) - samolot poruszający się pod wpływem siły reaktywnej powstałej w wyniku odrzucenia masy płonącego paliwa (płynu roboczego). Są takie niekontrolowane i kontrolowane, które zmieniają parametry trajektorii w locie; jedno- i wielostopniowe (każdy stopień zapewnia przyspieszenie rakiety w określonym obszarze, a następnie rozdziela się). Masa startowa wynosi od kilku kilogramów do kilku tysięcy ton.Są one wykorzystywane w wojskowości, kosmonautyce itp.

2. ^ PŁYNNY SILNIK RAKIETOWY (LRE) - chemiczny silnik rakietowy zasilany paliwem płynnym, składający się głównie z utleniacza (tlen, tlenki azotu itp.) oraz paliwa (wodór, węglowodory, dimetylohydrazyna itp.). Paliwo może być również cieczą ulegającą katalitycznej degradacji, taką jak hydrazyna.

3. ^ SILNIK RAKIETOWY NA PALIWO STAŁE (SRMT) (na paliwo stałe - proszek), chemiczny silnik rakietowy napędzany paliwem stałym. Jest używany w rakietach, statkach kosmicznych i samolotach.

4. DYSZA(z angielskiego force - to inject) - urządzenie z jednym lub więcej otworami do rozpylania cieczy. Rozróżnij dysze strumieniowe, odśrodkowe i strumieniowo-odśrodkowe, jedno- i dwuskładnikowe. Służy do zapewnienia jednolitości i nie tylko całkowite spalanie paliwo w piecach kotłowych, komorach spalania silników cieplnych itp.

5. ^ KOMORA SPALANIA- zamknięta przestrzeń, przeznaczone do spalania paliw (gazowych, ciekłych, stałych).

6. DYSZA- specjalnie wyprofilowany zamknięty kanał do przyspieszania cieczy lub gazu i nadania określonego kierunku przepływu. Używany w parze i Turbiny gazowe, silniki rakietowe i odrzutowe, lasery gazowo-dynamiczne itp.

7. GENERATOR PARY- wymiennik ciepła do pozyskiwania pary wodnej o ciśnieniu powyżej atmosferycznego poprzez podgrzewanie wody nośnikiem ciepła.

8. ^ PALIWO RAKIETOWE - substancja lub zestaw substancji stosowanych w silnikach rakietowych jako źródło energii i płyn roboczy do wytworzenia siły napędowej. Stosowane są głównie paliwa płynne i stałe. Paliwem w ciekłym paliwie rakietowym jest zwykle ciekły wodór, nafta lub dimetylohydrazyna, środkiem utleniającym jest ciekły tlen lub tetratlenek diazotu. Propelenty stałe składają się głównie z paliw na bazie nitrocelulozy (paliwo) i nadchloranu amonu (środek utleniający).

Wstęp.
Ten esej obejmuje ten temat cechy konstrukcyjne oraz zasada działania silników odrzutowych na paliwo ciekłe.

Silniki odrzutowe znajdują szerokie zastosowanie we współczesnym lotnictwie cywilnym i wojskowym oraz w technice kosmicznej. Silnik odrzutowy nazywany jest silnikiem odrzutowym, w którym energia paliwa jest zamieniana na energię kinetyczną strumienia gazu wypływającego z silnika, a uzyskana siła reakcji jest bezpośrednio wykorzystywana jako siła napędowa. Siła reakcji gazów nazywana jest ciągiem (lub po prostu ciągiem) silnika.

Silnik odrzutowy pełni jednocześnie dwie funkcje - silnik (silnik cieplny) i śmigło, podczas gdy np. tłokowy silnik lotniczy jest tylko silnikiem, a śmigło służy jako śmigło.
^ Klasyfikacja i zasada działania głównych typów silników odrzutowych.
Silniki odrzutowe dzielą się na dwie główne grupy - silniki rakietowe i odrzutowe. Główna różnica między tymi grupami polega na tym, że w silnikach rakietowych ciało robocze(gaz) powstaje z paliwa i utleniacza transportowanych na pokładzie samolotu, aw silnikach odrzutowych czynnikiem roboczym jest powietrze otaczającej atmosfery. Tlen w otaczającym powietrzu jest używany jako środek utleniający podczas spalania paliwa w silniku.

Z kolei silniki rakietowe dzielą się na silniki na paliwo stałe (silniki rakietowe na paliwo stałe) i silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LPRE).

Silnik rakietowy na paliwo stałe składa się z komory spalania i dyszy wylotowej (rys. 1). Paliwo stałe (często proch strzelniczy), sprasowane w warcaby, wypełnia komorę spalania. Jego zapłon podczas uruchamiania odbywa się z jakiegoś obcego źródła. Produkty spalania paliw pod wysokim ciśnieniem (do 250 kg/cm 2) i wysoka temperatura (do 2000 o K), s wysoka prędkość wypływać przez dyszę wylotową do atmosfery. W tym przypadku powstaje siła reakcji strumienia gazu, działająca na ciało w kierunku, odwrotny kierunek ruch gazu. Ta siła reakcji to siła ciągu.

Główną wadą silnika rakietowego na paliwo stałe jest jego krótki czas pracy, który determinowany jest ilością paliwa w komorze spalania. Dlatego silniki rakietowe na paliwo stałe znalazły zastosowanie jako główny silnik pocisków artyleryjskich i lotniczych oraz akceleratorów startowych w samolotach.

Główna wada silników rakietowych na paliwo stałe - krótki czas pracy - zostaje wyeliminowana wraz z przejściem z paliwa stałego na paliwo ciekłe transportowane w zbiornikach samolotu. W takim przypadku czas pracy silnika zależy od ilości paliwa w zbiornikach.

Pomysł zastąpienia paliwa stałego w silnikach rakietowych płynnym i stworzenia silnika rakietowego na paliwo ciekłe należy do K.E. Ciołkowski. W swojej pracy „Exploration of World Spaces by Reactive Devices” (1903) Ciołkowski zaproponował nie tylko schemat LPRE, ale także wiele Konstruktywne decyzje do jego realizacji (pompowanie paliwa, chłodzenie ścian komory i dyszy składnikami płynnymi, stery gazowe do sterowania pociskami na dużych wysokościach itp.).

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe (rys. 2) działa na tej samej zasadzie, co silniki rakietowe na paliwo stałe. Jedyną różnicą jest to, że składniki paliwa płynnego (paliwo i utleniacz) są w sposób ciągły dostarczane do komory spalania LPRE przez specjalne dysze, gdzie są mieszane i spalane.

Początkowy zapłon mieszanka paliwowa wytwarzany z urządzenia zapłonowego, jeżeli składniki paliwa nie tworzą mieszanki samozapalnej. Produkty spalania paliw o wysokiej temperaturze (3000 °K i wyższej) i ciśnieniu (do 50-80 kg/cm 2 i więcej), rozszerzają się w dyszy wylotowej i wypływają do atmosfery z bardzo dużą prędkością. Powstała siła reakcji przy małym rozmiarze silnika osiąga bardzo duże wartości.

Należy zauważyć, że idee K.E. Ciołkowski był dalej rozwijany w pracach wielu sowieckich naukowców i projektach silników rakietowych na paliwo ciekłe, stworzonych przez radzieckich projektantów V.P. Głuszko, AM Isajew, MK Tichonrawow, L.S. Dushkin i inni. Wysiłki radzieckich naukowców, projektantów, inżynierów, techników i robotników mające na celu stworzenie silnika rakietowego na paliwo ciekłe

Ukoronowany bezprecedensowymi sukcesami ZSRR w dziedzinie rakiety: wystrzelenie sztucznych satelitów z człowiekiem na pokładzie.
^ Proces pracy i główne parametry silnika rakietowego.

Głównym elementem silnika rakietowego na paliwo ciekłe jest komora (rys. 3), która składa się z głowicy 1, komory spalania 2, dyszy wylotowej 3, płaszcza chłodzącego 4 i urządzenia zapłonowego 5.
Główne procesy silników rakietowych na paliwo ciekłe to: doprowadzenie paliwa do komory spalania, spalanie paliwa, rozprężanie gazów w dyszy wylotowej oraz odprowadzanie ciepła z gazów do atmosfery. Spośród nich zasadniczo procesy cieplne zachodzące w silniku to: spalanie paliwa i rozprężanie produktów spalania. Proces rozpraszania ciepła odbywa się poza silnikiem. Całość wszystkich procesów tworzy cykl. Rzeczywisty schemat cyklu pokazano na rysunku 4. Na tym rysunku proces podawania paliwa kreśli 1-2, proces spalania paliwa linijką 2-3 (spadek ciśnienia na skutek oporów hydraulicznych i termicznych), proces odprowadzania ciepła linijką 4-1 . Zbiór procesów w silniku jest często nazywany przepływem pracy. Rozważmy bardziej szczegółowo proces pracy silnika na paliwo ciekłe.

g Paliwo i utleniacz są dostarczane do komory silnika ze zbiorników paliwa pod ciśnieniem nieco wyższym niż ciśnienie gazów w komorze spalania. Stosowane są dwa systemy zasilania paliwem: butla gazowa i pompowanie. Jeżeli samolot posiada system butli gazowych, składniki paliwa są dostarczane poprzez wypieranie ich ze zbiorników za pomocą gazu obojętnego lub powietrza. Pompowanie odbywa się za pomocą pomp, najczęściej odśrodkowych, napędzanych turbiną gazową. Gaz do turbiny wytwarzany jest w specjalnym generatorze, który zasilany jest paliwem i utleniaczem. Ponieważ temperatura gazu przed turbiną jest ograniczona wytrzymałością cieplną materiału łopatek turbiny, paliwo wzbogacone paliwem dostaje się do generatora gazu. Jako płyn roboczy turbiny często stosuje się produkty rozkładu 80-90% nadtlenku wodoru Н 2 О 2, zwane parą gazową.

Paliwo i utleniacz są dostarczane do komory spalania przez dysze zamontowane w głowicy komory. Liczba i umiejscowienie dysz zależy od warunków zapewniających dobre tworzenie mieszanki. W procesie uruchamiania silnika palną mieszankę składającą się ze składników paliwa należy zapalić za pomocą urządzenia zapłonowego (świece zapłonowe, zapalniki itp.). Czasami silnik jest uruchamiany specjalnymi samozapalnymi paliwami, które zapalają się po zmieszaniu.

Po uruchomieniu spalanie odbywa się w sposób ciągły dzięki konwekcyjnemu przenoszeniu ciepła i dyfuzji cząstek aktywnych z produktów spalania do mieszanina palna jak również z powodu promieniowania cieplnego.

Temperatura produktów spalania w silniku na paliwo płynne osiąga wartości 3000-3500 °K i wyższe przy ciśnieniu w komorze 50-100 kg/cm 2 ... Dlatego wewnętrzne ściany komory silnika muszą być stale chłodzone. Najbardziej rozpowszechniona jest metoda chłodzenia zewnętrznego, która polega na tym, że jeden ze składników paliwa przepływa przez płaszcz chłodząc ścianki komory, a nagrzany dostaje się do komory spalania silnika przez dysze.

Rozważ zmianę parametrów gazu na całej długości komory silnika. W miarę przemieszczania się produktów spalania w komorze spalania następuje spadek ciśnienia na skutek oporu hydraulicznego i termicznego oraz wzrost temperatury i prędkości ruchu (rys. 5). W dyszy wylotowej prędkość gazu wzrasta z powodu spadku jego ciśnienia. Temperatura gazu również spada, ale na wyjściu z dyszy ma wysokie wartości (1300 o K i więcej). Szybkość wypływu gazów z dyszy silnika rakietowego sięga 2000-2500 m / s i może mieć wyższe wartości. Gdy gaz porusza się w dyszy wylotowej, następuje proces jego rozprężania, w wyniku którego wzrasta objętość właściwa, a ciężar właściwy g

aza maleje.
Wysokie prędkości wypływy gazu z silnika rakietowego na paliwo ciekłe, które powstają w wyniku wysokich temperatur i dużych spadków ciśnienia, wyzwalane na dyszy, zapewniają wysoki ciąg właściwy.

Specyficzny ciąg nowoczesnych silników rakietowych osiąga wysokie wartości. Należy jednak zauważyć, że określone zużycie Paliwo LRE jest również bardzo wysokie i znacznie przekracza zużycie WFM. W przeciwieństwie do silników odrzutowych, specyficzne parametry silników rakietowych na paliwo ciekłe w dużej mierze zależą od rodzaju stosowanego paliwa.
^ Paliwo do silników rakietowych na paliwo ciekłe.
Do silników rakietowych na paliwo, cała linia wymagania, z których główne są następujące.

1. Paliwo musi mieć wysoką wartość opałową. Im większa wartość opałowa paliwa, tym większa określony ciąg i niższe jednostkowe zużycie paliwa silników rakietowych na paliwo ciekłe.

2. Paliwo musi mieć duży ciężar właściwy. Przy wysokim ciężarze właściwym paliwa można stosować mniejsze zbiorniki, a tym samym zwiększyć objętość i wagę. ładunek... Przy podanych wymiarach i konstrukcji zbiorników wzrost ciężaru właściwego paliwa pozwala na zwiększenie zasięgu i czasu lotu samolotu.

3. Składniki paliwa (lub przynajmniej jeden ze składników) muszą mieć wysoką pojemność cieplną i temperaturę wrzenia, aby mogły być używane jako chłodziwo w układzie chłodzenia silnika na paliwo ciekłe.

4. Paliwo musi mieć krótkie opóźnienie zapłonu, gdyż opóźnienie zapłonu w okresie rozruchu doprowadzi do nagromadzenia się paliwa w komorze i jego wybuchu.

5. Paliwo musi mieć dobrą stabilność. fizyczne i chemiczne właściwości elementy podczas długotrwałego przechowywania, niska korozyjność, must have niska temperatura zestalenie, bezpieczne w obsłudze i tanie w produkcji.

Stworzenie paliwa w pełni spełniającego wszystkie wymagania jest zadaniem bardzo trudnym, a czasem niemożliwym. Jak wynika z tego, co następuje, żaden z nowoczesne paliwa nie spełnia w pełni wszystkich wymienionych wymagań.

W przeciwieństwie do silników odrzutowych, paliwo stosowane w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe jest bardzo zróżnicowane. Można je podzielić na trzy grupy:

A) paliwa jednostkowe;

B) paliwo o mieszanym stanie skupienia;

B) paliwa dwuskładnikowe lub wieloskładnikowe.

Paliwo jednostkowe to paliwo składające się z jednego składnika płynnego. Ten składnik zawiera pierwiastki palne, a także tlen lub inny pierwiastek utleniający. Pomimo oczywistych zalet paliwa jednostkowego, nie znalazło ono szerokiego zastosowania, głównie ze względu na stosunkowo niską kaloryczność i wybuchowość. Jako przykład paliw unitarnych należy wymienić azotan metylu (CH 3 ONO 2) zmieszany z alkoholem metylowym, nitrometan (CH 3 NO 2), stężony nadtlenek wodoru (H 2 O 2) itp. Nadtlenek wodoru, jak wspomniano powyżej, jest szeroko stosowany jako paliwo generatorów pary i gazu wytwarzających parę i gaz do napędzania turbin pomocniczych, a także jest stosowany jako główne paliwo do rozruchu akceleratorów.

Paliwa o mieszanym stanie skupienia obejmują paliwa składające się ze składników stałych i ciekłych. Składnik stały umieszczony jest w komorze spalania silnika w postaci garnków, składnik płynny dostarczany jest ze zbiorników za pomocą pompy lub układu zasilania balonem. Znacząca wada paliwo to jest małym zapasem całkowitym, który jest określany przez zapas składnika stałego w komorze spalania.

Najszersze zastosowanie w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe to paliwa dwuskładnikowe, składające się z paliwa ciekłego i utleniacza. Paliwa są zwykle klasyfikowane według rodzaju użytego utleniacza. W nowoczesnych silnikach rakietowych najczęściej stosuje się paliwa:

1. 
   na bazie kwasu azotowego i tlenków azotu;
2. 
   na bazie tlenu;
3. 
   na bazie nadtlenku wodoru.

Systemy zasilania LPRE
W zależności od przeznaczenia płyn silniki rakietowe mają różne wartości siły ciągu i czasu pracy. Te czynniki determinują zastosowanie różne systemy zapas paliwa.

Każdy z systemów zasilania składa się z trzech głównych części: zbiorników, jednostki do wytwarzania ciśnienia zasilania paliwem i systemu hydropneumatycznego. Nazwa systemu zasilania zależy od rodzaju jednostki, która wytwarza ciśnienie zasilania.

Wyróżnia się następujące główne systemy zasilania:

1. 
   butla z gazem;
2. 
   pompowanie

1.Układ zasilania paliwem z balonu gazowego.

Jednym z najprostszych sposobów zasilania składników paliwa jest wypieranie ich ze zbiorników paliwa gazem obojętnym (azotem) lub powietrzem pod wysokim ciśnieniem (rys. 6). Gaz pod wysokim ciśnieniem (250-300 bankomat.), zamknięty w butli 1, wchodzi do reduktora ciśnienia gazu 2, gdzie jego ciśnienie jest obniżane do wymaganej wartości. Gaz płynie z reduktora do zbiorniki paliwa 3. Pod działaniem ciśnienia gazu składniki paliwa przemieszczają się ze zbiorników i rurociągami wchodzą do komory spalania silnika 5, łamiąc przy rozruchu membrany 4 zainstalowane na rurociągu.

Ciśnienie zasilania musi być większe od ciśnienia gazu w komorze spalania o wielkość strat hydraulicznych w przewodzie zasilającym paliwo (zbiornik - komora spalania).

Główną wadą systemu balonowego jest to, że zbiorniki znajdują się pod ciśnieniem zasilania komponentów, w wyniku czego waga zbiorników, które muszą być bardzo mocne, okazuje się bardzo duża. Ponadto butla ze sprężonym gazem ma również wagę i objętość gazu wypierającego elementy.

Jeżeli pojemniki na komponenty są duże, to waga zbiorników, butli i zasilania gazem osiąga tak duże wartości, że korzystanie z tego systemu staje się niemożliwe. Dlatego zasilanie butli gazowej jest stosowane w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe o niskim ciągu i krótkim czasie pracy, które są używane głównie jako akceleratory rozruchu.

2. System podawania pompy.

Schemat ideowy układu zasilania pomp przedstawiono na rys. 7. Składniki paliwa ze zbiorników 1 trafiają do pomp 2 i są dalej pompowane do komory spalania 4. Do napędzania pomp służy turbina 3. Zazwyczaj turbina i pompy dla obu składników paliwa są montowane na tym samym wale, a cała ta jednostka jest nazywana turbopompą (w skrócie ТНА ), a układ zasilania z TNA nazywa się turbopompą.

Aby aktywować THA, konieczne jest posiadanie płynu roboczego - pary lub gazu o określonym ciśnieniu. Aby uzyskać taką parę lub gaz, instalowany jest generator pary i gazu 5. Bardzo często płyn roboczy otrzymuje się z nadtlenku wodoru.

W wytwornicy pary wodnej pod działaniem katalizatora (nadmanganiany metali alkalicznych: potasu, sodu, wapnia) rozkłada się nadtlenek wodoru, powstały para (О 2 Н 2 О) w stanie pary o temperaturze 400-500 о С i ciśnienie 10-30 kg/cm 2 wchodzi do turbiny 3 i napędza ją. Nadtlenek wodoru może być dostarczany do generatora pary i gazu zarówno za pomocą sprężonego gazu obojętnego, jak i pompy napędzanej turbiną TNA. W tym drugim przypadku, aby uruchomić turbopompę, użyj specjalne urządzenie(ładunek rozruchowy), który zapewnia początkowe dostarczenie nadtlenku wodoru do generatora gazu.

Do napędu THA można również zastosować inne rodzaje generatorów gazu, w których gaz pozyskiwany jest dzięki:

A) produkty spalania pobrane bezpośrednio z komory spalania silnika;

B) produkty spalania powstałe w wyniku powolnego spalania wsadu proszkowego;

B) produkty spalania powstające podczas spalania w gazyfikatorze paliwa, na którym pracuje silnik główny. W takim przypadku dostawa komponentów paliwowych realizowana jest w taki sposób, aby paliwo było wzbogacone paliwem, tak aby temperatura gazu na wylocie gazogeneratora nie przekraczała dopuszczalna temperatura gaz przed turbiną.

W zespołach turbopompowych zwykle stosuje się częściowo aktywne turbiny jednostopniowe lub turbiny wielostopniowe ze stopniami prędkości.

Zaleca się stosowanie zasilania pompy w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe o dużym ciągu i długim czasie pracy.
^ Kształty komór spalania.
V silniki rakietowe na paliwo ciekłe Stosowane są następujące podstawowe formy komór spalania (rys. 8):

1) kulisty;

2) cylindryczny;

3) stożkowy.

^ 1. Kuliste komory spalania.

Kuliste komory spalania mają następujące zalety:

A) mają najmniejszą powierzchnię komory spalania dla danej objętości, co zmniejsza wagę komory i ułatwia organizację chłodzenia;

B) mają najmniejszą grubość ścianki.

Wady kulistej komory spalania to:

A) złożoność produkcji;

B) złożoność umieszczania dysz na powierzchni kuli.

Pomimo istniejących wad, zaleca się stosowanie komór sferycznych do silników rakietowych o dużym ciągu.
^ 2.Cylindryczne komory spalania.

Cylindryczne komory spalania mają kształt walca o stałej średnicy na całej ich długości.

Należy zauważyć zalety:

A) łatwość produkcji;

B) wygoda umieszczania dysz na głowicy komory spalania;

C) wygoda rozplanowania komór spalania w silnikach wielokomorowych.

Wady tych aparatów obejmują:

A) gorsze właściwości wytrzymałościowe w porównaniu z sferycznymi;

B) duża powierzchnia chłodząca, co utrudnia zorganizowanie chłodzenia tych komór.

Ze względów technologicznych cylindryczne komory spalania produkowane są z dyszami strumieniowymi i zdejmowanymi głowicami. Cylindryczne komory spalania są szeroko stosowane zarówno w małych, jak i dużych silnikach rakietowych.

^ 3. Stożkowe komory spalania.

W stożkowych komorach spalania zasadniczo cała komora jest częścią wlotową dyszy. Zaletą tych komór jest prostota wykonania oraz brak możliwości gromadzenia się składników paliwowych w komorze, co zapobiega wybuchowi w komorze.

Istotną wadą stożkowych komór spalania jest nacisk właściwy, który jest zmniejszony w porównaniu z innymi komorami. Dlatego komory te nie są stosowane w silnikach o dużym ciągu. Komory stożkowe są czasami używane tylko w silnikach wspomagających.
^ Rozpylanie paliwa i tworzenie mieszanki.

Na pracę silnika na paliwo płynne duży wpływ ma rozpylenie składników paliwa, gdyż od jakości rozpylenia zależy objętość komory spalania, jej sprawność i stabilność pracy.

Dla efektywności spalania płynne paliwo jego całkowite odparowanie musi być zapewnione w określonym miejscu w komorze spalania.

Urządzenia natryskowe LPRE muszą spełniać następujące podstawowe wymagania.

A) Składniki paliwa muszą być rozdrobnione na kropelki wystarczająco drobno i równomiernie.

B) Strefa tworzenia mieszanki składników paliwowych na całej długości komory spalania powinna być jak najkrótsza, gdyż w przeciwnym razie wymagana będzie stosunkowo duża objętość komory spalania, co doprowadzi do zwiększenia jej gabarytów i masy silnika .

C) Całkowite rozpylenie składników paliwa względem osi komory spalania musi być symetryczne, gdyż w przeciwnym razie płomień palącego się paliwa dotknie ściany komory spalania i spali się na niej, co może doprowadzić do przegrzania i wypalenia ściany komory spalania.

D) Urządzenie natryskowe silnika musi być konstrukcyjnie proste i tanie w produkcji.

Wtryskiwacze LPRE przeznaczone do rozpylania paliwa w komorze spalania można podzielić ze względu na następujące cechy charakterystyczne:

A) W zależności od liczby składników paliwa rozpylanych przez jedną dyszę:

Dysze jednoskładnikowe przeznaczone do atomizacji jednego składnika paliwa;

Dysze dwukomponentowe przeznaczone do jednoczesnego rozpylania dwóch składników paliwa.

B) Zgodnie z zasadą działania wtryskiwacze dzielą się na:

Strumień, dostarczający płyn do komory spalania bez zawirowania;

Odśrodkowe, w których ciecz wiruje i dzięki efektowi odśrodkowemu wpływa do komory spalania w postaci cienkiej i łatwo rozpadającej się warstewki.
^ 1. Dysze strumieniowe.
Z

dysze strumieniowe są strukturalnie podzielone na jednostrumieniowe (ryc. 9, a), dwustrumieniowe (ryc. 9, b) i wielostrumieniowe (ryc. 9, a, b).

Bardzo często wiercą się dysze strumieniowe o średnicy 1-2,5 mm w głowicy kamery. Dysze strumieniowe są najłatwiejsze w produkcji. Jednocześnie mają wady, które komplikują organizację tworzenia mieszaniny. Kąt rozpylenia jest mały dla tego typu dyszy. Strefy, w których strumień paliwa rozpada się na oddzielne kropelki w wyniku tarcia o gazy w komorze, znajdują się daleko od głowicy. Dzięki temu długość strefy natrysku jest duża, co zwiększa wymaganą objętość komory spalania.

Aby poprawić oprysk, wykonuje się dysze strumieniowe z przecinającymi się strumieniami (ryc. 9, b). W tym przypadku zderzające się ze sobą strumienie komponentów rozpadają się szybciej, w wyniku czego uzyskuje się lepszą atomizację przy krótszym płomieniu paliwa. Stożek natryskowy takiej dyszy jest większy.

Tak więc, aby skrócić strefę oprysku, uzyskać drobniejszy oprysk i równomierne rozprowadzenie składników paliwa na Przekrój Komory spalania Dysze strumieniowe są zwykle ustawione tak, aby strumienie rozpylanych cieczy przecinały się ze sobą. W takim przypadku objętość komory spalania zostanie wykorzystana w jak największym stopniu - strefa natrysku zbliży się do głowicy komory.
^ 2. Dysze odśrodkowe.

Dysze odśrodkowe dzieli się na następujące w zależności od sposobu uzyskania w nich zawirowania przepływu cieczy:

A) Styczna, w której ciecz wchodzi do wnęki dyszy przez otwór, którego oś jest prostopadła do osi dyszy, ale się z nią nie przecina. W efekcie rozpylona ciecz skręca się wokół osi dyszy, co sprzyja jej rozpadowi na kropelki (rys. 9, c).
b

) Ślimak (dysze z zawirowywaczem), w którym zawirowanie cieczy tworzy się za pomocą specjalnego zawirowywacza (świdra), który ma na swojej zewnętrznej powierzchni kanały śrubowe (rys. 9, d).

Dysze odśrodkowe dają bardzo szeroki stożek rozpylenia (do 120°) i krótki płomień paliwa. Umożliwia to zmniejszenie długości strefy rozpylania składników paliwa, a tym samym zmniejszenie wymaganej objętości komory spalania. Dysze odśrodkowe dają więc lepszą atomizację niż dysze smukłe, ale wykonanie ich i umieszczenie w głowicy komory jest trudniejsze.

n

Warunkiem lepszego spalania jest zapewnienie mieszania składników paliwa w silniku rakietowym; z reguły mieszanie składników odbywa się głównie w fazie ciekłej. W tym przypadku procesy mieszania w fazie gazowej przebiegają jednocześnie z procesem parowania. Kompletność spalania zawsze wzrasta wraz z poprawą jakości wstępnego mieszania w fazie ciekłej, w zależności od rodzaju zastosowanych składników paliwa.

Mieszanie składników płynnych można zorganizować poprzez wzajemne oddziaływanie strumieni w komorze podczas natryskiwania lub przez wstępne wymieszanie płynów, a następnie rozpylenie ich przez jedną dyszę (rys. 9, e).

Najlepsze rezultaty pod względem kompletności spalania powinno dawać wstępne mieszanie, gdyż łatwiej jest zapewnić stały stosunek składników w całym przekroju komory spalania.

Jednak z punktu widzenia bezpieczeństwa bardziej celowe jest mieszanie składników paliwa po opuszczeniu wtryskiwaczy, co jest najczęściej stosowane (rys. 10, a, b).

Duże znaczenie dla tworzenia mieszanki ma względne położenie dysz paliwa i utleniacza na głowicy komory. Należy zauważyć, że na głowicy komory spalania należy umieścić jak największą liczbę wtryskiwaczy o równomiernym ich rozmieszczeniu.

W przypadku paliw dwuskładnikowych stosuje się następujące metody wzajemnego rozmieszczenia dysz: naprzemienne, o strukturze plastra miodu i koncentryczne. W każdej z tych metod wtryskiwacze paliwa muszą znajdować się na obwodzie głowicy komory spalania. Ma to na celu zapobieganie wypalaniu się ścianek komory spalania, gdy uderzają w nie strumienie utleniacza.
^ Układ dysz w szachownicę.
V

W takim przypadku dysze paliwa i utleniacza są przesunięte, naprzemiennie ze sobą (ryc. 11, a). Wadą takiego układu dysz jest to, że liczba dysz paliwowych jest w przybliżeniu równa liczbie dysz utleniacza, a ponieważ masowe natężenie przepływu utleniacza jest zwykle 2-4 razy większe niż masowe natężenie przepływu paliwa, wtedy przy takim układzie dysze utleniacza mają znacznie większe natężenie przepływu utleniacza niż paliwo. Ta okoliczność ma negatywny wpływ na tworzenie mieszanki, ponieważ silny strumień utleniacza miesza się słabo ze stosunkowo słabym strumieniem paliwa.

^ Komórkowy układ wtryskiwaczy.
Dzięki tej metodzie uzyskuje się wzrost liczby dysz utleniacza w porównaniu z liczbą dysz paliwa (ryc. 11, b). W układzie o strukturze plastra miodu każda dysza paliwowa jest otoczona sześcioma dyszami utleniacza. Jednocześnie natężenia przepływu w dyszach utleniacza są zbliżone do natężenia przepływu wtryskiwaczy paliwa, co zapewnia dobre rozpylenie paliwa.
^ Koncentryczne rozmieszczenie dysz.
W takim przypadku paski wtryskiwaczy paliwa i utleniacza zmieniają się naprzemiennie (ryc. 11, c). Wygoda tej metody polega na tym, że upraszcza ona dostarczanie składników paliwa do wtryskiwaczy.
^ Spalanie paliwa w silniku rakietowym.
Proces spalania paliwa w silniku rakietowym na paliwo ciekłe różni się znacznie od podobnego procesu w szybkoobrotowym silniku odrzutowym. Rozważmy stabilny tryb pracy komory silnika rakietowego.

Główne cechy procesu spalania to:

A) Wysokie naprężenia termiczne w objętości komory spalania.

B) W komorze LPRE spalanie zachodzi pod wysokimi ciśnieniami sięgającymi 50-100 kg/cm 2 i więcej. Ze względu na wysokie temperatury i ciśnienia panujące w komorze silnika, specjalne wymagania na odporność cieplną metalu, z którego jest wykonana, i na jego chłodzenie, ponieważ w tych warunkach w ścianie komory powstają bardzo duże strumienie ciepła.

C) Krótki czas przebywania paliwa w komorze. Przez czas przebywania paliwa w komorze silnika rozumie się: Średnia wartość czas, w którym paliwo i powstałe z niego produkty spalania znajdują się w komorze. Dla jak najpełniejszego spalania w krótkim czasie konieczne jest zapewnienie bardzo dobrego wymieszania składników paliwa.

NS

Jeśli chodzi o przebieg procesu spalania, komorę silnika na paliwo ciekłe należy podzielić na trzy strefy wzdłuż jej długości (rys. 12).
Pierwsza strefa ( 2- k) - obszar atomizacji komponentów paliwowych. Znajduje się w bezpośrednim sąsiedztwie dysz. Długość tej strefy jest zdeterminowana konstrukcją głowicy spalania i rodzajem wtryskiwaczy. Strefa ta jest dłuższa dla prostych dysz strumieniowych niż dla dysz odśrodkowych.

Druga strefa ( k- ja) - strefa grzania, parowania i mieszania paliwa. Jest to podgrzewane, odparowywane i mieszane składniki paliwowe. Spalanie rozpoczyna się częściowo w tej strefie. Ciepło potrzebne do nagrzania i odparowania w pierwszej i drugiej strefie jest doprowadzane do kropel paliwa w wyniku silnego promieniowania produktów spalania oraz w wyniku wstecznych prądów wirowych gazu zachodzących na głowicy.

Trzecia strefa ( ja-3 ) - strefa spalania. W tej strefie zachodzi sam proces spalania. Na końcu trzeciej strefy w mieszanka gazowa produkty spalania są ustalone termodynamicznie

Równowaga. Wątek ( ^ 3-4 ) odnosi się do dyszy silnika.

W początkowych strefach (do przekroju) m- m) temperatura gazu jest nadal stosunkowo niska, a w konsekwencji szybkość reakcji chemicznej jest również niska. Więc wszystko wyparowało i paliwo mieszane spala się tutaj nie od razu, ale stopniowo, zgodnie z szybkością reakcji chemicznej. Ta część strefy nazywana jest kinetycznym obszarem spalania.

Wzrost temperatury prowadzi do gwałtownego wzrostu prędkości reakcje chemiczne... Począwszy od określonej wartości temperatury, całe zmieszane paliwo wypala się niemal natychmiast. Tutaj szybkość spalania zależy od szybkości mieszania składników.
^ Silniki rakietowe na ciecz chłodzącą.
Jednym z głównych zadań przy tworzeniu silnika rakietowego na paliwo ciekłe jest zapewnienie niezawodnego chłodzenia komory spalania i jej dyszy.

Zapewnienie niezawodnego chłodzenia determinuje żywotność silnika na paliwo ciekłe, czyli jego zasoby.

W porównaniu z chłodzeniem innych silników cieplnych, organizacja komory spalania i dyszy silnika rakietowego na paliwo ciekłe jest znacznie skomplikowana. Proces spalania w silniku rakietowym na paliwo ciekłe odbywa się w wysokich temperaturach i wysokie ciśnienie... Oba te czynniki przyczyniają się do zwiększenia strumieni ciepła do ścian komory.

I tak np. temperatury gazów w komorze spalania osiągają wartości ~3500 о С i więcej. Popularne materiały konstrukcyjne topią się w znacznie niższych temperaturach:

Stal - 1400-1500 о С

Miedź - 1083 o C

Aluminium - 675 o C

Magnez - 651 o C.

Materiały grzewcze prowadzą do zmniejszenia ich właściwości mechaniczne, a także blaknięciem materiału ściennego.

Ponieważ silniki rakietowe na paliwo ciekłe są używane do pocisków lub w różnych samolotach, mogą być używane do chłodzenia silnika specjalny płyn irracjonalny. Zazwyczaj silniki rakietowe na paliwo ciekłe są chłodzone składnikami paliwa, przepuszczając je do komory spalania przez płaszcz chłodzący (chłodzenie zewnętrzne). Stwarza to specjalne wymagania dla komponentów paliwowych i układu chłodzenia, ponieważ szybkość przepływu komponentów chłodzących przechodzących przez płaszcz jest ograniczona.

Istnieją trzy główne rodzaje chłodzenia silnika na paliwo ciekłe: zewnętrzne, wewnętrzne i pojemnościowe.

1. 
   ^ Chłodzenie zewnętrzne.

W przypadku dużej szybkości odprowadzania ciepła, ruch elementu chłodzącego jest przeciwny do ruchu gazów w komorze silnika (przeciwprąd).

Składniki paliwa stosowane jako chłodziwa muszą mieć następujące właściwości: nie mogą gotować się i rozkładać pod wpływem wysoka temperatura, a także nie powinien wchodzić w reakcje z materiałami ścianek koszuli.

Rozwiązanie problemu chłodzenia silnika na paliwo ciekłe sprowadza się do tego, że w danych warunkach pracy silnika (ciśnienie w komorze spalania, natężenie przepływu chłodziwa i temperatura produktów spalania) spełnia następujące warunki:

A) temperatura ściany po stronie gazowej musi mieć taką wartość, która zapewnia niezbędną wytrzymałość ściany;

B) temperatura cieczy (składnik paliwa na wylocie z płaszcza chłodzącego nie powinien przekraczać temperatury wrzenia.
^ 2. Chłodzenie wewnętrzne.

Dzięki wewnętrznemu chłodzeniu komora silnika jest chroniona przed wypaleniem, tworząc przy ściance warstwę gazu i cieczy o niskiej temperaturze w porównaniu do temperatury rdzenia przepływowego. Ta warstwa jest powszechnie nazywana warstwą ciemieniową.

Jeżeli podczas chłodzenia zewnętrznego zadanie sprowadza się do jak najskuteczniejszego odprowadzenia ciepła z gazów na ścianę, to przy chłodzeniu wewnętrznym zadaniem jest zwykle wykorzystanie paliwa poprzez wytworzenie warstwy ściany. W niektórych przypadkach do chłodzenia wewnętrznego może być doprowadzona woda lub specjalna ciecz. Paliwo podawane jest przez dysze umieszczone koncentrycznie na obwodzie głowicy komory silnika oraz przez specjalne pasy transmisyjne, które można zamontować na całej długości komory (rys. 13). Paliwo wchodzące do komory silnika pod wpływem przepływu produktów spalania rozchodzi się grubą warstwą wzdłuż ścianki komory. Pod wpływem przepływów ciepła rozprzestrzenia się i pod warstwą cieczy tworzy się ochronna warstwa par gazu (ryc. 14). W ten sposób uzyskuje się dwie warstwy ochronne, składające się z pary i cieczy,

V

W postaci parowania cieczy grubość warstwy pary nad cieczą zwiększa się w kierunku ruchu strumienia produktów spalania i ostatecznie cała ciecz odparowuje. Za tą sekcją następuje stopniowa erozja kurtyny parowej. Jednak intensywność erozji warstwy parowej jest stosunkowo niewielka, a zatem działanie ochronne warstwy parowej utrzymuje się przez pewną wartość (około 10 cm).

NS

Ponieważ warstwa pary jest grubsza niż warstwa cieczy, a przewodność cieplna pary jest wielokrotnie niższa niż przewodność cieplna cieczy, opór cieplny warstwy pary jest kilkakrotnie wyższy niż opór cieplny warstwy cieczy. Dlatego główną warstwą ochronną jest warstwa parowa.

Różnorodność chłodzenie wewnętrzne to tak zwane „chłodzenie porowate”. W tym przypadku ścianka komory silnika wykonana jest z porowatego metalu. Chłodziwo wpływa przez bardzo małe otwory, równomiernie rozmieszczone na całej powierzchni komory (rys. 15). Jako chłodziwo o porowatej ściance można stosować zarówno ciecz, jak i gaz.

Główną wadą istniejących materiałów porowatych jest ich niska wytrzymałość oraz możliwość zatykania porów podczas pracy silnika.

Przy chłodzeniu wewnętrznym chłodnica, dodatkowo wchodząc do komór, nie uczestniczy w pełni w procesie spalania, a łączne jednostkowe zużycie paliwa silnika na paliwo ciekłe w tym przypadku jest większe niż jednostkowe zużycie paliwa silników z chłodzeniem zewnętrznym. Dlatego obecnie ściany komory LPRE są chronione przed wypaleniem za pomocą chłodzenia kombinowanego.

1. 
   ^ Połączone chłodzenie.

W przypadku chłodzenia kombinowanego główne odprowadzanie ciepła odbywa się przez chłodzenie zewnętrzne, a w innych przypadkach niebezpieczne miejsca dodatkowo kurtyny ochronne rozmieszczone są z wykorzystaniem chłodzenia wewnętrznego (rys. 16). Najbardziej niebezpieczna jest część krytyczna dyszy.

^ 4. Ochrona ścianek komory silnika na paliwo ciekłe przed wypaleniem powłoki ochronne lub przez akumulację ciepła.
W celu ochrony ścian komory silnika przed wypaleniem stosuje się również ceramikę ogniotrwałą, którą układa się po wewnętrznej stronie ścianki komory. Największa aplikacja zawiera „Niofax”, który jest związkiem karborundu z azotanami krzemu. Powłoka ta pozwala na temperaturę gazów w komorze spalania do 300°K, at ciągła praca silnik 40-50 sek.

W silniku rakietowym na paliwo ciekłe o działaniu krótkotrwałym (jednorazowym) (10-15 sek) komory silnika w celu ochrony przed spaleniem są czasami wykonane z bardzo grubych ścianek z materiału bardzo przewodzącego ciepło. Strumień ciepła wchodzący w ścianki komory, ze względu na dobre przewodnictwo cieplne, jest szybko wchłaniany i rozchodzi się po całej masie metalu, a tym samym kumuluje się niejako w ściankach komory.
Wniosek.

Silniki odrzutowe na ciecz znajdują szerokie zastosowanie w technice lotniczej i kosmicznej. Ze względu na obecność utleniacza rakiety z silnikami na paliwo ciekłe mogą być również używane w przestrzeni bezpowietrznej. Ze względu na tę jakość rakiety z paliwem płynnym są szeroko stosowane w lotach kosmicznych. Jednak silniki rakietowe mają szereg wad, z których jedną jest złożoność i wysoki koszt produkcji, w niektórych przypadkach bardziej odpowiednie jest stosowanie innych typów silników na pociskach.

^ Lista wykorzystanej literatury.

1. 
   Silniki lotnicze. Burtsev O.N., Govorov A.N., Malkov A.N., Nikitin D.G., Orlov P.V. Pod redakcją D.G. Nikitin. 1964 g.
2. 
   Podstawy teoretyczne projektowania silników rakietowych na paliwo ciekłe. Shevelyuk MI 1960 g.
3. 
   Teoria silników odrzutowych. Przepływ pracy i charakterystyka. Steczkin B.S. i in. 1958

1) Badanie schematu i zasady działania silnika rakietowego na paliwo ciekłe (LRE).

2) Wyznaczenie zmiany parametrów płynu roboczego na drodze komory LPRE.

1. OGÓLNE INFORMACJE O LRE

2.1. Skład LPRE

Silnik odrzutowy nazywa się urządzenie techniczne, tworząc ciąg w wyniku wypływu z niego płynu roboczego. Silniki odrzutowe zapewniają przyspieszenie poruszających się pojazdów różne rodzaje.

Silnik rakietowy jest silnik odrzutowy, wykorzystując do pracy wyłącznie substancje i źródła energii dostępne na pokładzie poruszającego się pojazdu.

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe (LRE) to silnik rakietowy, który do działania wykorzystuje paliwo (pierwotne źródło energii i płyn roboczy) w stanie skupienia cieczy.

Silnik rakietowy w przypadek ogólny zawiera:

2 jednostki turbopompowe (TNA);

3-generatory gazu;

4- rurociągi;

5- automatyka;

6- urządzenia wspomagające

Jeden lub więcej silników rakietowych na paliwo ciekłe, w połączeniu z układem pneumohydraulicznym (PGS) do dostarczania paliwa do komór silnika oraz jednostki pomocnicze stopnie rakietowe, stanowią system napędu rakietowego na paliwo ciekłe (LRE).

Jako ciekłe paliwo rakietowe (LRT) stosuje się substancję lub kilka substancji (utleniacz, paliwo), które są zdolne do tworzenia produktów spalania (rozkładu) w wysokiej temperaturze w wyniku egzotermicznych reakcji chemicznych. Produkty te są płynem roboczym silnika.

Każda komora LRE składa się z komory spalania i dyszy. W komorze LPRE pierwotna energia chemiczna paliwa ciekłego zamieniana jest na końcową energię kinetyczną gazowego płynu roboczego, w wyniku czego powstaje siła reakcji komory.

Oddzielny zespół turbopompy LPRE składa się z pomp i napędzającej je turbiny. TNA zapewnia dostawę składników paliw płynnych do komór i generatorów gazu silnika rakietowego na paliwo ciekłe.

Gazogenerator LPRE to zespół, w którym paliwo główne lub pomocnicze jest przetwarzane na produkty wytwarzania gazu wykorzystywanego jako płyn roboczy turbiny i korpusów roboczych układu ciśnieniowego zbiorników z elementami LPR.

System automatyki silnika na paliwo ciekłe jest kombinacją urządzeń (zaworów, regulatorów, czujników itp.) różnego typu: elektrycznego, mechanicznego, hydraulicznego, pneumatycznego, pirotechnicznego itp. Zespoły automatyki zapewniają rozruch, sterowanie, regulację i wyłączenie silnik na paliwo ciekłe.

Parametry LPRE

Główne parametry ciągu silnika rakietowego to:

Siła reaktywna silnika rakietowego - R - powstałe siły gazowe i hydrodynamiczne działające na wewnętrzne powierzchnie silnika rakietowego, gdy substancja z niego wypływa;

Ciąg LRE - R - wypadkowa siły reakcji silnika na paliwo ciekłe (R) i wszystkich sił nacisku środowisko które działają na zewnętrzne powierzchnie silnika, z wyjątkiem sił zewnętrznych opór aerodynamiczny;

Impuls ciągu LPRE - I - całka ciągu LPRE w funkcji czasu jego działania;

Impuls właściwy ciągu silnika rakietowego - I y - stosunek ciągu (P) do przepływ masy paliwo () silnik rakietowy.

Głównymi parametrami charakteryzującymi procesy zachodzące w komorze silnika rakietowego są ciśnienie (p), temperatura (T) i natężenie przepływu (W) produktów spalania (rozkładu) ciekłego paliwa rakietowego. Jednocześnie szczególnie podkreślone są wartości parametrów na wlocie dyszy (wskaźnik sekcji „c”), a także w sekcji krytycznej („*”) i wylotowej („a”) dyszy.

Obliczenia wartości parametrów na różnych odcinkach toru dysz silnika na paliwo ciekłe oraz wyznaczenie parametrów ciągu silnika przeprowadza się zgodnie z odpowiednimi równaniami termogazdynamiki. Przybliżoną technikę takiego obliczenia omówiono w rozdziale 4 niniejszej instrukcji.

1. SCHEMAT I ZASADA DZIAŁANIA LRE „RD-214”

3.1. ogólna charakterystyka Silnik rakietowy "RD-214"

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-214 jest używany w praktyce krajowej od 1957 roku. Od 1962 r. jest montowany na pierwszym etapie wielostopniowych rakiet Kosmos, za pomocą których wiele satelitów serii Kosmos i Interkomos zostało wystrzelonych na orbity bliskie Ziemi.

Silnik rakietowy RD-214 ma układ pompowania paliwa. Silnik pracuje na wysokowrzącym utleniaczu kwasu azotowego (roztwór tlenków azotu w kwasie azotowym) i paliwie węglowodorowym (produkty przerobu nafty). Do generatora gazu wykorzystywany jest specjalny składnik - ciekły nadtlenek wodoru.

Główne parametry silnika mają następujące znaczenie:

Napór w pustkę P p = 726 kN;

Specyficzny impuls ciągu w pustce I opakowanie = 2590 N × s / kg;

Ciśnienie gazu w komorze spalania p k = 4,4 MPa;

Współczynnik rozszerzalności gazu w dyszy e = 64

LPRE „RD-214” (rys. 1) składa się z:

Cztery komory (poz. 6);

Jedna jednostka turbopompy (TNA) (poz. 1, 2, 3, 4);

Generator gazu (poz. 5);

Rurociąg;

Jednostki automatyki (poz. 7, 8)

Silnik TNA składa się z pompy utleniacza (poz. 2), pompy paliwa (poz. 3), pompy nadtlenku wodoru (poz. 4) i turbiny (poz. 1). Wirnik (wirujące części) pomp i turbina są połączone jednym wałem.

Zespoły i zespoły zapewniające dostawę komponentów do komory silnika, generatora gazu i turbiny są połączone w trzy odrębne systemy - autostrady:

System zasilania utleniaczem

Układ zasilania paliwem

System wytwarzania pary i gazu nadtlenku wodoru.

Rys. 1. Schemat silnika rakietowego na paliwo ciekłe

1 - turbina; 2 - pompa utleniacza; 3 - pompa paliwa;

4 - pompa nadtlenku wodoru; 5 - generator gazu (reaktor);

6 - komora silnika; 7, 8 - elementy automatyki.

3.2. Charakterystyka jednostek silników rakietowych RD-214

3.2.1. komora LRE

Cztery komory silnika rakietowego są połączone śrubami w jeden blok w dwóch sekcjach.

Każda komora silnika na paliwo ciekłe (poz. 6) składa się z głowicy mieszającej i obudowy. Głowica mieszająca zawiera dno górne, środkowe i dolne (ogniowe). Wnęka na utleniacz jest utworzona pomiędzy górnym i środkowym dnem, a wnęka na paliwo jest utworzona pomiędzy środkowym i ognistym dnem. Każda z wnęk jest połączona z wewnętrzną objętością obudowy silnika za pomocą odpowiednich dysz.

W procesie pracy silnika na paliwo ciekłe przez głowicę mieszającą i jej dysze odbywa się doprowadzenie, atomizacja i mieszanie składników paliw płynnych.

Obudowa komory silnika na paliwo ciekłe zawiera część komory spalania i dyszę. Dysza silnika rakietowego na paliwo ciekłe jest naddźwiękowa, ma części zbieżne i rozbieżne.

Korpus komory silnika na paliwo ciekłe jest dwuścienny. Wewnętrzna (ogniowa) i zewnętrzna (moc) ściana korpusu są połączone przekładkami. W tym przypadku za pomocą przekładek między ścianami formowane są kanały traktu chłodzenie cieczą mieszkania. Jako chłodziwo stosuje się paliwo.

Podczas pracy silnika paliwo dostarczane jest do ścieżki chłodzenia specjalnymi rurami kolektora umieszczonymi na końcu dyszy. Po przejściu ścieżki chłodzenia paliwo wchodzi do odpowiedniej wnęki głowicy mieszającej i jest wprowadzane przez dysze do komory spalania. Jednocześnie utleniacz wchodzi do komory spalania przez inną wnękę głowicy mieszającej i odpowiednie dysze.

W objętości komory spalania następuje atomizacja, mieszanie i spalanie składników paliw płynnych. W rezultacie powstaje gazowy płyn roboczy silnika o wysokiej temperaturze.

Następnie w dyszy naddźwiękowej energia cieplna płynu roboczego zamieniana jest na energię kinetyczną jego strumienia, po wygaśnięciu której powstaje ciąg silnika na paliwo ciekłe.

3.2.2. Generator gazu i jednostka turbopompy

Wytwornica gazu (rys. 1, poz. 5) to zespół, w którym ciekły nadtlenek wodoru w wyniku egzotermicznego rozkładu przekształcany jest w wysokotemperaturowy parowy płyn roboczy turbiny.

Zespół turbopompy zapewnia ciśnieniowe dostarczanie składników ciekłego paliwa do komory i generatora gazu silnika.

TNA składa się z (ryc. 1):

Śrubowa pompa odśrodkowa utleniacza (poz. 2);

Śrubowa odśrodkowa pompa paliwowa (poz. 3);

Pompa odśrodkowa nadtlenku wodoru (poz. 4);

Turbina gazowa(przedmiot 1).

Każda pompa i turbina ma nieruchomy stojan i obracający się wirnik. Wirniki pomp i turbin są wspólny wał, składający się z dwóch części, które są połączone sprężyną.

Turbina (poz. 1) napędza pompy. Głównymi elementami stojana turbiny są obudowa i aparat dyszowy, a wirnik to wał i wirnik z łopatkami. Podczas pracy, z generatora gazu do turbiny dostarczany jest gaz parowy nadtlenek. Gdy para wodna przechodzi przez aparat dyszowy i łopatki wirnika turbiny, jej energia cieplna zamieniana jest na energię mechaniczną obrotu koła i wału wirnika turbiny. Zużyty gaz parowy jest gromadzony w kolektorze wylotowym obudowy turbiny i odprowadzany do atmosfery przez specjalne dysze ściekowe. Stwarza to dodatkowy ciąg dla silnika na paliwo ciekłe.

Pompy utleniacza (poz. 2) i paliwa (poz. 3) są typu śrubowo-odśrodkowego. Głównymi elementami każdej z pomp są obudowa i wirnik. Wirnik posiada wał, ślimak i wirnik odśrodkowy z łopatkami. Podczas pracy energia mechaniczna jest dostarczana z turbiny do pompy przez wspólny wał, który zapewnia obrót wirnika pompy. W wyniku działania łopatek ślimaka i koła odśrodkowego na pompowany przez pompy płyn (składnik paliwowy) energia mechaniczna obrotu wirnika pompy zamieniana jest na energię potencjalną ciśnienia płynu, które zapewnia doprowadzenie składnika do komora silnika. Ślimak przed wirnikiem odśrodkowym pompy jest zainstalowany w celu wstępnego zwiększenia ciśnienia płynu na wlocie do kanałów międzyłopatkowych wirnika w celu zapobieżenia zimnemu wrzeniu płynu (kawitacji) i przerwaniu jego ciągłości. Naruszenie ciągłości przepływu składników może spowodować niestabilność procesu spalania paliwa w komorze silnika, a w konsekwencji niestabilność pracy całego silnika na paliwo ciekłe.

Pompa odśrodkowa (poz. 4) służy do dostarczania nadtlenku wodoru do generatora gazu. Stosunkowo niskie zużycie składnika stwarza warunki do bezkawitacyjnej pracy pompy odśrodkowej bez instalowania przed nią wstępnej pompy śrubowej.

3.3. Jak działa silnik

Uruchamianie, sterowanie i zatrzymywanie silnika odbywa się automatycznie za pomocą poleceń elektrycznych z tablicy rakietowej do odpowiednich elementów automatyki.

Do początkowego zapłonu elementów paliwowych stosuje się specjalne paliwo rozruchowe, samozapłon z utleniaczem. Paliwo startowe początkowo wypełnia niewielki odcinek rurociągu przed pompą paliwową. W momencie uruchomienia silnika na paliwo płynne paliwo rozruchowe i utleniacz wchodzą do komory, ulegają samozapłonowi i dopiero wtedy do komory zaczynają być dostarczane główne składniki paliwa.

W procesie pracy silnika utleniacz przechodzi sekwencyjnie przez elementy i zespoły linii (układu), w tym:

Zawór rozdzielający;

Pompa utleniacza;

Zawór utleniacza;

Głowica mieszająca komory silnika.

Strumień paliwa przepływa przez linię zawierającą:

Zawory rozdzielające;

Pompa paliwowa;

Kolektor i ścieżka chłodzenia komory silnika;

Głowica mieszająca komorowa.

Nadtlenek wodoru i powstająca para i gaz przechodzą sekwencyjnie przez elementy i jednostki systemu wytwarzania pary i gazu, w tym:

Zawór rozdzielający;

Pompa nadtlenku wodoru;

Reduktor hydrauliczny;

Generator gazu;

Dysza turbiny;

Łopatki wirnika turbiny;

Kolektor turbinowy;

Dysze do odpadów.

W wyniku ciągłego dopływu składników paliwowych przez zespół turbopompy do komory silnika, ich spalenia z wytworzeniem wysokotemperaturowego płynu roboczego i wypływu płynu roboczego z komory, napór cieczy miotającej tworzony jest silnik.

Zmienność wartości ciągu silnika podczas jego pracy zapewnia zmiana natężenia przepływu nadtlenku wodoru dostarczanego do wytwornicy gazu. Zmienia to moc turbiny i pomp, a w konsekwencji dopływ składników paliwowych do komory silnika.

Silnik na paliwo ciekłe jest wyłączany w dwóch etapach za pomocą elementów automatyki. Z trybu głównego silnik najpierw przechodzi w końcowy tryb pracy z niższym ciągiem i dopiero wtedy zostaje całkowicie wyłączony.

1. PROCEDURA PRACY

4.1. Zakres i kolejność prac

W trakcie wykonywania pracy kolejno wykonywane są następujące czynności.

1) Badany jest schemat silnika rakietowego RD-214. Uwzględniono cel i skład silnika na paliwo ciekłe, konstrukcję zespołów, zasadę działania silnika.

2) Pomiar jest wykonywany parametry geometryczne dysze silników rakietowych. Znaleziono średnicę sekcji wlotowej („c”), krytycznej („*”) i wylotowej („a”) dyszy (Dc, D*, Da).

3) Oblicza się wartość parametrów cieczy roboczej silnika rakietowego na paliwo ciekłe w sekcji dolotowej, krytycznej i wylotowej dyszy silnika rakietowego na paliwo ciekłe.

Na podstawie wyników obliczeń budowany jest uogólniony wykres zmian temperatury (T), ciśnienia (p) i prędkości (W) płynu roboczego na torze dyszy (L) silnika na paliwo ciekłe.

4) Parametry ciągu silnika rakietowego są określane w trybie projektowym pracy dyszy ().

4.2. Wstępne dane do obliczenia parametrów silnika rakietowego RD-214

Ciśnienie gazu w komorze (patrz opcja)

Temperatura gazów w komorze

Stała gazowa

Wykładnik izoentropy

Funkcjonować

Zakłada się, że procesy w komorze przebiegają bez strat energii. W tym przypadku współczynniki strat energii w komorze spalania i dyszy są odpowiednio równe

Obliczany jest tryb pracy dyszy (indeks " r»).

Pomiar określa:

Średnica gardzieli dyszy;

Średnica sekcji wylotowej dyszy.

4.3. Kolejność obliczania parametrów silnika na paliwo ciekłe

A) Parametry w sekcji wylotowej dyszy („a”) są określane w następującej kolejności.

1) Obszar wylotu dyszy

2) Obszar gardzieli dyszy

3) Geometryczny współczynnik rozszerzalności gazu