Modernization of fuel submission systems of liquid rocket engines OF UPPER STAGES on the basis of innovative technical decisions

Толық мәтін

Введение. Основной особенностью современной отечественной космонавтики является широкое использование автоматических космических аппаратов различного типа, назначения и конструкции. Вывод космических аппаратов информационного и навигационного назначения на рабочие орбиты с высокой точностью позиционирования, перевод научно-исследовательских аппаратов с опорных орбит на отлетные траектории для полета в дальний космос и другие сложные задачи освоения космического пространства обеспечиваются ракетными транспортными системами, в состав которых входят специализированные средства выведения, получившие наименование «разгонные блоки». Характерной особенностью этих двигательных установок является их относительная универсальность и автономность по отношению как к полезным нагрузкам, так и к ракетам-носителям, доставляющим их вместе c космическими аппаратами на низкие опорные орбиты. В ходе выполнения транспортных операций разгонные блоки должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки полета по переходным орбитам. К маршевым двигателям разгонных блоков предъявляются требования по повышенной энергетической эффективности и надежности, длительному пребыванию в режиме стартовой готовности, продолжительному времени работы и многократному запуску. Поэтому при выборе параметров ЖРД разгонного блока обязательным является согласование его характеристик с параметрами ДУ как на основе прямых зависимостей между ними, так и по комплексной оценке подсистем, входящих в состав ДУ и разгонного блока в целом [1]. Таким образом, двигательные установки современных отечественных разгонных блоков представляют собой технические системы, обеспечивающие хранение необходимого для полета запаса топлива, а также подачу топлива с уровнем давлений и расходов, необходимым для создания требуемых импульсов тяги и управляющих моментов. Направления модернизации двигательных уста-новок. Конструкторским бюро химического машиностроения имени А. М. Исаева (КБ Химмаш) - филиалом ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева» разработаны двигатели С5.92 и 14Д30 для разгонных блоков «Фрегат», «Фрегат-СБ», «Бриз-М», которые успешно эксплуатируются при выводе космических аппаратов на различные орбиты ракетами-носителями типа «Союз», «Зенит», «Протон». Данные двигатели обладают высокими техническими характеристиками и показателями надежности, серийно выпускаются собственным опытным производством КБ Химмаш в течение длительного времени [2]. Вместе с тем в результате научно-исследовательских работ, проведенных в КБ Химмаш в сотрудничестве с рядом научных организаций ракетно-космической отрасли и аэрокосмических вузов, в том числе и с СибГАУ, получены оригинальные инновационные технические решения, практическое использование которых позволяет провести модернизацию систем топливоподачи двигателей и, соответственно, повысить показатели их энергетической эффективности, улучшить массово-габаритные характеристики и расширить возможности эксплуатации двигателей в составе перспективных разгонных блоков. Одной из актуальных научно-технических задач является совершенствование системы подачи топлива двигателя 14Д30, который используется в качестве маршевого двигателя в разгонном блоке «Бриз-М». Однокамерный двигатель 14Д30 с турбонасосной системой топливоподачи выполнен по открытой схеме (без дожигания генераторного газа). Компоненты топлива самовоспламеняющиеся: горючее - НДМГ, окислитель - азотный тетроксид (АТ). Двигатель однорежимный, многократного включения, создает силу тяги вдоль продольной оси разгонного блока, а также управляющие моменты по углам тангажа и рыскания, что обеспечивается карданным подвесом камеры ЖРД. Тяга двигателя составляет 2000 кгс, удельный импульс - 328,1 с, масса конструкции - 99 кг. Основным органом системы подачи двигателя является турбонасосный агрегат (ТНА), параметры и характеристики которого определяют общую энергоэффективность ЖРД. Турбонасосные агрегаты, разработанные в КБ Химмаш, обладают определенными конструктивными особенностями [3; 4], которые учитываются при проведении экспериментальных и опытно-конструкторских работ в этом направлении. 27. Совершенствование конструкции гидравлического тракта. Модернизация конструкции газогидравлического тракта ТНА двигателя проводится на основе отечественных и зарубежных научно-теоретических исследований [5-9], а также базируется на результатах значительного объема экспериментальных работ предприятия. Для повышения антикавитационных качеств насосов горючего и окислителя разработана принципиально новая конструкция входа в насос (рис. 1), которая обеспечивает значительное увеличение критического кавитационного коэффициента Скр с 4000-5000 ед. до 8000 ед. [10]. Схемой данного конструкторского решения [11] предусмотрена установка дополнительного малоразмерного бустерного шнека 3 на входе в лопастную зону шнекоцентробежного насоса. Назначение бустерного шнека 3 заключается в повышении давления компонента перед предвключенным шнеком 6. Наружный диаметр бустерного шнека принимается из расчета, чтобы скорость обтекания его выходных кромок не превышала допускаемого значения скорости для заданного давления компонента на входе в насос из условия бескавитационной работы [12]: (1) где Рвх - давление жидкости на входе в насос; Рп - давление паров жидкости при данной температуре; - эмпирический кавитационный коэффициент, учитывающий характер течения от входа в насос до лопаток колеса; плотность жидкого компонента топлива; w1 - относительная скорость жидкости на входе в насос. Выражение (1) описывает физическую картину кавитационного процесса, при котором кавитационная каверна в шнекоцентробежном насосе появляется на периферии входной кромки шнека и находится в зависимости от величины давления на входе в насос и скорости обтекания лопаток шнека. Одной из особенностей рассматриваемой конструкции является оригинальная геометрическая форма пилонов 4, обеспечивающих крепление втулки подшипника, установленного между бустерным и предвключенными шнеками. Пилоны выполнены в виде спрямляющего аппарата и представляют собой лопатки, входные и выходные концы которых загнуты по направлению вектора угловой скорости вращения ротора насоса. Угол установки входной части лопатки пилона соответствует направлению абсолютной скорости потока жидкости на выходе из бустерного шнека. Угол установки выходной части лопатки согласован с расходной скоростью потока. На рис. 2 показан план скоростей потока на входе в предвключенный шнек. Значительным преимуществом данной комбинации осевых шнековых колес являются минимальные потери энергии потока при его переходе от бустерного шнека к предвключенному шнеку, что способствует повышению антикавитационных качеств и кпд насоса. Для повышения антикавитационных качеств шнекоцентробежного насоса целесообразно также использовать утечки жидкого компонента через щелевое уплотнение заднего бурта центробежного колеса. На рис. 3 представлена перспективная конструкция подобного технического решения, обеспечивающего передвижение утечек по замкнутому контуру при минимальных потерях расходного кпд насоса. Жидкость через щелевое уплотнение по заднему бурту 3 через отверстия перепуска 5 в ступице колеса поступает в приемную камеру 6, затем в лопастную систему 7 колеса 2. Через щелевое уплотнение по переднему бурту 8 утечки вновь поступают на вход в колесо, создавая тем самым внутреннюю циркуляцию утечек в насосе. 28. В результате комплексного решения задачи повышения антикавитационных качеств насосов и одновременно уменьшения габаритных размеров ТНА разработана конструкция насоса с радиальным входным патрубком (рис. 4). 1 Рис. 1. Конструкция насоса с осевым входом: 1 - корпус насоса; 2 - вал; 3 - бустерный шнек; 4 - пилоны; 5 - подшипник; 6 - предвключенный шнек; 7 - центробежное колесо 2 Рис. 2. План скоростей на входе в шнек насоса: 1 - окружная скорость на входной кромке лопатки шнека; 2 - расходная скорость потока; 3 - относительная скорость обтекания входной кромки шнека; 4 - абсолютная скорость потока 5 Рис. 3. Конструкция шнекоцентробежного насоса с передвижением утечек по замкнутому контуру: 1 - корпус насоса; 2 - центробежное колесо; 3 - щелевое уплотнение по заднему бурту; 4 - щелевое уплотнение гидрозатвора (импеллера); 5 - отверстие перепуска; 6 - приемная камера; 7 - лопастная система обтекания; 8 - щелевое уплотнение по переднему бурту 4 Рис. 4. Конструкция насоса с радиальным входом: 1 - винтовой насос; 2 - подшипник; 3 - камера смешения; 4 - конфузоры; 5 - камера высокого давления; 6 - отверстия подвода жидкости в камеру смешения; 7 - диффузоры; 8 - импеллер; 9 - отверстия подвода жидкости; 10 - входной патрубок В зазоре между корпусом - обтекателем подшипника и валом установлен винтовой насос 1. Его функциональное назначение - обеспечить дозированный (расчетный) расход охлаждающей жидкости через подшипник и повысить давление компонента на входе в шнекоцентробежный насос [13]. Для повышения эффективности работы винтового насоса используется система конфузоров 4 и диффузоров 7, в которых реализуется энергия, полученная жидкостью при работе импеллера 8, и тем самым повышается давление на входе в винтовой насос и на выходе из винтового насоса. Стабильная и устойчивая работа этой гидравлической системы обеспечивается настройкой перепада давления, удерживаемого импеллером [14]. Величина перепада давлений определяется по формуле: (2) где Римп - давление на периферии импеллера по наружному диаметру Dимп; Рг - давление в газовой полости импеллера (полости дренажа); r - плотность жидкости; w - угловая скорость ротора ТНА; φ -коэффициент напора (для открытого лопаточного импеллера принимается φ = 0,83-0,9); Dг - диаметр раздела газовой и жидкостной фаз на лопаточной стороне импеллера. Данное техническое решение позволяет уменьшить осевые габариты насоса, а также повысить критический кавитационный коэффициент Скр за счет эффективного влияния высоконапорного винтового насоса на антикавитационные качества предвключенного шнека. Разработка устройств обеспечения командного давления. В турбонасосной системе подачи топлива управление и стабилизация параметров и характеристик двигателя осуществляется особой системой автоматики, в состав которой входят регуляторы тяги, регуляторы соотношения компонентов и другие специальные автоматические устройства. На чувствительно-сравнительные элементы этих регуляторов должны быть поданы командные сигналы в виде командного давления регулируемой величины в заданном диапазоне параметров [15]. Выбор оптимального узла или участка на пневмогидравлической схеме ЖРД для отбора командного давления осложняется пульсациями давления, сопровождающими работу камеры и газогенератора, длинными трубопроводами с разветвленной пространственной конфигурацией и другими конструктивно-технологическими факторами, искажающими точность передачи командных сигналов. С целью устранения влияния указанных факторов разработано устройство обеспечения командного давления для системы автоматического регулирования ЖРД с насосной системой подачи топлива [16]. Принципиальная схема данного устройства представлена на рис. 5. Устройство содержит камеру командного давления 1 с патрубком 2 для подачи жидкости к узлам автоматики. Вход в камеру командного давления 4 соединен с полостью высокого давления насоса, а выход из камеры соединен с полостью пониженного давления 6. Камера командного давления 1 вместе с патрубком 2 и настроечными дроссельными элементами 3, 5 выполнены на крышке центробежного насоса. Полость пониженного давления располагается на диаметре D между диаметром D2 на выходе из центробежного колеса 8 и диаметром Dуп щелевого уплотнения по переднему бурту колеса. В процессе работы ТНА в камере командного давления обеспечивается заданное (расчетное) давление жидкости, которая через патрубок продается к потребителю. 5 Рис. 5. Устройство для обеспечения командного давления системы автоматического управления и регулирования ЖРД: 1 - камера командного давления; 2 - патрубок подачи компонента; 3, 5 - настроечный дроссельный элемент; 4 - вход в камеру командного давления; 6 - полость пониженного давления; 7 - центробежное колесо Величину диаметра D, на котором выполняется полость пониженного давления, можно определить путем расчета потери напора в осевом зазоре между передним диском колеса и крышкой насоса с учетом величины утечек через щелевое уплотнение по переднему бурту колеса и влияния окружной скорости потока С2 на выходе из колеса. Принимая, что на входе в осевой зазор окружная скорость жидкости равна окружной скорости потока на выходе из колеса, в области D 0,85 D2 разность давлений (Р2 - Р) имеет линейную зависимость от диаметра D [12]. Поэтому, зная требуемую величину командного давления в камере 1, можно графоаналитическим методом из построения эпюры давлений в осевом зазоре предварительно определить величину давления в полости 6, а следовательно, и размер D. Точная настройка системы обеспечивается подбором диаметров отверстий в дроссельных настроечных элементах 3, 5 при гидродинамических испытаниях (гидропроливе) насоса. По результатам настройки интегрирование давлений жидкости в полостях 4, 6 создает заданное значение командного давления в камере 1. Рассмотренное конструкторское исполнение устройства для получения командного давления обеспечи-вает высокую стабильность и независимость давления жидкости в камере командного давления от колебаний расхода в напорной магистрали насоса вследствие изменения гидравлического сопротивления всего тракта. При этом потери расходного кпд насоса являются минимальными. Установка настроечных элементов в камере командного давления и в полости пониженного давления позволяет обеспечить требуемое значение командного давления с высокой точностью. Заключение. Представленные в статье инновационные технические решения создают основу для глубокой модернизации систем топливоподачи ЖРД разгонных блоков, предназначенных для вывода космических аппаратов на геостационарные орбиты и для решения других задач при освоении космического пространства. Конструкторские разработки КБ Химмаш имени А. М. Исаева находятся на уровне лучших мировых достижений и определяют перспективные направления развития отечественного ракетно-космического двигателестроения.

Авторлар туралы

V. Piunov

Design bureau of Chemical mechanical engineering of a name of A. M. Isaeva - branch FGUP GKNPTS named after M. V. Hrunichev

12, Bogomolova Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation

V. Nazarov

Reshetnev Siberian State Aerospace University

Email: nazarov@sibsau.ru
31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation

R. Konstantinov

Design bureau of Chemical mechanical engineering of a name of A. M. Isaeva - branch FGUP GKNPTS named after M. V. Hrunichev

12, Bogomolova Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation

V. Morozov

Design bureau of Chemical mechanical engineering of a name of A. M. Isaeva - branch FGUP GKNPTS named after M. V. Hrunichev

12, Bogomolova Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation

A. Gainutdinov

Design bureau of Chemical mechanical engineering of a name of A. M. Isaeva - branch FGUP GKNPTS named after M. V. Hrunichev

12, Bogomolova Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation

Әдебиет тізімі

Қосымша файлдар