Экологическая безопасность при испытаниях и отработке ракетных двигателей


Основные требования к двигателям. Схемы двигателей. Принципы и особенности экспериментальной отработки двигательных установок ЛА



страница4/7
Дата06.06.2016
Размер0.95 Mb.
ТипУчебное пособие
1   2   3   4   5   6   7

2. Основные требования к двигателям. Схемы двигателей. Принципы и особенности экспериментальной отработки двигательных установок ЛА




2.1. Основные требования к двигателям и схемы двигателей ЛА


Под системой понимается комплекс взаимодействующих элементов, которые находятся в функциональной взаимосвязи и рассматриваются как простейшие звенья в структурной схеме ЛА. Летательный аппарат представляет собой комплекс взаимосвязанных агрегатов (систем), в которых происходят разнообразные процессы.

Основной системой ЛА, определяющей экологию испытаний, является двигательная установка, которая состоит из следующих подсистем (рис. 2.1):

- баки горючего и окислителя с магистралями питания и заправки;

- система наддува, в частности, горячим газом, отбираемым из двигателя;

- бустерный насосный агрегат;

- двигатель с турбонасосным агрегатом (ТНА).




Рис. 2.1. Принципиальная схема двигательной установки:

1 – бак “Г” с магистралями питания; 2 – бак “О” с магистралями питания; 3 – блок наддува баков; 4 – бустерный насосный агрегат; 5 – двигатель с ТНА
Наиболее напряженным элементом ДУ является двигатель, который требует проведения длительного этапа отработки с целью обеспечения заданной надежности.

Рассматриваемые двигатели ЛА могут работать не только в атмосферных условиях, но и в условиях вакуума, что обуславливается наличием запасов рабочего тела непосредственно на борту ЛА. В качестве рабочего тела в двигателях ЛА используются жидкие компоненты топлива, состоящие из окислителя и горючего.

Двигатели ЛА многообразны и классифицируются по различным признакам.

1. По назначению: двигатели ЛА и двигатели космических аппаратов (маршевые, вспомогательные, корректирующие, тормозные и др.).

2. По применяемому топливу: двигатели, работающие на высококипящих (температура кипения Ткип > 300 K), низкокипящих (Ткип < 300 K), криогенных (Ткип < 120 K) и тиксотропных (с добавками металлов в виде мелкодисперсного порошка) компонентах топлива.

3. По типу системы подачи топлива: двигатели с вытеснительной и двигатели с насосной подачей топлива.

4. По числу возможных включений: двигатели одноразового включения и многоразового включения.

5. По числу использования: двигатели однократного и многократного применения.

Основные характеристики ЛА зависят от свойств и особенностей применяемого на нем двигателя, поэтому к двигателю предъявляются очень жесткие требования.

Общими требованиями, предъявляемыми к двигателям, являются следующие.

Двигатель должен развивать возможно больший удельный импульс тяги, что подтверждается формулой К. Э. Циолковского, согласно которой скорость ЛА в конце активного участка траектории составляет (без учета силы тяжести и сопротивления воздуха)

(2.1)

где Jуд – удельный импульс тяги, отношение тяги двигателя к суммарному массовому секундному расходу топлива;



G0 , Gк – масса ЛА в момент старта и в конце активного участка траектории.

Собственная масса двигателя должна быть возможно меньшей при данной тяге, что равнозначно требованию минимальной удельной массы двигателя (). С этой точки зрения стремятся к повышению давления в камере сгорания, что способствует снижению .

Двигатель должен обладать высокой надежностью работы. Надежность двигателя в значительной мере определяет надежность ЛА, поэтому при создании ЛА необходимо предусматривать резервирование.

Эксплуатация двигателя должна быть безопасной и по возможности несложной, а его конструкция – простой по технологии изготовления и дешевой.

К двигателям боевых ЛА, предъявляются также следующие требования: пуск двигателя должен производиться в течение короткого промежутка времени, а хранение аппарата с двигателем, подготовленным к пуску (заправленным), должно быть достаточно длительным.

К двигателям космических аппаратов предъявляются дополнительные требования, вытекающие из специфики их работы в условиях разреженной среды и невесомости.

Определенные требования к двигателям, зависящие от их назначения, предъявляются и в области регулирования параметров, автоматизации работы и контроля.

Одновременно выполнить все требования на одинаково высоком уровне обычно невозможно, так как эти требования часто противоречивы. Например, чтобы выполнить первое из основных требований к двигателям – увеличить удельный импульс, необходимо повышать давление во всех элементах двигателя и применять высокоактивные компоненты топлива. Но, повышая давление и используя топлива с плохими эксплуатационными качествами, трудно обеспечить высокую надежность и простую эксплуатацию двигателя.

В зависимости от назначения двигателя и условий его работы в каждом конкретном случае определяются наиболее важные требования, которые и выполняются в первую очередь.

Схемы двигателей отличаются в первую очередь системой подачи компонентов топлива из баков. Системы подачи компонентов топлива разделяются на вытеснительные и насосные.

При вытеснительной системе подачи топлива баки во время работы двигателя постоянно находятся под давлением, превышающим давление в камере сгорания. Поэтому ДУ с вытеснительной системой используется при невысоких давлениях в камере. Наиболее распространенной является насосная система подачи топлива. Эта система с разгруженными баками, т. е. баками, находящимися под невысоким давлением. Повышение давления компонентов обеспечивается работой насосов, приводимых газовой турбиной. Рабочим телом для газовой турбины турбонасосного агрегата (ТНА) служит газ повышенного давления и умеренной температуры, который вырабатывается в газогенераторе либо в тракте охлаждения камеры.

Двухкомпонентный газогенератор, работающий с избытком горючего (коэффициент избытка окислителя в газогенераторе αгг << 1), называется восстановительным; ГГ, работающий же с избытком окислителя (αгг >> 1) – окислительным. Продукты газогенерации с избытком горючего имеют обычно большее значение газовой постоянной R. К тому же они не являются агрессивной средой по отношению к элементам конструкции турбины и позволяют реализовать более высокую температуру, чем продукты газогенерации с избытком окислителя. Так, в восстановительном газогенераторе привода ТНА вырабатывается газ с температурой до 1100 К, а в окислительном газогенераторе – газ с температурой до 800 К.

В зависимости от дальнейшего использования рабочего тела турбины двигательные установки разделяют на работающие без дожигания или с дожиганием генераторного газа. На рис. 2.2 представлены соответствующие схемы двигателей [6].


а) б)


Рис. 2.2. Схемы двигателя с насосной системой подачи

без дожигания (а) и с дожиганием (б) продуктов газогенерации:

1 – камера сгорания; 2 – газовод; 3 – турбина; 4 – насос окислителя;

5 – насос горючего; 6 – генераторный насос горючего; 7 - газогенератор

В двигателях (рис. 2.2,а), работающих по схеме без дожигания, продукты газогенерации после их срабатывания в газовой турбине направляются на выхлоп в атмосферу, или в какое-либо устройство, расположенное вне камеры сгорания и предназначенное для использования запаса энергии, заключенного в газе (рулевые сопла, в топливные баки для наддува и др.). При выбросе этого газа имеют место существенные потери из-за нестехиометрического сжигания топлива. С ростом давления в камере сгорания растут и относительные потери энергии с газами после турбины, поскольку возрастает необходимое давление подачи, необходимая мощность ТНА и расход рабочего тела для привода турбины. При этом, если двигатель работает на токсичных компонентах, например НДМГ и АТ, то выхлопные газы, получаемые в газогенераторе для привода ТНА, содержат избыток одного из компонентов (окислителя или горючего) в зависимости от схемы газогенерации.

В двигателях (рис. 2.2,б), работающих по схеме с дожиганием, продукты газогенерации после их срабатывания в газовой турбине ТНА поступают в камеру сгорания, где происходит их догорание при оптимальном соотношении компонентов топлива. При этом все гидравлические и механические потери на турбине и ТНА в конечном счете превращаются в тепловую энергию в камере, т. е. в этом случае отсутствуют характерные для ДУ без дожигания потери тяги за счет нерационального расходования компонентов на привод турбины.

Различают два типа схем с дожиганием генераторного газа: “газ-жидкость” и “газ-газ”. Схема “газ-жидкость” была показана на рис. 2.2,б, где газогенератор работает при αгг >> 1 и газ после турбины поступает в камеру. Второй компонент - горючее - поступает в камеру в жидком виде.

Логическим развитием схемы с дожиганием является схема с использованием всего расхода компонентов топлива для генерации рабочего тела, схема “газ-газ”. Это схема с двумя газогенераторами, один из которых выполнен с избытком горючего (αгг << 1), второй с избытком окислителя (αгг >> 1) и соответственно с двумя турбинами. Камера сгорания двигателей такой схемы работает на полностью газифицированных компонентах. Так называемая схема двигателя “газ-газ” показана на рис 2.3. Эта схема позволяет достигнуть максимальных значений давления в камере сгорания или при заданном уровне давления в камере предельно уменьшить давление в газогенераторе, следовательно, и потребные напоры насосов.


Рис. 2.3. Структурная схема ЖРД с дожиганием газифицированных

компонентов топлива в камере (схема двигателя “газ-газ”):

НО – насос окислителя; НГ – насос горючего;

О.ГГ – окислительный газогенератор; В. ГГ – восстановительный

газогенератор; Т – турбина;

----- - роторная связь НО и НГ с соответствующей турбиной;

(НО с турбиной – ТНА О; НГ с турбиной – ТНА Г)


2.2. Принципы и особенности экспериментальной отработки двигательных установок

Испытание - это экспериментальное определение количественных и качественных свойств объекта испытаний как результата воздействия на него различных факторов при его функционировании.

При разработке современных ЛА примерно 60 % возникающих проблем конструирования и расчета систем решаются с помощью экспериментальных данных, полученных при испытаниях опытных образцов. Большая стоимость испытаний и длительность их проведения становятся определяющими в общих затратах и сроках, необходимых для создания ЛА.

Поэтому решение проблемы сокращения сроков и стоимости разработки ракетно-космической техники (двигателей и двигательных установок в первую очередь) сводятся, в основном, к рациональной организации процесса экспериментальной отработки.

Испытания машин значительно различаются по способу проведения, назначению, характеру и даже терминологии в разных отраслях машиностроения.

Общими для всех отраслей машиностроения являются:

- испытания машин новых конструкций, предназначенные для выявления основных качеств машин перед запуском их в серийное производство;

- испытания машин серийного производства, которые проводятся для проверки качества выпускаемой продукции и их соответствия техническим требованиям;

- научно-исследовательские испытания машин, позволяющие изучить влияние на работу машин различных факторов, слабо поддающихся предварительной оценке и расчетам, и накопить опытный материал для дальнейшего совершенствования машин.

Если рассматривать создание ракетно-космического комплекса (РКК), то испытания РКК - это всесторонняя проверка, которой подвергаются аппаратура, узлы, системы РКК и комплекс в целом для установления соответствия их характеристик предъявляемым тактико-техническим требованиям (ТТТ).

Испытания РКК представляют собой сложную и многообразную систему мероприятий и являются основным источником достоверной информации для обоснования принимаемых решений при проектировании и создании новых образцов.

Основными условиями испытаний РКК являются:



  • рациональное сочетание объемов наземных и летных испытаний;

  • последовательность испытаний;

  • полнота испытаний.

Первое условие предполагает увеличение объема всех видов наземных и сокращения объема летных испытаний РКК.

Последовательность испытаний предполагает переход к отработке и испытаниям от элементов к блокам (системам) и от блоков (систем) к комплексу в целом.

Полнота испытаний предусматривает проведение испытаний комплекса на заключительном этапе создания в полной штатной его компоновке.

На практике поиск оптимального варианта конструкции летательного аппарата и его систем ведут путем изготовления, испытания и отбора лучших вариантов отдельных агрегатов, узлов и систем. Процесс этот длительный и трудоемкий. При этом требуются испытания значительного числа опытных образцов.

Возможны два направления проведения экспериментальной отработки РКК.

Первый путь делает основной упор на проведение большого числа летных испытаний с целью подтверждения правильности принятых технических решений и внесения изменений в конструкцию по результатам каждого летного испытания. Такая концепция отработки была принята в США на ранних этапах развития ракетной техники (программы “Атлас”, “Титан”) и в СССР (программа “Восток”). Основным недостатком этого подхода к отработке является его высокая стоимость и продолжительность из-за необходимости проведения большого числа летных испытаний, малая информативность каждого из них. Так, по программе “Атлас” потребовалось провести более 150 испытательных пусков, по программе “Титан” – более 30 и по программе “Восток” с учетом предшествующих модификаций более 30.

Второй путь предусматривает обеспечение отработки ракетно-космической техники в наземных условиях с максимальным приближением условий испытаний к штатным (полетным). Такой подход к отработке вызвал необходимость создания экспериментально-испытательной базы. Так в начале 1960-х годов в рамках лунной программы “Сатурн-Аполлон” в США была создана мощная испытательная база, позволяющая проводить полный цикл наземной отработки изделий ракетно-космической техники (двигателей, двигательных установок и ступеней ракет-носителей). В результате при летной отработке ракет “Сатурн-1В” и “Сатурн-5” было проведено всего пять летных пусков. Уже шестая ракета “Сатурн-5”, а не тринадцатая, как предусматривалась планом, могла быть использована для решения основной задачи программы полета (cемь экспедиций на Луну). Необходимо также отметить, что созданная в рамках программы “Сатурн-Аполлон” испытательная база была использована с незначительными доработками при выполнении последующих программ, в том числе и программы по созданию многоразовой транспортной космической системы (МТКС).

Испытания следует считать естественным продолжением проектных и исследовательских работ, которые заканчиваются созданием опытных образцов.

Работоспособность двигательной установки оценивается только на основании результатов испытаний.

Так, для подтверждения нижней границы вероятности безотказной работы (ВБР) Рн > 0,99 при доверительной вероятности 0,95 необходимо провести n = 300 безотказных испытаний, а для Рн > 0,999 – n =1000 безотказных испытаний.

Первым этапом испытаний является конструкторская отработка опытных образцов, имеющая целью уточнить проектные данные и выбрать штатный вариант конструкции. Этот этап включает, как правило, предварительные испытания опытных образцов, занимающих 15…20 % от общего объема испытаний. Затем следует доводка штатного варианта изделия и оценка его тактико-технических характеристик, составляющих основной объем доводочных испытаний (ДИ) при создании двигательной установки (60…70 %). Объем завершающих доводочных испытаний (ЗДИ) составляет до 10…25 %. Отработка сложных технических систем, к которым относятся двигательные установки и летательные аппараты, завершаются, как правило, государственными испытаниями.

Независимо от сложности экспериментальных программ, количество дорогостоящих испытаний должно быть сведено к минимуму, а суммарная эффективность работ должна быть как можно более полной.

Поэтому экспериментатор ищет возможность замены сложной программы более простой. Один из способов путей решения задачи заключается в использовании методов физического моделирования, при котором реальный процесс исследуется с помощью физических моделей.

Полученные результаты могут быть перенесены на реальный процесс путем соответствующего пересчета при условии, что модель подобна натуре.

Модель подобна натуре, если будут соблюдены следующие три условия:


  1. обеспечено геометрическое подобие модели и натуры;

  2. физические константы модели пропорциональны соответствующим константам натурного процесса, включая граничные условия;

  3. соответствующие критерии подобия для натуры и модели равны между собой.

Вполне естественно, что точное соблюдение всех условий подобия возможно лишь в очень редких случаях, поэтому на практике все чаще прибегают к методам приближенного подобия при моделировании сложных физических процессов. Модельные испытания не исключают натурные, но позволяют решить ряд задач, в результате которых можно значительно сократить экономические затраты на экспериментальную отработку и создание экспериментальной базы.

При этом различают одно- и многофакторные испытания. Однако влияние отдельных факторов последовательно при испытаниях не одинаково по сравнению с комплексным воздействием различных факторов. При создании стендов решают вопрос о рациональном количестве и одновременном воздействии различных факторов при испытаниях, т. к. сложность и стоимость стендов и испытаний существенно возрастают. Но проведение многофакторных испытаний окупаются в итоге за три - пять лет за счет существенного сокращения времени на подготовку испытания.

Если рассматривать расходы для проведения одной доработки на стадии проектирования, наземной отработки и летных испытаний, то они распределяются в соотношении 1:10:100. Это также подтверждает целесообразность иерархического построения программ испытаний, предусматривающего проведение испытаний по этапам: вначале - испытания элементов, затем - испытания блоков и в итоге - испытания системы в целом.

Преимуществами испытаний на низших уровнях являются простота применяемого оборудования и обнаружения дефекта.

Если рассматривать ЖРД, то процесс отработки проводится в следующей последовательности:


  • испытания элементов, агрегатов (узлы уплотнения и опоры насосов, насос, газогенератор, камера сгорания, клапан и др.);

  • испытания систем (ТНА, ТНА с ГГ, ГГ с КС и др.);

  • испытания имитатора двигателя;

  • испытания двигателя;

  • испытания двигателя в составе ДУ;

  • летные испытания ЛА.

В практике создания двигателей известны 2 метода стендовой доводки, которые можно кратно характеризовать как последовательный (консервативный) и параллельный (ускоренный) методы.

Основное различие этих методов в том, что в случае последовательного метода доводки при выявлении дефекта двигателя испытания прекращаются до разработки и внедрения на двигателях мероприятий по устранению этого дефекта. В случае параллельного метода доводочные испытания не прерываются и мероприятия по устранению дефекта разрабатываются и внедряются в процессе продолжающихся ДИ двигателя.

В табл. 2.1 представлены основные характеристики двигателей F-1, J-2 (США) и РД-0120 (Россия), при создании которых в основном был применен параллельный метод, и двигателя SSME (США) с применением последовательного метода отработки. В таблице приведены: общее количество двигателей (N), затраченных на доводку, количество испытаний, суммарная наработка двигателей и средняя наработка одиночного двигателя к времени проведения 1-го летного испытания. Для доводки двигателя SSME было затрачено 13 двигателей (по другим источникам 20) и 20 комплектов ТНА для замены дефектных. Такое малое количество двигателей, затраченных на доводку SSME фирмой «Рокетдайн», можно объяснить следующими факторами:

- использованием накопленного опыта при отработке экспериментального кислородно-водородного двигателя с тягой 2090 кН на высоте (pк = 23 МПа);

- применением последовательного метода доводки двигателя;

- применением испытательных стендов для испытаний двигателя и ДУ на номинальной тяге;

- повышенным значением средней наработки одиночного двигателя (8000с), полученным к 1-му полету и обеспечиваемым за счет ремонтопригодности и восстанавливаемости конструкции и применения эффективных систем диагностики и аварийной защиты двигателя при испытаниях.

Следует также отметить, что двигатель РД0120 на начальном этапе отработки из-за отсутствия полноразмерного стенда испытывался последовательно на 20 %, 50 %, 75 % и 100 % режимах по тяге. Кроме того, автономная отработка основных систем двигателя РД-0120 (ГГ, КС и ТНА) проводилась при доводочных испытаниях стендового варианта двигателя. Указанные факторы потребовали большего количества двигателей для его отработки.



Таблица 2.1

Основные характеристики отработки двигателей

Двигатель

Основные характеристики двигателя

(тяга, топливо, давление в камере)



Количество затраченных двигателей

(N)



Количество испытаний к 1-му полету

Суммарная наработка к 1-му полету,

с


Средняя

наработка одиночного двигателя к 1-му полету,

с


F-1

R=6770 кН;

керосин+О2;



pк =7,0 МПа;

n=1; tл=150 с

59

600

127000

2100

J-2

R=1020 кН;

Н22;



pк =5,0 МПа;

n=2; tл=370 с

43

1428

153200

3560

РД-0120

R=1960 кН

Н22;



pк =21,8 МПа;

n=1; tл=500 с

93

689

133900

4072

SSME

R=2090 кН;

Н22;



pк=23 МПа;

n=55; tл=500 с

13 (20)

+ 20 ТНА


910

80000

8000

После завершения отработки двигателя и пневмогидросистем ДУ на стенде проводятся комплексные испытания ДУ, включающие холодные и огневые стендовые испытания (ХСИ и ОСИ) ДУ.




Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6   7


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница