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.