CC BY
110
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
УДК 621.45.043:620.22
В. Н. Рыбакова, А. С. Мехтиев Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ МАТЕРИАЛЫ В ПРОИЗВОДСТВЕ КОРПУСНЫХ ДЕТАЛЕЙ
ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ
Рассматриваются перспективные материалы корпусных деталей турбонасосных агрегатов.
Среди наиболее важных требований, предъявляемых к конструкции современных двигателей летательных аппаратов, следует выделить высокую надежность, минимальную массу, максимальную прочность узлов, максимальный ресурс работы в условиях эксплуатации, высокую надежность. Корпусные детали турбонасосных агрегатов должны обладать высокой прочностью, герметичностью и коррозионной стойкостью. Анализ реальных перспективных конструкций ТНА показал, что для их изготовления применяются высокопрочные титановые сплавы, коррози-онностойкие, кислотостойкие, жаростойкие хромо-никелевые стали и сплавы.
Корпусные детали работают при высоких и средних статических и динамических нагрузках, поэтому для их изготовления часто используют литейные коррозионно-стойкие высокопрочные (св > 800 МПа) стали 03Х11Н8М2ФЛ, 03Х12Н10МТЮЛ и стали средней и низкой прочности (ов = 200-800 МПа) 12Х18Н9ТЛ. Корпусы сварные и штампованные изготавливаются из сталей 12Х18Н9Т, 2Х18Н12С4ТЮ. Центробежные колеса и корпусы насосов ТНА, в зависимости от условий работы, изготавливаются из литейных алюминиевых сплавов АЛ4, АЛ5, АЛ9, обладающих высокими литейными свойствами, а также из литейных жаропрочных сталей и сплавов типа ХН59МВТКЮЛ, ХН65МВТКЮЛ.[1]
В корпусных деталях (турбин и насосов) располагаются роторы с подшипниками, рабочими колесами (дисками и крыльчатками), шнеками, отражателями, уплотнения, втулки и другие детали. Корпуса турбин
и насосов ТНА работают при высоких давлениях жидкостей или газов в их полостях, поэтому они ис-пытываются на прочность давлением жидкости и на герметичность давлением газа (сжатый воздух, гелий). Отверстия под подшипники обрабатываются по 6-му квалитету точности, а под манжеты уплотнения и крышки - по 8-12-м квалитетам. Биение посадочных отверстий и не перпендикулярность торцов-не более 0,05 мм, а не параллельность - не более 0,08 мм. [2]
К конструкции литых корпусов предъявляются следующие требования: толщина стенок должна быть по возможности равномерной, с небольшим уклоном в 3-5°, с утолщением к фланцам. Необходимо избегать глубоких и узких впадин и поднутрений в стенках, приводящих к местному их перегреву и образованию в них рыхлот; элементы корпуса не должны оказывать сопротивление усадке при затвердении и охлаждении отливки; конструкция корпуса в целом должна обеспечивать направленное затвердение металла.
Библиографические ссылки
1. Воробей В. В., Логинов В. Б. Технология производства жидкостных ракетных двигателей : учебник. М. : Изд-во МАИ, 2001. 496 с.
2. Воробей В. В. Технология производства конструкций из композиционных материалов. М. : Изд-во МАИ, 1996. 184 с.
© Рыбакова В. Н., Мехтиев А. С., 2013
УДК 621.45
В. М. Самошкин, П. Ю. Васянина Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖРД ПРИ СОЗДАНИИ ИСКУССТВЕННОЙ ШЕРОХОВАТОСТИ КАНАЛОВ ОХЛАЖДАЮЩЕГО ТРАКТА
Проведен сравнительный анализ каналов охлаждающего тракта, имеющих искусственную шероховатость и с гладкой поверхностью дна канала.
С ростом давления в камере сгорания и повышением коэффициента массового соотношения окислителя и горючего растет не только удельный импульс двигателя, но и удельный тепловой поток в стенку камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). По-
этому создание новых высокоэкономичных двигателей во многом зависит от эффективности системы регенеративного охлаждения камеры двигателя [1].
В настоящее время в технической литературе приводится перспективное направление конструирования
Секция «Двигательные установки и системы терморегулированияЛА и КА»
и изготовления охлаждающего тракта камеры ЖРД -с искусственной шероховатостью по дну канала, в качестве охладителя в источниках предлагается использовать газообразный кислород. В связи с этим возникает вопрос о влиянии шероховатости канала на эффективность охлаждения камеры ЖРД.
Рассмотрим случай, широко встречающийся в ракетостроении - фрезерованные каналы охлаждающего тракта камеры двигателя без создания искусственной шероховатости. Охлаждающий компонент проходит по каналу, отбирая тепло, выделяющееся вследствие сгорания компонентов топлива. Процесс прохождения компонента происходит без дополнительных гидравлических сопротивлений и обуславливается лишь шероховатостью канала после механической обработки.
Во втором, рассматриваемом нами случае, когда в качестве дополнительной механической обработки используется электроэрозионная обработка вольфрамовым электродом для создания искусственной шероховатости по дну канала охлаждающего тракта, происходят несколько иные процессы. Компонент, проходя по каналу, испытывает помимо обычных гидравлических сопротивлений, упомянутых в первом случае, еще и дополнительные гидравлические сопротивления, вызванные сложным геометрическим профилем дна канала. Вследствие того, что поток встречает на своем пути препятствия в виде шероховатости, происходит его срыв и возникает турбулентное течение, затормаживающее весь поток (см. рисунок). Из-за уменьшения скорости потока, компонент более длительный период времени проходит по охлаждающему тракту. Вследствие задержки охлаждающего компонента, происходит больший отбор тепла от огневой стенки ЖРД. Процесс охлаждения происходит более эффективно.
Следует учитывать то, что рассматриваемый нами охладитель - газообразный кислород имеет теплопроводность выше и нагревается быстрее, чем жидкий охладитель [3]. Возможно, задержка потока газообразного кислорода может привести к прогоранию огневой стенки камеры двигателя. По этой причине сложно судить об эффективности охлаждения данным способом.
Условие надежного охлаждения связано с необходимостью не превышать на всех участках охлаждающего тракта допустимые температуры стенок, а именно: температура огневой стенки (со стороны газа) не должна превосходить допустимую для данного материала по условиям жаростойкости; температура наружной стенки (со стороны охладителя) не должна превосходить допустимую для данного охладителя по условиям пузырькового кипения или разложения; распределение температур стенки должно быть приемлемым для данного материала по условиям его прочности. Выполнение этих ограничений контролируют при расчете регенеративного охлаждения. Охлаждение газообразным окислителем на сегодняшний день представляет большой интерес, несмотря на то обстоятельство, что в качестве охладителя горючее предпочтительнее, так как оно не создает агрессивной среды. Однако расход горючего всегда меньше, чем окислителя, и горючего компонента может оказаться
недостаточно, следовательно, использование газообразного кислорода в качестве охладителя камеры двигателя предпочтительнее.
Методы расчета теплоотдачи для условий, характерных в охлаждающем тракте ЖРД, основаны на экспериментальных данных. Для развитого турбулентного движения при больших температурных градиентах (Тх / Ткр > 2) можно использовать критериальное уравнение Нуссельта:
^ = 0,023Ке°,8Р1х0,4(Тх/ ТСт.х)0,55
где Яе - число Рейнольдса; Рг - число Прандтля; Т -температура газа; Тст - температура огневой стенки камеры двигателя, величины с индексом «х» следует определять при средней температуре охлаждающего газа. Более надежные данные в широком диапазоне условий применения газов в качестве охладителей можно получить лишь экспериментально [2].
Таким образом, можно сделать вывод о том, что в случае регенеративного охлаждения теплота Q, воспринятая охладителем, возвращается с ним в камеру, энтальпия топлива при этом увеличивается. Следовательно, искусственная шероховатость на дне канала охлаждающего тракта камеры обеспечивает высокую эффективность регенеративного охлаждения, что способствует повышению удельного импульса двигателя.
Турбулентное течение потока охладителя по охлаждающему тракту с искусственной шероховатостью по дну канала: 1 - наружная стенка камеры двигателя; 2 - огневая стенка камеры двигателя; 3 - турбулентный поток охладителя; 4 - ламинарный поток охладителя;
5 - искусственная шероховатость по дну канала охлаждающего тракта
Библиографические ссылки
1. Гахун Г. Г., Баулин В. И., Володин В. А., Курпа-тенков В. Д., Краев М. В., Трофимов В. Ф. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.
2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.
3. Смоленцев А. А., Стриженко П. П. Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгораний ЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2011. № 3 (27).
© Самошкин В. М., Васянина П. Ю., 2013
