Оценка осевой силы при течении в торцевых щелях турбонасосных агрегатов ЖРД Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Решетневскуе чтения. 2013

2. Ponomarev N. B., Ivanov A. V., Motalin G. A., Pletnev N. V., Guterman V. Y. Laser ignition - a new way for LRE. Features and benefits. In the Sun // Currentquestions of planetary expeditions : by materials research conference, Moscow, 3-5 Sept. 2006.

3. Rebrov S. G., Golubev V. A., Golikov A. Camera liquid rocket engine or a gas generator with a laser device ignition of fuel components and method of launching (patent number 2468240).

© BecejioB A. B., Oy^aneB H. C., 2013

УДК 62-251-762.89:532.5.013.12

ОЦЕНКА ОСЕВОЙ СИЛЫ ПРИ ТЕЧЕНИИ В ТОРЦЕВЫХ ЩЕЛЯХ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ЖРД

Э. Е. Глушкова, Д. А. Жуйков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected]

Проводится анализ расчетной схемы торцевой щели для уточнения характера распределения давления по радиусу щели, который имеет первостепенное значение при вычислении интегральной величины осевой силы и оценки ресурса работы турбонасосного агрегата.

Ключевые слова: турбонасосный агрегат ЖРД, течение несжимаемой жидкости, распределение давления.

EVALUATION OF AXIAL FORCE AT FLOW INTO THE END SLOTS OF LRE TURBO PUMP ASSEMBLIES

E. E. Glushkova, D. A. Zhuikov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

The article analyzes the end gap design scheme to clarify the nature of the pressure distribution along the radius of the slot which is of paramount importance in the calculation of the integral value of axial force and resource estimation of the turbo pump assembly.

Keywords: rocket engine turbo pump assembly, incompressible flow, pressure distribution.

При проектировании турбонасосных агрегатов ЖРД необходимо проводить моделирование течения в основной проточной части и течений во вспомогательных трактах, расчет которых играет немаловажную роль [1]. Эта роль определяется тем, что большая часть потерь в турбонасосном агрегате вызвана вязким течением с трением о вращающиеся поверхности вспомогательных гидравлических трактов, а также наличием утечек через полости вращения и щелевые уплотнения.

Существующие методики расчета течения между неподвижной и подвижной поверхностью вращения основываются на эмпирических или полуэмпирических методиках расчета с узкой областью применения, что не позволяет разработать достоверную математическую модель турбонасосного агрегата в целом в широком диапазоне изменения режимных и конструктивных параметров, которая позволит проводить поиск и анализ оптимальной конструкции с высокими энергетическими характеристиками.

Проведя анализ расчетной схемы (рис. 1) торцевой щели и используя как исходные уравнения стационарного движения вязкой несжимаемой жидкости в цилиндрических координатах, сделаем необходимые допущения: течение в торцевой щели осесиммет-

рично, следовательно, производные д/да = 0 ; в осевом направлении (в направлении z) течения нет, т. е.

дP

V, = 0; — = 0. Необходимо отметить, что члены

2 дz

с д/д2 равны нулю только в ядре потока (см. рис. 2). В итоге получим систему дифференциальных уравнений течения несжимаемой жидкости в граничных условиях торцевой щели.

'К

диск

Рис. 1. Расчетная схема торцевой щели

Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов

Проинтегрировав и проанализировав полученные результаты [2], установили, что показатели численного интегрирования (рис. 2) хорошо согласуются с результатами гидравлических экспериментов, проведенных на специально спроектированной экспериментальной установке, конструктивные и режимные параметры которой имели широкий диапазон изменения [3].

р. М] ];1

0,40

0,7?

— = 8-10"V % <аЛ " 733 рад' с v =eotMtrV / с —О-

ол =7 524рад'е V = 420-10 Si* 'С

/ __ —X-

__----- —/tv-

В, = 314 V = 250 рад1 с lO^w'ic

Рис. 2. Распределение статического давления по радиусу торцовой щели с нормальным зазором ¿1 = 2 мм при варьировании угловой скорости вращения диска и расхода рабочей жидкости в сравнении с эмпирическим данными ©, X, Д

2724

2708

2692

2676

z, = 2.5 мм

V

\ \ V

z, - 0,5 мм /\ 1.5 мм /

\

200

400

600

7*106,м3/с

Рис. 3. Расчетная характеристика изменения осевой силы в зависимости от расхода рабочей жидкости и величины нормального зазора

Как показала расчетная характеристика изменения осевой силы в зависимости от расхода рабочей жидкости и величины нормального зазора (рис. 3), небольшие отклонения величины нормального зазора приводят к значительным отклонениям величины осевой силы, что может привести к нерасчетному режиму работы вплоть до отказа турбонасосного агрегата ЖРД.

Таким образом, характер распределения давления по радиусу щели имеет первостепенное значение при вычислении интегральной величины осевой силы, которая определяет ресурс работы турбонасосного агрегата, а вязкое трение рабочей жидкости о поверхность диска создает момент сопротивления, который снижает КПД турбонасосного агрегата ЖРД в целом.

Библиографические ссылки

1. Овсянников Б. В., Краев М. В., Черваков В. В. Теория и расчет турбомашин : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2012. 224 с.

2. Зуев А. А., Кишкин А. А., Жуйков Д. А., Тол-стопятов М. И. Вращение жидкости над неподвижным основанием по закону твёрдого тела // Вестник СибГАУ. 2011. № 7(40). С. 63.

3. Шлихтин Г. Теория пограничного слоя. М. : Наука, 1969. 744 с.

References

1. Ovsjannikov B. V., Kraev M. V., Chervakov V. V. Teorija i raschet turbomashin : ucheb. posobie / Sib. gos. ajerokosmich. un-t. Krasnojarsk, 2012. 224s.

2. Zuev A. A., Kishkin A. A., Zhujkov D. A., Tolstopjatov M. I. Vrashhenie zhidkosti nad nepod-vizhnym osnovaniem po zakonu tvjordogo tela // Vestnik SibGAU. 2011. № 7(40), str. 63.

3. Shlihting G. Teorija pogranichnogo sloja. M. : Nauka, 1969. 744 s.

© Глушкова Э. Е., Жуйков Д. А., 2013

УДК 629.7.048.7

ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ДЕЙСТВИТЕЛЬНЫХ ЦИКЛОВ АВИАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

М. В. Горбачев1, А. П. Иванова2

Новосибирский государственный технический университет Россия, 630073, г. Новосибирск, просп. К. Маркса, 20. E-mail: :[email protected], [email protected]

Разработана методика оценки и анализа термодинамической эффективности действительных циклов подсистем, входящих в состав авиационной системы кондиционирования воздуха с помощью эксергетического КПД. Выполнен анализ влияния исходных параметров

Ключевые слова: авиационная воздушно-холодильная машина, система кондиционирования воздуха, термодинамическая эффективность, эксергетический КПД, реальный цикл.