На головну

Питомі характеристики двигунів різних схем

  1. III.2.1) Поняття злочину, його основні характеристики.
  2. U - образні і робочі характеристики синхронного двигуна
  3. U - образні характеристики синхронного генератора
  4. XIII. ЛІНІЯ ПРАГНЕННЯ ДВИГАТЕЛЕЙ ПСИХИЧЕСКОЙ ЖИТТЯ
  5. Аграрні кризи надвиробництва і антициклічної політика держави на різних етапах розвитку сільського господарства
  6. АТ. Механічні характеристики АД при різних режимах роботи
  7. АКУСТИЧНІ характеристики мікрофона.

Ми розглянули рідинні ракетні двигуни з різними схемами:

- З витіснювальний подачею;

- З насосною подачею компонентів без допалювання генераторного газу (на схемі позначена «рідина-рідина»);

- З насосною подачею компонентів з дожиганием генераторного газу (на схемі - «газ-рідина»І«газ-газ»).

залежність  для розглянутих схем двигунів наведена на рис. 8.5.

Незважаючи на велику різницю конкретних схем викиду відпрацьованого генераторного газу, всі вони мають певні втрати питомої імпульсу на привід ТНА. Ці втрати можуть бути оцінені коефіцієнтом

де  - Відносний витрата генераторного газу,

IГГ - питомий імпульс вихлопної системи генераторного газу;

Iк - питомий імпульс камери.

 
 

Мал. 8.5. Якісна залежність питомої імпульсу від тиску в камері згоряння і області оптимальних рк для різних схем подачі палива (ВП - витіснювальний подача, насосна схема "Ж-Ж" - схема без допалювання генераторного газу, насосні схеми "Г + Ж" і "Г + Г" - схеми з дожиганием генераторного газу)

З урахуванням коефіцієнта ?ТНА ефективний питомий імпульс двигуна

Iдв= Iк· ?ТНА.

Пристрій реактивного вихлопу, який в залежності від зовнішнього тиску може мати IГГ/ Iк = 0,2 ... 0,4, знижує втрати на привід ТНА і наближає ефективний питомий імпульс до питомому імпульсу камери двигуна.

Підвищення тиску в камері вимагає і більш високого тиску подачі компонентів, яке збільшує потужність ТНА, а це викликає зростання відносної витрати генераторного газу. Остання обставина і накладає обмеження на межу обґрунтованого підвищення тиску в камері. На рис. 9.5 показано, що з ростом Рк питомий імпульс камери безперервно зростає, але через збільшення втрат на привід ТНА ефективний питомий імпульс двигуна зростає тільки до певних меж. Після цього приріст питомої імпульсу камери вже не компенсує зростаючих втрат на привід ТНА.

Тому зниження втрат на привід ТНА - важливе завдання. Вона в основному вирішується вдосконаленням конструкції ТНА, раціональним вибором його параметрів і ефективної організації вихлопу генераторного газу. У сучасних ЖРД без допалювання генераторного газу максимальні Рк знаходяться в межах 10 ... 12 МПа.

У схемах двигунів, виконаних з дожиганием генераторного газу, коефіцієнт ?ТНА = 1 і Iдв = Iк.

Для схем двигунів типу газ + рідина забезпечуються Рк = 25 ... 30 МПа, а в схемі двигунів з дожиганием двох генераторних газів, тобто двигунів типу газ + газ забезпечуються Рк до 40 МПа (див. графік на рис. 8.5).

9. Принципи та особливості експериментальної відпрацювання складних технічних систем (ЖРД і рухових установок)

випробування - Це експериментальне визначення кількісних і якісних властивостей об'єкта випробувань як результату впливу на нього різних факторів при його функціонуванні.

При розробці сучасних ЛА приблизно 60% виникаючих проблем конструювання і розрахунку систем вирішуються за допомогою експериментальних даних, отриманих при випробуваннях дослідних зразків. Велика вартість випробувань і тривалість їх проведення стають визначальними в загальних витратах і терміни, необхідні для створення ЛА.

Тому вирішення проблеми скорочення термінів і вартості розробки ракетно-космічної техніки (двигунів і рухових установок в першу чергу) зводяться, в основному, до раціональної організації процесу експериментального відпрацювання.

Випробування машин значно розрізняються за способом проведення, призначення, характеру і навіть термінології в різних галузях машинобудування.

Спільними для всіх галузей машинобудування є:

- Випробування машин нових конструкцій, призначені для виявлення основних якостей машин перед запуском в серійне виробництво;

- Випробування машин серійного виробництва, які проводяться для перевірки якості продукції, що випускається і їх відповідності технічним вимогам;

- Науково-дослідні випробування машин, що дозволяють вивчити вплив на роботу машин різних факторів, слабо піддаються попередньою оцінкою і розрахунками, і накопичити досвідчений матеріал для вдосконалення машин.

Якщо розглядати створення ракетно-космічного комплексу (РКК), то випробування РКК - це всебічна перевірка, якій піддаються апаратура, вузли, системи РКК і комплекс в цілому для встановлення відповідності їх характеристик пред'являються тактико-технічним вимогам.

Випробування РКК являють собою складну і різноманітну систему заходів і є основним джерелом достовірної інформації для обгрунтування прийнятих рішень при проектуванні і створенні нових зразків.

Основними умовами випробувань РКК є:

- Раціональне поєднання обсягів наземних і льотних випробувань;

- Послідовність випробувань;

- Повнота випробувань.

Перша умова передбачає збільшення обсягу всіх видів наземних і скорочення обсягу льотних випробувань РКК.

Послідовність випробувань передбачає перехід до відпрацювання і випробувань від елементів до блокам (системам) і від блоків (систем) до комплексу в цілому.

Повнота випробувань передбачає проведення випробувань комплексу на заключному етапі створення в повній штатної його компонуванні.

На практиці пошук оптимального варіанту конструкції літального апарату і його систем ведуть шляхом виготовлення, випробування і відбору кращих варіантів окремих агрегатів і систем. Процес пошуку оптимального варіанта конструкції є тривалим і трудомістким, вимагає проведення випробувань значного числа досвідчених зразків.

Можливі два напрямки проведення експериментального відпрацювання РКК.

Перший шлях робить основний упор на проведення великого числа льотних випробувань з метою підтвердження правильності прийнятих технічних рішень та внесення змін в конструкцію за результатами випробувань. Така концепція відпрацювання була прийнята в США на ранніх етапах розвитку ракетної техніки (програми "Атлас", "Титан") і в СРСР (програма "Схід"). Основним недоліком цього підходу до відпрацювання є його висока вартість і тривалість через необхідність проведення великого числа льотних випробувань, мала інформативність кожного з них. Так, за програмою "Атлас" треба було провести більше 150 випробувальних пусків і за програмою "Схід" з урахуванням попередніх модифікацій більш 30.

Другий шлях передбачає забезпечення відпрацювання ракетно-космічної техніки в наземних умовах з максимальним наближенням умов випробувань до штатних (польотних). Такий підхід до відпрацювання викликав необхідність створення експериментально-випробувальної бази. Так на початку 1960-х років в рамках місячної програми "Сатурн-Аполлон" в США була створена потужна випробувальна база, що дозволяє проводити повний цикл наземного відпрацювання виробів ракетно-космічної техніки (двигунів, рухових установок і ступенів ракет-носіїв). В результаті при льотної відпрацювання ракет "Сатурн-1В" і "Сатурн-5" було проведено всього п'ять льотних пусків. Уже шоста ракета "Сатурн-5", а не тринадцята, як передбачалася планом, могла бути використана для вирішення основного завдання програми польоту (cемь експедицій на Місяць). Необхідно також відзначити, що створена в рамках програми "Сатурн-Аполлон" випробувальна база була використана з незначними доробками при виконанні наступних програм, в тому числі і програми по створенню багаторазової транспортної космічної системи (МТКС).

Випробування слід вважати природним продовженням проектних і дослідницьких робіт, які закінчуються створенням дослідних зразків.

Працездатність рухової установки оцінюється тільки на підставі результатів випробувань.

Так, для підтвердження нижньої межі ймовірності безвідмовної роботи (ВБР) Рн > 0,99 при довірчій ймовірності 0,95 необхідно провести n = 300 безвідмовних випробувань, а для Рн > 0,999 - n = 1000 безвідмовних випробувань.

Першим етапом випробувань є конструкторська відпрацювання дослідних зразків, що має на меті уточнити проектні дані і вибрати штатний варіант конструкції. Цей етап включає, як правило, попередні випробування, які займають 15 ... 20% від загального обсягу випробувань. Потім слід доведення штатного варіанта вироби та оцінка його характеристик, що становлять основний обсяг (60 ... 70%) доводочних випробувань (ДІ). Обсяг завершальних доводочних випробувань (зди) становить до 10 ... 25%. Відпрацювання складних технічних систем завершуються, як правило, державними випробуваннями.

Незалежно від складності експериментальних програм, кількість дорогих випробувань повинно бути зведене до мінімуму, а сумарна ефективність робіт повинна бути якомога повнішою.

Тому експериментатор шукає можливість заміни складної програми простіший. Один із способів вирішення цього завдання полягає в використанні методів фізичного моделювання, при якому реальний процес досліджується за допомогою фізичних моделей (повне, неповне або наближене моделювання).

Отримані результати можуть бути перенесені на реальний процес шляхом відповідного перерахунку за умови, що модель подібна натурі. Модель подібна натурі, якщо будуть дотримані три умови (при повному моделюванні):

- Забезпечено геометричне подобу моделі і натури;

- Фізичні константи моделі пропорційні відповідним константам натурного процесу, включаючи граничні умови;

- Відповідні критерії подібності для натури і моделі рівні між собою.

Цілком природно, що точне дотримання всіх умов подібності можливо лише в дуже рідкісних випадках, тому на практиці все частіше вдаються до методів наближеного моделювання окремих фізичних процесів. Наприклад, в гідродинамічних процесах необхідно забезпечити рівність критеріїв Рейнольдса і Маха, в теплообмінних процесах - рівність критеріїв Нуссельта і Прандтля. Модельні випробування не виключають натурні, але дозволяють вирішити ряд завдань, в результаті яких можна значно скоротити економічні витрати на експериментальну відпрацювання і створення експериментальної бази.

При цьому розрізняють одно- і багатофакторні випробування. Однак вплив окремих факторів послідовно при випробуваннях не однаково в порівнянні з комплексним впливом різних факторів. При створенні стендів вирішують питання про раціональне кількості і одночасному впливі різних факторів при випробуваннях, т. К. Складність і вартість стендів і випробувань істотно зростають. Але проведення багатофакторних випробувань окупаються в результаті за три - п'ять років за рахунок істотного скорочення часу на підготовку випробування.

Відомо, що зміна ефективності випробувань (W) Від тривалості відпрацювання на етапах наземної і льотної відпрацювання підпорядковується експоненціальним законом. Зазначена залежність показана на рис. 9.4, де крива 1 відповідає зростанню ефективності при льотних випробуваннях (ЧИ), крива 2 - при наземних випробуваннях (НІ). Якби відпрацювання вироби проводилася тільки в льотних експериментах, то для цього треба було б час Тчи.

При наземної відпрацювання швидкість росту ефективності відповідно до специфіки цих випробувань вище (більш висока інформативність і дешевше), однак граничне значення ефективності Wні менше заданого значення Wз через відмінності умов випробувань. Тому для скорочення загального часу і вартості випробувань, відпрацювання ЛА до певного значення ефективності, що відповідає точці А, необхідно проводити в земних умовах, а остаточну відпрацювання до Wз здійснювати в льотному експерименті.

Мал. 9.4. Зміна ефективності випробувань (W) В залежності від часу (Т):

1 - при ЧИ; 2 - при НІ; 3 - ділянка АВ при НІ з імітацією штатних (польотних) умов; ОА - відпрацювання при НІ; ВС - відпрацювання при ЧИ

Планку ефективності наземних випробувань можна підняти вище (крива 3 - ділянка АВ, см рис. 9.4) шляхом забезпечення імітації польотних умов експлуатації на стенді (висотних умов, умов на вході в двигун по тиску і температурі в магістралях окислювача і пального і т. Д. ). Це дозволяє зменшити кількість дорогих льотних випробувань до одного-двох. В цьому випадку відпрацювання проводять в три етапи: ОА - відпрацювання при наземних випробуваннях, АВ - відпрацювання при наземних випробуваннях з імітацією польотних умов і ВС відпрацювання при ЧИ, при цьому загальна тривалість відпрацювання Тні + їм + чи буде найменшою. Зазначений розподіл наземних і льотних випробувань в більшій мірі можна застосувати для складних технічних систем (двигун, ДУ і космічний апарат), де основною є наземна відпрацювання.

Якщо розглядати витрати для проведення однієї доопрацювання на стадії проектування, наземної відпрацювання і льотних випробувань, то вони розподіляються у співвідношенні 1: 10: 100. Це також підтверджує доцільність ієрархічного побудови програм випробувань, що передбачає проведення випробувань по етапах: спочатку - випробування елементів, потім - випробування блоків і в підсумку - випробування системи в цілому.

Перевагами випробувань на нижчих рівнях є простота застосовуваного обладнання та виявлення дефекту.

Якщо розглядати ЖРД, то процес відпрацювання проводиться в наступній послідовності:

- Випробування елементів, агрегатів (вузли ущільнення і опори насосів, насос, газогенератор, камера згоряння, клапан та ін.);

- Випробування систем (ТНА з ГГ, ГГ з КС і ін.);

- Випробування імітатора двигуна;

- Випробування двигуна;

- Випробування двигуна в складі ДУ;

- Льотні випробування (РКС) ЛА.

У практиці створення двигунів відомі 2 методу стендової доведення, які можна кратно характеризувати як послідовний (консервативний) і паралельний (прискорений) методи.

Основна відмінність цих методів в тому, що в разі послідовного методу доведення при виявленні дефекту двигуна випробування припиняються до розробки і впровадження на двигунах заходів щодо усунення цього дефекту. У разі паралельного методу доводочниє випробування не перериваються і заходи щодо усунення дефекту розробляються і впроваджуються в процесі триваючих ДІ двигуна.

У табл. 9.1 представлені основні характеристики двигунів F-1, J-2 (США) і РД0120 (Росія), при створенні яких в основному був застосований паралельний метод, і двигуна SSME (США) із застосуванням послідовного методу відпрацювання. У таблиці наведено: загальна кількість двигунів (N), Витрачених на доведення, кількість випробувань, сумарне напрацювання двигунів і середнє напрацювання одиночного двигуна до часу проведення 1-го льотного випробування. Для доведення двигуна SSME було витрачено 13 двигунів (за іншими джерелами 20) і 20 комплектів ТНА для заміни дефектних.

Таблиця 9.1

Основні характеристики відпрацювання двигунів

 двигун  Характеристики двигуна (тяга, паливо, тиск в камері), кол. вкл.  Кількість витрачених двигунів (N)  Кількість випробувань до 1-му польоту, nісп  Сумарне напрацювання до 1-му польоту, з  Напрацювання одиночного двигуна до 1-му польоту, з
 F-1 R= 6770 кН; гас + Про2; pк = 7,0 МПа;n= 1; tл= 150 з
 J-2 R= 1020 кН; Н2+ Про2; pк= 5 МПа;n= 2; tл= 370 з
 РД0120 R= 1960 КНН2+ Про2; pк = 21,8 МПа;n= 1; tл= 500 з
 SSME R= 2090 кН; Н2+ Про2; pк= 23 МПа;n= 55; tл= 500 з  13 (20) + 20 ТНА

Така мала кількість двигунів, витрачених на доведення SSME фірмою «Рокетдайн», можна пояснити наступними факторами:

- Використанням накопиченого досвіду при відпрацюванні експериментального киснево-водневого двигуна з тягою 2090 кН (pк = 23 МПа);

- Застосуванням послідовного методу доведення двигуна;

- Застосуванням випробувальних стендів для випробувань двигуна і ДУ на номінальному режимі;

- Підвищеним значенням середнього напрацювання одиночного двигуна (8000с), отриманим до 1-му польоту і забезпечуваним за рахунок ремонтопридатності і восстанавливаемости конструкції і застосування ефективних систем діагностики та аварійного захисту двигуна при випробуваннях.

Слід також зазначити, що двигун РД0120 на початковому етапі відпрацювання через відсутність повнорозмірного стенду випробовувався послідовно на 20, 50, 75 і 100% режимах по тязі. Крім того, автономна відпрацювання основних систем двигуна РД0120 (ГГ, КС і ТНА) проводилася при доводочних випробуваннях стендового варіанта двигуна. Зазначені фактори вимагають більшої кількості двигунів для його відпрацювання.

Після завершення відпрацювання двигуна і пневмогідросистем ДУ на стенді проводяться комплексні випробування ДУ, що включають холодні і вогневі стендові випробування (Хсі і ОСІ) ДУ [9].

Комплексні стендові випробування ДУ є завершальними в наземної відпрацювання ступеня РН і ракетних (розгінних) блоків. При цьому слід зазначити, що комплексні випробування ДУ РН середнього і важкого класів типів "Енергія" і ін., Що включають етапи Хсі і ОСІ, проводяться перед льотними випробуваннями на універсальному комплексі стенд-старт (УКСС).

Розрізняють випробування: прискорені, обтяжені (по числу включень - n, За рівнем режиму функціонування - рк і за тривалістю випробування - t).

Установчі, спеціальні (СПИ) випробування, які проводяться перед початком серійного виробництва або періодично при вдосконалення (доробках) технологічного процесу для перевірки всього технологічного ланцюжка (її стабільності).

Контрольне випробування (КІ) включають контрольно-технологічні (КТІ) і контрольно-вибіркові випробування (КВІ), які проводяться для перевірки двигунів при їх серійному виробництві. Тривалість КТИ повинна бути більше часу встановлення теплових процесів в двигуні (> 30-50 с). КВІ двигуна, як правило, проводиться на обтяжених режимах по рк і тривалості випробування.

Так, наприклад, двигун РД0120, призначений для установки в блок "Ц" РН "Енергія" піддавався:

- Кожен двигун двом КТИ: КТІ-1 (t = 120 c) з частковою перебиранням і заміною настроювальних шайб за результатами КТІ-1; КТІ-2 (t = 120 c);

- Один двигун з партії, що складається з п'яти двигунів, - КВІ (t = 600 c) на обтяжених режимах за рівнем тяги і тривалості випробування.



Попередня   12   13   14   15   16   17   18   19   20   21   22   23   24   25   26   27   Наступна

Оптимізація рухової установки в складі ЛА | Основні вузли і агрегати ЖРД | Основні завдання автоматики ЖРД і її склад | Системи управління кінцевими параметрами траєкторії руху ЛА (тяга і співвідношення компонентів) | Система управління вектором тяги | Система наддуву баків | Етапи запуску і зупинки | Системи розкрутки турбонасосного агрегату | Система запалювання і займання палива | Основні особливості схем |

© um.co.ua - учбові матеріали та реферати