бхідності підтримувати в баках високе тиск. Невеликий тиск повітряної подушки в баках () створюється для забезпечення бескавитационной роботи насосів. Насосна система подачі палива значно складніше витискної, але для двигунів середніх і великих тяг вона переважніше, т. к. вага всієї системи живлення РРД, включаючи баки з паливом, буде менше.
Системи живлення РРД з насосною подачею палива бувають:
1) з автономної (незалежної) турбіною (схема "без допалювання");
2) з передкамерного турбіною (схема "з допалюванням").
Системи РРД з автономною турбіною застосовуються для маршових двигунів середньої тяги (Максимальне значення тиску в КС). Слід враховувати те, що автономні турбіни є високоперепаднимі () і маловитратних, а також те, що вони знижують питомий імпульс тяги двигуна на 2-6% через викид "м'ятої" газу за борт ракети. p> Системи РРД з передкамерного турбіною використовуються в двигунах великої тяги з високим тиском у КС (). Передкамерні турбіни є високовитратні і нізкоперепаднимі (). Двигуни даної схеми більш економічні, так як в них виключаються втрати питомої імпульсу тяги через витрачання палива на харчування турбін. [1]
Так як інтервал часу роботи ДУ досить значний і двигуни мають середню тягу, вибираємо насосну систему подачі палива без допалювання генераторного газу (Див. рис.1). br/>В
Рис. 1. Схема живлення РРД з автономною турбіною і газогенератором, працюючим на основних компонентах палива: 1 - камера згорання; 2, 3 - відсічні клапани; 4 - насос пального; 5 - бак пального; 6 - бак окислювача; 7 - насос окислювача; 8 - газогенератор;
9 - Турбіна; 10 - вихлопне сопло
Виходячи з того, що один з компонентів палива (кисень) є криогенним, турбіну ТНА будемо розташовувати консольно (див. рис.2). Центральне розташування турбіни в даному випадку нераціонально, так як умови роботи такого ТНА вкрай складні через високих перепадів температури в порожнинах ТНА.
В
Рис.2. Схема розташування турбіни в ТНА: а - центральне розташування турбіни;
б - Консольне розташування турбіни
2. Оціночний розрахунок проектних параметрів РРД
Даний розрахунок виконується згідно [2].
Вихідні дані:
1) Тяга 1-го ступеня;
2) Кількість двигунів ДУ;
3) Тяга одиничного двигуна;
4) Паливо гас;
5) Тиск в камері згоряння одиночного двигуна;
6) Тиск на зрізі сопла. p> Стандартні параметри палива:
1) Показник процесу витікання продуктів
згоряння з сопла;
2) Універсальна газова постійна;
3) Питома імпульс тяги;
4) Температура горіння в камері згоряння
зразкового двигуна;
5) Щільність окислювача;
6) Щільність пального;
7) Вагове співвідношення компонентів палива. p> 2.1 Визначення питомої імпульсу КС маршового двигуна
2.1.1 Температуру горіння палива обчислюємо ...
