Проектирование турбонасосного агрегата для двигателя первой ступени ракеты на основе аналога РД107

Содержание

1. Задание на курсовой проект и его анализ

2. Схема двигательной установки

3. Физико-химические характеристики топливных компонентов

3.1 Несимметричный диметилгидразин

3.2 Четырехокись азота

3.3 Топливная пара

4. Работа ПГС

5. Определение исходных данных для расчета ТНА

5.1. Выбор параметров ГГ

5.2. Определение массовых расходов в КС

5.3. Балансовый расчёт

6. РАСЧЁТ НАСОСА ОКИСЛИТЕЛЯ

6.1 Определение выходных параметров насоса

6.2 Определение угловой скорости

6.3 Расчет шнека и входа в центробежное колесо

6.4 Согласование параметров шнека на выходе и параметров ЦБК на входе

6.5 Поверочный кавитационный расчет

6.6 Определение размеров центробежного колеса

6.7 Расчет подвода

6.8 Расчет отвода

6.9 Расчет потерь, мощности и КПД насоса

6.10 Расчёт уплотнений

7 РАСЧЁТ НАСОСА ГОРЮЧЕГО

7.1 Определение выходных параметров насоса

7.2 Расчёт шнека и входа в ЦБК

7.3 Согласование параметров шнека на выходе и параметров ЦБК на входе

7.4 Поверочный кавитационный расчет

7.5 Определение размеров ЦБК

7.6 Расчет подвода

7.7 Расчет отвода

7.8 Расчет потерь, мощности и КПД насоса

7.9 Расчёт уплотнений

8. Расчет Турбины

8.1 Определение потребного расхода газа

8.2 Параметры потока в осевом зазоре

8.3 Определение оптимальной высоты лопаток колеса

8.4 Определение размеров соплового аппарата, состоящего из конических сопл

8.5 Определение параметров решетки колеса

8.6 Определение параметров потока на выходе из колеса

8.7 Определение работы, мощности и КПД турбины

9. Список литературы

Задание на курсовой проект и его анализ

Спроектировать турбонасосный агрегат (ТНА) для двигателя первой ступени ракеты на основе аналога РД107. Схема без дожигания генераторных газов (открытая), имеющего следующие параметры:

Тяга в пустоте – Рп = 1.1 МН;

Давление в камере сгорания – Ркс = 8.0Мпа;

Давление на срезе сопла – Ра = 0.05 Мпа;

Время работы - t∑ = 140c.

Компоненты топлива:

Окислитель – АТ;

Горючее – НДМГ.

Запуск одноразовый. Работает без перерыва. Наддув баков происходит за счет ГАДа. Для обеспечения максимальной дальности полета целесообразно использовать СОБ, которая позволит развивать большую скорость в конце активного участка. Для обеспечения устойчивого режима работы и для максимального использования энергии топлива, идущего на турбину и выбрасываемого за борт, устанавливаем ССК на линии горючего ГГ, а расход через ГГ регулируется с помощью регулятора РКС на линии окислителя ГГ.

Схема двигательной установки

Характер решения пневмогидравлических систем двигательной установки (ДУ) определяется общими особенностями питания камеры топливными компонентами: система подачи насосного типа без дожигания восстановительного генераторного газа. Применение восстановительного газа обосновано тем, что допускаемая температура такого газа для лопаток турбины выше, чем окислительного газа, и этот газ имеет большую газовую постоянную. Вследствие этого адиабатная работа газа, используемого для привода восстановительных турбин, больше, чем у окислительных, что выгодно в энергетическом балансе этой системы подачи топлива.

По этой схеме восстановительный газ после турбины направляется в окружающее пространство. Недостатком такой схемы является то, что химическая энергия безвозвратно пропадает. Хотя конструктивно реализовать схему без дожигания относительно проще, чем схему с дожиганием. Также следует обеспечить надежное разделение турбины и насоса окислителя, так как газ – восстановительный. Это достигается установкой термоизолирующих прокладок.

Преимущество схем с самовоспламеняющимися компонентами в том, что ей не нужны какие-либо пусковые системы, но для большей надежности запуска, для предварительной раскрутки турбины и прорезания мембранных клапанов воспользуемся твердотопливным газогенератором (ТГГ), расположенным перед турбиной. Для того, чтобы использовать самовоспламеняющиеся компоненты в открытой схеме нужно организовать специальную пусковую линию подачи компонентов в газогенератор, по которой при малом давлении подачи поступал бы больший их расход.

Использование топливной пары «АТ+НДМГ» вносит свои особенности в проектирование ДУ. Компоненты самовоспламеняющиеся, поэтому для организации процесса горения в камере сгорания (КС) и газогенераторах, не требуется дополнительных мер для обеспечения надежной и простой системы зажигания.

ТНА (СБ).cdw

ГОСТ 2246-70-С15-Э42
ГОСТ 2246-70-У4-Э100
Технические требования:
Диск турбины изготовлен из жаропрочной стали ЭИ395.
Лопатки отлиты из сплава ЛК-4
Рабочие колеса насосов изготовлены из алюминиевого сплава.
Корпуса насосов изготовлены из алюминиевого сплава АЛ-19
и защищены от коррозии анодированием.
Вал изготовлен из пружистой стали 60С2А
Соединения фланцев корпусов должны быть герметичны
во избежание просачивания компонентов
из корпуса и его возможного воспламенения.
Вал ротора и насоса окислителя должны быть статически и динамически сбалансированы.
Проверка вращения ротора без задевания о статор.
Контроль зазоров между ротором и корпусом в осевом и радиальном направлении
уплотнении между плавающим кольцом и ЦБК насосов окислителя и горючего
импеллером и статором: зазор со стороны лопаток
с гладкой стороны импеллера
Графитовое уплотнение с сегментными кольцами должно плотно прижиматься к посадочным
воспринимающие большую температуру должны быть устойчивы к температурным
деформациям (не допускаются коробление корпуса
изгиба и создания напряжения в валах и прочих
внутренних деталях). Также они должны обеспечивать хорошую герметичность при высокой температуре.
Проводить затяжку гаек и винтов с помощью специального моментного ключа.
Проверка контровки всех винтов и гаек.
Шероховатость поверхностей сварных швов не грубее Rz=80 мкм.
ГОСТ 2246-70-Т6-Э42А
ГОСТ 2246-70-С5-Э42
Технические характеристики:
Частота вращения ротора
Число оборотов n=15556 обмин.
Мощность турбины N=5.234 МВт.
Мощность НОК N= 2.716 МВт.
Расход через НОК m=265.67 кгс.
Мощность НГ N=2.518 МВт.
Расход через НГ m=93.19 кгс.

Спецификация.spw

А861.КП1904.000.000СБ
Крышка насоса окислителя 1
Крышка насоса окислителя
Крышка насоса окислителя 2
Крышка насоса горючего
Корпус насоса горючего
Крышка корпуса турбины
Шнек насоса окислителя
Коническая втулка НО
Ограничевающая гайка НО
Манжетное уплотнение
Опорные кольца подшипников
Вал насоса окислителя
Опорное кольцо ограничительное
Уплотнительные кольца
Шнек насоса горючего
Коническая втулка НГ
Ограничевающая гайка НГ
Винт невыпадающий М4-16
Винт установочный М5-10
Винт невыпадающий М4-19

ПГС.cdw

- Отсечной клапан горючего
- Отсечной клапан окислителя
- Регулятор расхода
- Дроссель системы СОБ
- Стабилизатор соотношений компонентов
- Отсечной клапан горючего в ГГ
- Отсеченой клапан окислителя в ГГ
- Газовый аккумулятор давления
- Заправочно-сливной клапан
- Дренажно-предохранительный клапан
- Датчики уровня компонента
- Редуктор давления ГАД
- Мембранный клапан ГАД