Вплив витоку компонентa з порожнини насоса в область турбіни на стійкість роботи турбонасосного агрегата

Андрієвський, МВ, Мітіков, ЮО
Space Sci. & Technol. 2021, 27 ;(1):97-102
https://doi.org/10.15407/knit2021.01.097
Мова публікації: Англійська
Анотація: 
Останнім часом в світі стабільно зростає інтерес до ЖРД, що працюють на екологічно чистому паливі, що обумовлено законодавчою відмовою багатьох країн від токсичних компонентів. Відомо, що найбільш поширеними висококиплячими екологічно чистими компонентами палива є пара перекис водню - гас. Однак, двигуни, що працюють на цій парі компонентів палива, характеризуються порівняно низьким питомим імпульсом в порівнянні з двигунами, що працюють на компонентах кисень гас. Для компенсації цієї різниці доцільно проектувати двигуни по схемі з допалюванням генераторного газу. Відомо, що турбонасосний агрегат (ТНА) є найбільш складним і наукомістким агрегатів в двигуні такої схеми. Цей факт робить актуальним наукові роботи, спрямовані на вивчення процесів які протікають в ТНА. Надзвичайно важливим є визначення впливу витоку компонента з порожнини насоса в порожнину турбіни і формування рекомендацій щодо організації стійкої роботи турбіни. В результаті проведення натурних випробувань ТНА, спроектованого для ЖРД з допалюванням генераторного газу було виявлено, що витік з порожнини насоса в порожнину турбіни суттєвим чином впливає на стійкість роботи ТНА. Залежно від величини витоку спостерігалося падіння потужності, що генерується турбіною, від 20 до 45%, що в свою чергу це призводило до зниження обертів ротора турбонасосного агрегату і як наслідок до падіння тиску компонента на виході з насосу. В ході проведення робіт, була виявлена ​​причина падіння потужності, що генерується турбіною, і були запропоновані способи зменшення впливу витоку на режим роботи ТНА. Сформовані рекомендації щодо зменшення впливу витоку компонента на режим роботи ТНА можуть бути застосовані для проектування ТНА РРД з допалюванням генераторного газу.
Ключові слова: виток, перекис водню, ракетній двигун, стійкість роботи, стояночне ущільнення, турбонасосній агрегат
References: 
1. Anderson W. E., Butler K., Crocket D., Lewis T., McNeal C. (2000). Peroxide propulsion at the turn of the century. 4th International Symposium on Liquid Propulsion (3 March 2000), Heilbronn, Germany, 59 p.
2. Andriievskyi M. (2019). Peculiarities of start transience of the rocket engine which runs on eco-friendly storable propellant. Vestnik Dvigatelestroeniya, No. 1, 29—34 [in Russian].
3. Andriievskyi M., Mitikov Y., Shamrovskyi D. (2018). Control Peculiarities of Rocket Engine Which Runs on Ecologically friendly Storable Propellant. Vestnik Dvigatelestroeniya, No. 1, 16—21 [in Russian].
4. de Selding Peter B. (2016). SSTL Developing Non-toxic Thruster ahead of Possible European Hydrazine Ban. Paris: Space News.
5. Geymberger Yu. O., Gorbenko G. A., Shementov A. M. (2009). Design and Development of Liquid Propulsion Engines Feeding Systems. RVV DNU, 96 p.
6. Huzel D. K., Huang D. H. (1967). Design of Liquid Propellant Rocket Engines. Houston: National Aerospace and Space Administration, 461 p.
7. Ivanov Ya. N., Badun O. P., Deshevyih S. A., Ivchenko L. F. (2018). Turbo-Pumps of Rocket Engines designed in Yuzhnoye design office. Kosmicheskaya tehnika. Raketnoe vooruzhenie, No. 2, 26—33 [in Russian].
8. Ivchenko L. F., Deshevyih S. A., Maksimchuk R. F. (2012). Design experience of RD 861K autonomous turbine. Aviatsionno-kosmicheskaya tehnika i tehnologiya, No. 9, 174—179 [in Russian].