Жидкостный ракетный двигатель. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя Алмазные ролики для правки

УДК 62-762

АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ИЗМЕНЕНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ НАСОСОВ И ТУРБИН ТНА ЖРД

В статье рассмотрены факторы, влияющие на изменение зазоров в уплотнениях высокооборотных турбо-машин, предложены аппроксимирующие зависимости для анализа изменения зазора в процессе работы агрегата. Показано, что для высокооборотных агрегатов нежелательно при проведении расчета и анализа работы тур-бомашин использовать предположение постоянства зазора на всех режимах работы.

Уплотнение, ротор, статор, зазор, турбомашина, деформации.

При создании высокооборотных тур-бомашин одним из ключевых моментов является выбор зазора между роторным и ста-торным элементами уплотнения. Выбор оптимальных величин и анализ изменения зазоров в уплотнениях проточной части играют важную роль при создании уплотнитель-ного узла, так как именно зазоры во многом определяют эффективность и работоспособность конструкции. Особенно актуальной эта задача является для турбонасосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей, элементы конструкции которых подвергаются значительным силовым и температурным деформациям (перепады давления на элементах уплотнения до 60 МПа, температуры до 1000 К, окружные скорости роторных элементов уплотнений до 600 м/с). Важность проблемы выбора зазора обусловлена следующим:

Снижение зазора ведет к уменьшению утечек через уплотнения, то есть повышению экономичности турбомашины;

Уменьшение зазора приводит к росту вероятности возникновения фрикционного или ударного контакта между роторным и статорным элементами уплотнения, то есть повреждению уплотнительных поверхностей и, возможно, выходу агрегата из строя.

В турбонасосных агрегатах наиболее широкое распространение получили неподвижные и самоустанавливающиеся уплотнения с гарантированным зазором.

Для бесконтактных уплотнений можно выделить три вида зазоров - монтажные, рабочие и минимальные гарантированные зазоры. Монтажные зазоры - зазоры между роторным и статорным элементами уплотнения при сборке, определенные как полуразность диаметров, исходя из предположения о концентричном взаимном расположении ротора и статора. Рабочие зазоры - за-

зоры между ротором и статором с учетом силовых и температурных деформаций, полученные из условия осесимметричности деформаций, определяющие расход через уплотнение. Минимальные гарантированные зазоры - зазоры, определенные с учетом силовых и температурных деформаций, а также возможного взаимного монтажного и эксплуатационного смещения элементов конструкции, определяющие работоспособность уплотнения .

В общем случае имеется два типа причин, вызывающих изменение зазора между роторными и статорными частями уплотнения:

Монтажные смещения, то есть смещения осей уплотнительных поверхностей относительно геометрической оси, которые имеются в собранном агрегате перед его запуском, на них влияют три группы факторов: конструктивная схема агрегата, особенности технологического процесса и фактические погрешности изготовления деталей, технологический процесс сборки и контроля узлов уплотнений;

Эксплуатационные смещения, вызванные условиями работы агрегата в составе двигателя - температурными и силовыми деформациями, изгибом вала от действия гидравлических и газовых сил, нагрузками от дисбалансов, колебаниями и т.д.

Номинальные значения радиальных зазоров в уплотнениях назначают исходя из опыта проектирования и статистики эксплуатации аналогичных агрегатов или расчетным путем. Как правило, используется комбинация этих двух способов. Обычно для каждого уплотнения выполняется расчет напряженно-деформированного состояния на номинальном режиме работы. Так же выполняются расчеты динамики изменения теплового состояния конструкции в процессе

работы агрегата . Эти расчеты выполняются в специализированных САЕ-системах с применением метода конечных элементов с целью определения номинальных значений деформаций элементов уплотнения, назначения номинальных монтажных и рабочих зазоров. Расчет монтажных и эксплуатационных смещений производится по предельным, наиболее неблагоприятным с точки зрения работоспособности сочетаниям допусков размеров, формы и расположения поверхностей. Выполнение расчета методом конечных элементов для каждого режима работы (запуска, останова, перехода с режима на режим) является сложным, длительным и трудоемким процессом. В связи с этим целесообразно проведение расчета динамики изменения радиального зазора с использованием упрощенных зависимостей. Такие зависимости должны удовлетворять следующим требованиям:

1) универсальность - должны обеспечивать возможность расчета значений радиального минимального гарантированного и рабочего зазоров для любой лопаточной машины: насоса, турбины, компрессора;

2) простота - не должны требовать применения дополнительных расчетов с использованием САЕ-систем;

3) высокая точность - должны учитывать все доступные при проектировании роторного и статорного элементов уплотнения данные о деформациях элементов уплотнения, допусках размеров, формы и расположения поверхностей.

Рассмотрим уплотнения ротора с гарантированным зазором. Радиальный рабочий зазор в уплотнении АКР равен разнице монтажного зазора АКМ и суммы величин силовых и термических деформаций АКД вращающегося и неподвижного уплотни-тельных элементов:

ЛЯ^Л^-Л^. (1)

Местный минимальный зазор

А^^А^-А^-бЯ.-в, (2)

где = 8R¡б + 8Rlaб - местное

уменьшение радиуса уплотнительной поверхности корпуса, вызванное отклонениями ее формы при изготовлении и сборке (8 7?фб) и отклонениями формы из-за воздействия силового и температурного нагруже-

ния при работе (8 R£a6);

s=£c6+sPa6 - смещение оси уплотнительной поверхности ротора относительно оси уплотнительной поверхности статора при сборке (всб) и за счет силового и температурного нагружения при работе (£раб)-

Монтажный зазор в уплотнении равен разнице радиусов уплотнительных поверхностей статорного Ry.c и роторного i?y p, измеренных при сборке:

Величина монтажного зазора выбирается из условия выполнения условия ARmin >0 на всех режимах работы. Суммарное значение силовых и термических деформаций определяется как

ARM=5RCM + 5Rvn-5RVM+

где 5 Мс [ - деформация уплотнительного элемента корпуса от перепада давления на уплотнении;

8 Rpц - деформация уплотнительного элемента ротора от центробежных сил;

8 Rpд - деформация уплотнительного

элемента ротора от перепада давления на уплотнении;

8 Rpt - термическая деформация уплотнительного элемента ротора;

8 Rct - термическая деформация уплотнительного элемента корпуса.

Термические деформации 8 Rpt, 8 Rct

имеют положительное значение, если температура конструкции выше температуры деталей при сборке, и отрицательное - при температуре конструкции ниже температуры деталей при сборке.

Величина смещения осей уплотнительных поверхностей

S - S + £ + £ + £ + £ + £ + £ ,

р Р с с.и пр д к.т п "

s - монтажное смещение оси по-

верхности уплотнительного элемента ротора относительно оси его вращения, вызванное зазорами по посадочным поверхностям деталей, отклонениями взаимного расположения поверхностей деталей при изготовлении, зазорами в подшипниках;

£рс - монтажное смещение осей уплотнительных элементов статора при сборке

агрегата, вызванное зазорами по посадкам деталей и отклонениями взаимного расположения поверхностей деталей при их изготовлении;

вси - монтажное смещение осей уп-лотнительных элементов, вызванное деформациями корпусов агрегата в процессе сборки агрегата и двигателя;

Радиус прецессии ротора в процессе работы;

£д - смещение осей уплотнительных

элементов при работе вследствие силовых и термических деформаций корпусов агрегата; вкт - смещение осей уплотнительных

элементов при работе, вызванное деформациями корпусов агрегата под воздействием присоединенных трубопроводов и крепежных элементов двигателя;

£п - смещение осей уплотнительных

элементов, вызванное прогибом ротора под воздействием гидродинамических сил в полостях агрегата.

Из уравнений (1), (2) следует:

Приведенные зависимости справедливы для любых типов бесконтактных уплотнений.

Как следует из зависимостей (2), (3), (4), выбор минимальной, но достаточной для безопасной работы величины монтажного зазора является сложной задачей, так как при этом требуется учесть целый ряд составляющих деформаций и смещений осей уплотнительных элементов. Эта задача осложняется еще и тем, что величины и векторные направления деформаций и смещений осей носят вероятностный характер.

В соответствии с зависимостью (5) минимальное значение рабочего зазора АКр в уплотнении обеспечивается при минимальных значениях <5 и е. Таким образом, одним из направлений обеспечения минимального значения рабочего зазора является повышение точности изготовления деталей агрегата, повышение качества сборки агрегата и двигателя, увеличение жесткости ротора и корпусов агрегата. Более радикальным направлением является использование уплотнений с плавающими кольцами. Схема расчета зазоров в уплотнении с фиксированной гладкой стенкой приведена на рис. 1.

Рис. 1. Схема расчета зазоров в уплотнении с фиксированной гладкой стенкой

В уплотнении с плавающим кольцом смещение оси ротора относительно оси корпуса компенсируется радиальным смещением плавающего кольца. Кроме того, из-за отсутствия жесткой связи между кольцом и корпусом исключается возможность изменения формы уплотнительных элементов при сборке и работе. Плавающее кольцо в процессе работы за счет действия гидродинамических сил в уплотнительной щели, которые на всех режимах работы превышают силу трения по торцу кольца, самоустанавливается относительно уплотнительной поверхности ротора. При этом рабочий зазор в уплотнении равен местному минимальному зазору - А Щ = А11тЫ. Схема расчета зазоров в самоустанавливающемся уплотнении с плавающим кольцом приведена на рис. 2, а.

Уплотнения ТНА работают при высоких перепадах давления, в результате чего на плавающее кольцо действует повышенная сила прижатия к торцу корпуса, не позволяющая ему самоустанавливаться при прецессии оси уплотнительной поверхности ротора. Такие уплотнения относятся к типу полуподвижных уплотнений. В полуподвижных уплотнениях кольцо самоустанавливается относительно уплотнительной поверхности ротора, компенсируя смещения оси и прогибы ротора, но при этом не компенсируются монтажные биения уплотнительной поверхности ротора и ее биения, связанные с прецессией ротора при работе. Следует отметить, что при монтаже полуподвижное кольцо может быть смещено относительно ротора в пределах монтажного зазора и, как следствие, возможен контакт кольца и ротора. При запуске (останове), когда гидродинамические силы меньше сил трения по торцу кольца, полуподвижное кольцо выставляется относительно ротора за счет соударений

между ними . При работе на режиме полуподвижное кольцо выставляется относительно ротора за счет гидродинамических сил в уплотнительной щели, так как они превышают силу трения по торцу кольца. В течение работы агрегата полуподвижное кольцо не отслеживает биений ротора, однако отслеживает положение ротора при переходе с режима на режим. В полуподвижном уплотнении рабочий зазор определяется соотношением

ЛЯ =ЛЯ +8 . (6)

р.п тгп р пр V J

Рабочий зазор в полуподвижном уплотнении (рис. 2, б) меньше, чем в щелевом, на величину

5 Нр Н + £Р с + £с и + £д + т + £п. (7)

Я > 3 ш ^ £

Рис. 2. Схема расчета зазоров в самоустанавливающихся уплотнениях: а - с плавающим кольцом; б - с полуподвижным кольцом

Это главное достоинство уплотнения с полуподвижным кольцом по сравнению со щелевым уплотнением, обеспечивающее пониженные утечки рабочей среды. В щелевых уплотнениях в связи с тем, что величины смещения оси и прогиб ротора трудно прогнозируемы, при небольших монтажных зазорах существует вероятность заклинивания ротора до его работы или выработка уп-лотнительных поверхностей при работе. Уплотнение с полуподвижным кольцом обладает более высокой надежностью, так как лишено указанного недостатка.

Следует отметить, что силовые и термические деформации уплотнительных элементов и прогиб ротора могут быть определены расчетным путем с определенной погрешностью. Кроме того, силовые деформации и прогиб ротора изменяются в зависимости от режима работы, а термические деформации - во времени по мере достижения стационарных значений температуры конструкции. Поэтому необходимо стремиться к достижению минимальных значений деформаций и прогиба ротора. При ЛЯД = 0 рабочий зазор в щелевом уплотнении АЯ^ =ЛКм, а в уплотнении с плавающим кольцом

Разница термических деформаций уплотнительных элементов корпуса и ротора может равняться нулю при одинаковых величинах температуры и одинаковых конструкционных материалах элементов уплотнения, а также при условии, если рабочая температура конструкции мало отличается от температуры, при которой ведется сборка.

Силовые деформации в уплотнениях ТНА двигателей без дожигания были малы. Основной вклад вносили температурные деформации, так как для крыльчаток насосов часто использовались алюминиевые сплавы. В двигателях с дожиганием существенно возросли силовые деформации элементов уплотнений, особенно в кислородно-водородных ЖРД, в которых повышенные деформации обусловлены более высокой напряженностью конструкции. В настоящее время при создании многоразовых ЖРД многократного использования важно сохранение стабильности деформаций и зазоров от пуска к пуску ТНА.

Аппроксимирующие зависимости для определения составляющих деформаций роторного и статорного элементов уплотнения в предположении зависимости перепадов давления на элементах уплотнения от частоты вращения ротора можно представить следующим образом:

5йс.д(т) = <5ДСН°М (п(т)/пном)2 - силовые деформации статорного элемента уплотнения в произвольный момент времени т;

Силовые деформации статорного элемента уплотнения на номинальном режиме работы;

и(т) - частота вращения ротора в про-

извольныи момент времени т; ином - номинальная частота вращения ротора;

5Др.д(т) = °м (п(т)/пном)2 - силовые деформации роторного элемента уплотнения от действия перепада давления в произвольный момент времени т;

<5/?р °м - силовые деформации роторного элемента уплотнения от действия перепада давления на номинальном режиме работы;

гЯр.ц(т) = 5йр°м (п(т)/пном)2 - силовые деформации роторного элемента уплотнения от действия центробежных сил в произвольный момент времени т;

5йр °м - силовые деформации роторного элемента уплотнения от действия центробежных сил на номинальном режиме работы;

пературные деформации статорного элемента уплотнения в произвольный момент времени т;

(т) = ^ (т) - ^ сб - изменение температуры статорного элемента уплотнения;

tc(т) - температура статорного элемента уплотнения в произвольный момент времени т; tccб - температура статорного элемента при сборке уплотнения;

ас (т)) - температурный коэффициент линейного расширения материала статорного элемента уплотнения в зависимости от его температуры в произвольный момент времени т, полученный из аппроксимирующей зависимости ;

«Мт) = *р(тК("Р(Т))ЛР "тем"

пературные деформации роторного элемента уплотнения в произвольный момент времени т;

¿Ц,(т) = *р(т)-*рсб - изменение температуры роторного элемента уплотнения;

/р (т) - температура роторного элемента уплотнения в произвольный момент вре-температура роторного элемен-

та при сборке уплотнения;

ар (т)) - температурный коэффициент линейного расширения материала роторного элемента уплотнения в зависимости от его температуры в произвольный момент

времени т, полученный из аппроксимирующей зависимости.

Обобщенная зависимость для определения рабочего зазора:

чаНОМ/ чаНОМ/

р.ц (Щ2 - (гяс.с(т) - <5Др.,(т)) .

Для минимального гарантированного зазора:

МпЫ = ДДМ - (<5Д£б + "

\ 4 /"-ном/ / ^"^ном"

^* "■ном" ^

В приведенных зависимостях составляющие деформаций, отклонений формы и расположения роторного и статорного элементов уплотнения имеют положительное значение, если ведут к уменьшению монтажного зазора, отрицательные, если ведут к увеличению радиального зазора.

В качестве примера приведем результаты расчета динамики изменения рабочего и местного гарантированного зазоров в процессе проведения испытаний высокооборотной турбомашины (рис. 3). Все параметры на графике, кроме времени, являются нормированными, то есть отнесенными к номинальному значению соответствующего параметра.

Рис. 3. Изменение параметров в процессе проведения испытания:

1 -.минимальный гарантированный зазор; 2 ^рабочий зазор; 3 - температура элементов уплотнения; 4 - частота вращения ротора

При выполнении расчета динамики изменения радиальных зазоров приняты следующие допущения: температура роторного и статорного элементов уплотнения одинакова; смещение осей уплотнительных поверхностей и местное уменьшения радиуса

уплотнительной поверхности корпуса постоянны, независимо от режима работы агрегата, силовые и температурные деформации элементов уплотнения имеют осесим-метричный характер.

Видно, что минимальный гарантированный зазор на некоторых режимах работы составляет до 15 % от монтажного зазора, рабочий зазор - до 30 % от монтажного.

В процессе работы агрегата радиальный рабочий зазор в уплотнении может изменяться в 2-4 раза по сравнению с монтажным, а минимальный гарантирован-ный зазор - в 2-10 раз. Таким образом, часто используемые способы применения при анализе испытаний, работы ТНА расчетов в предположении постоянства радиального зазора не всегда приемлемы.

Библиографический список

1. Дмитренко, А.И. Анализ уплотнений

проточной части насосов и турбин ТНА ЖРД [Текст] / А.И. Дмитренко, A.B. Иванов // Научно-технический юбилейный сборник. КБ химавтоматики. - Воронеж: ИПФ «Воронеж». - 2001. - С. 364-370.

ТНА подразделяются на одновальные и многовальные. В одновальных ТНА турбина и насосы располагаются на одном валу. Преимуществом ТНА, выполненных по такой схеме, является простота конструкции и малый вес. В качестве недостатка необходимо отметить, что только один из насосов (как правило, насос окислителя) работает при оптимальном числе оборотов. При этом насос горючего эксплуатируется при пониженных значениях КПД.

Различают следующие компоновочные схемы ТНА, рис.57.

При трехвальной схеме ТНА числа оборотов насосов и турбины независимы друг от друга и могут выбираться из условий оптимальности работы насосов. Однако, наличие редукторов, работающих в сложных условиях (высокие значения окружной скорости, сложность обеспечения эффективной системы смазки и охлаждения), в некоторых случаях сводит к минимуму выигрыш от повышения значений КПД насосов.

Одновальные

Трёхвальная

Компоновочные схемы ТНА

Наибольшее распространение в ЖРДУ получили одновальные схемы ТНА.

5.3. Устройство центробежного насоса

В ТНА ЖРД обычно в качестве основных применяются центробежные насосы. Основными достоинствами, определяющими преимущественное использование этих видов насосов в ЖРД, являются:

Обеспечение высоких давлений подачи и производительности при малых габаритах и массе;

Возможность работы на агрессивных и низкокипящих компонентах;

Возможность работы с большим числом оборотов и удобство использования турбины для их привода.

На рис.58 показана схема одноступенчатого центробежного насоса. Жидкость по входному патрубку 1 подается на вращающееся колесо (крыльчатку) 2. В колесе насоса жидкость движется по каналу, образованному стенками колеса и лопатками 3. Усилие, действующее со стороны лопаток колеса на жидкость, заставляет ее двигаться так, что запас энергии в единице массы жидкости увеличивается. При этом происходит прирост как потенциальной энергии (статического давления), так и кинетической энергии жидкости.

Рис.58

Схема центробежного насоса:

1 - входной патрубок; 2 - колесо насоса (крыльчатка); 3 - лопатки;

4 - диффузор; 5 - лопатки диффузора; 6 - сборник или улитка; 7 - переднее уплотнение;

8 - подшипник вала; 9 - уплотнение подшипника

На выходе из колеса жидкость поступает в диффузор 4, где уменьшается ее абсолютная скорость и дополнительно возрастает давление. Простейший диффузор состоит из гладких дисков, составляющих его стенки, и называется безлопаточным. Лопаточный диффузор имеет неподвижные лопатки 5 (на рис. 58 показаны пунктиром), которые способствуют более быстрому гашению скорости потока. Пройдя диффузор, жидкость поступает в спиральный канал (улитку) 6, назначение которого состоит в том, чтобы собирать жидкость, выходящую из колеса, а также уменьшать ее скорость. По нагнетающему патрубку жидкость подается в сеть.

Чтобы уменьшить перетекание жидкости из полости высокого давления (диффузора, улитки) в область низкого давления, в насосе делаются уплотнения 7.

Рис.59

Схемы центробежных насосов:

а-с осевым входом; б- со спиральным входом;

в -с двухсторонним входом; г -многоступенчатый насос

Центробежные насосы выполняют с осевым, спиральным и двойным входом, одно-и многоступенчатые. Выбор осевого или спирального входа (рис.59, а,б) определяется в первую очередь условиями компоновки ТНА и двигательной установки. Двойной вход (рис.59, в ) выполняют при больших расходах для уменьшения скорости на входе и тем самым для улучшения антикавитационных свойств насоса. Многоступенчатые насосы (рис.59, г ) применяют при необходимости получения особенно больших напоров.

Обычно корпуса насосов выполняются литьем из высокопрочных алюминиевых сплавов, а в случае высоких давлений - из стали. Количество профилированных лопаток крыльчатки составляет не более 8, а их толщина лежит в диапазоне 2 ¸ 5 мм.

5.4. Крыльчатки насосов

Различают крыльчатки, открытого и закрытого типов, рис.60 (а, б).

Открытая крыльчатка используется в насосах с малым расходом и давлением компонента. Для крыльчатки такого типа характерны значительные потери, обусловленные перетеканием компонента из области повышенного давления (на выходе из насоса) в область пониженного (на входе в насос). Крыльчатка состоит из диска 1 и выполненных на нем лопаток 2.

В закрытых крыльчатках на торцевых поверхностях лопаток устанавливается крышка 3, которая может быть выполнена за единое целое с крыльчаткой. В крыльчатках такого типа потери на перетекание компонента значительно меньше, чем в открытых крыльчатках. Обычно крыльчатки изготавливают литьем. Число профилированных лопаток, как правило не превышает 8, а их толщина менее 5мм. Крыльчатки, представленные на рис.60, относятся к крыльчаткам с односторонним подводом компонента.

Для снижения расхода компонента через лопаточный канал крыльчатки (с целью исключения возникновения процесса кавитации) используются крыльчатки с двухсторонним подводом компонента, рис.61.

Рис.60

Односторонние крыльчатки:

а- открытого типа; б – закрытого типа

Рис.61

Двухсторонняя крыльчатка

8.5. Уплотнения крыльчаток

С целью снижения перетечек жидкости в крыльчатках насосов устанавливаются уплотнения следующих типов: щелевые, лабиринтные и плавающие, рис.62 а,б,в, соответственно.

Принцип работы щелевых уплотнений основан на обеспечении высокого гидравлического сопротивления кольцевой щели между графитовым вкладышем, установленным в корпусе насоса, и проточкой, выполненной во входном сечении диска. Конструкция данного уплотнения допускает до 15% перетечек от объема перекачиваемой жидкости, в то время как лабиринтное, рис.62 б, и плавающее (набор фторопластовых и алюминиевых шайб, установленных во входном сечении крыльчатки), рис.62 в, - до 10 % и 5 %, соответственно.

Рис.62

Уплотнения крыльчаток:

а – щелевое; б – лабиринтное; в - плавающее

5.5. Турбина ТНА

Одним из основных элементов ТНА является газовая турбина. В турбине потенциальная энергия продуктов сгорания из газогенератора или паров охладителя преобразуется в механическую работу турбины. Турбина предназначена для приведение во вращение насосов ТНА. Турбина состоит из соплового аппарата 1, рабочего колеса 2 с двумя рядами рабочих лопаток 3 и 4, направляющего аппарата 5 и корпуса турбины 6 с выходным патрубком 7, рис.75.

Первая ступень турбины представляет совокупность соплового аппарата 1 и лопаток рабочего колеса 3, вторая образована неподвижными лопатками направляющего аппарата 5 и вторым рядом рабочих лопаток 4.

Преобразование энтальпии газового потока в механическую энергию вращения вала осуществляется в два этапа: энтальпии газового потока – в кинетическую энергию струи (в сопловом аппарате); кинетической энергии струи – в механическую энергию вращения вала (на рабочем колесе).

Рис.75

Конструкция турбины ТНА

Валы турбонасосных агрегатов (ТНА) работают при высоких нагрузках и больших числах оборотов. Для облегчения веса их делают полыми. Наибольшие знакопеременные напряжения в металле вала возникают на его наружной поверхности. При этом всякого вида резкие переходы, следы от режущего инструмента и другие дефекты поверхности являются концентраторами напряжений. В этих местах при работе могут образоваться трещины, что приведет к поломке вала. Поэтому особое внимание уделяется чистоте отделки поверхности вала с введением в некоторых случаях упрочняющих операций. Отделке подвергаются не только места под подшипники, уплотнения, посадки, но и все другие участки вала, не сопрягаемые с другими деталями.

Большие числа оборотов (10000-20000 об/мин и более) заставляют конструктора назначать очень жесткие допуски на соосность шеек и посадочных мест, точность расположения осевого отверстия, разностенность и другие размеры. Малейшие геометрические погрешности приводят к неравномерному распредзелению вращающихся масс металла, что вызывает вибрации и тряску ТНА.

5.6. Требования, предъявляемые к газогенераторам

Величина тяги ЖРД, как известно, является линейной функцией секундного расхода топлива. Секундный расход топлива для каждого конкретного двигателя с насосной системой подачи компонентов зависит от мощности, развиваемой турбиной. Мощность турбины полностью определяется секундным расходом и параметрами рабочего тела на входе в турбину, т. е. на выходе из газогенератора. Поэтому газогенератор является устройством, задающим режим работы всей двигательной установки. Это обстоятельство и определяет особые требования к данному звену системы топливоподачи (помимо общих требований, предъявляемых ко всем агрегатам ЖРД, вне зависимости от специфики их работы). Эти требования сводятся к следующему.

1. Высокая стабильность работы. Это значит, что газогенератор на всех режимах работы двигателя должен возможно точнее обеспечивать заданный секундный расход газа и при этом значения параметров газа (состав, давление, температура и др.) не должны выходить за определенные (допустимые) пределы. Чем стабильнее работа газогенератора, тем меньшие нагрузки испытывают в полете системы управления работой двигателя, а это повышает надежность двигателя и точность стрельбы.

Особенно важна стабильность работы газогенератора для ракет с нерегулируемыми ЖРД и ракет, управление дальностью полета которых осуществляется только по скорости полета в конце активного участка траектории. В последнем случае отклонение координат конца активного участка траектории, вызванное отклонением тяги двигателя от расчетного значения, вследствие нестабильной работы газогенератора, целиком перейдет в отклонение точки падения ракеты от цели.

2. Простота управления рабочим процессом в широком диапазоне изменения его параметров. Это требование также обусловлено регулирующим воздействием газогенератора на двигатель и необходимостью изменения режима работы двигателя в процессе одного запуска (при регулировании тяги во время старта и в полете, при переходе с главной ступени тяги на конечную и т. д.).

3. Высокая работоспособность генераторного газа, обусловливающая либо минимальную затрату энергии (и соответственно минимальный расход топлива) на привод ТНА, либо повышение мощности ТНА. Это требование выдвигается в связи с тем, что удельный импульс двигателя определяется отношением тяги ко всему секундному расходу отбрасываемой массы. В понятие же «отбрасываемая масса» входят как продукты сгорания топлива в камере, так и отработанный после турбины газ. Для ЖРД, у которых этот газ выбрасывается в атмосферу и развивает удельный импульс меньший, чем продукты сгорания топлива, истекающие из камеры двигателя, решающим условием повышения экономичности двигателя является уменьшение расхода топлива на привод ТНА. Для ЖРД с дожиганием генераторного газа главное-увеличение мощности ТНА, так как это позволяет увеличить давление в камере и при заданном значении давления на срезе сопла повысить степень расширения отбрасываемых продуктов сгорания, т. е. увеличить термический КПД камеры. Уменьшение расхода топлива на привод ТНА и увеличение мощности ТНА зависят от количества энергии, отдаваемой турбине одним килограммом рабочего тела. Эта энергия равна, как известно, произведению относительного эффективного КПД турбины на располагаемый адиабатический теплоперепад.

5.7. Классификация газогенераторов

Основу классификации газогенераторов составляет способ получения генераторного газа. В настоящее время распространены три способа газогенерации.

1. Разложение (с помощью катализаторов или без них) вещества, способного после внешнего инициирующего воздействия перейти к дальнейшему устойчивому самопроизвольному распаду, сопровождающемуся выделением значительного количества тепловой энергии и газообразных продуктов разложения. Таким веществом может быть как компонент основного топлива двигателя, так и специальное средство газогенерации, запасенное только для этой цели на борту ракеты. Газогенераторы, в которых реализуется этот процесс, называются однокомпонентными. В дальнейшем их различают главным образом по виду разлагаемого вещества (перекисеводородные, гидразиновые, на твердом топливе и т. п.).

2. Сжигание жидкого топлива, состоящего из двух компонентов. Лучше всего использовать для этой цели основное топливо двигателя, так как при этом существенно упрощается его подача в газогенератор и улучшаются условия эксплуатации ракеты. Газогенераторы этого типа называются двухкомпонентными.

3. Испарение жидкости в тракте охлаждения камеры двигателя. При этом способе получения рабочего тела турбины одновременно решается и задача охлаждении стенок камеры двигателя. Газогенераторы этого типа называют парогенераторами, а схемы двигателей-безгенераторными. Схемы парогенераторов подразделяются на циркуляционные и со сменой рабочего тела. В первых произвольное рабочее тело (например, вода) циркулирует по замкнутому контуру «тракт охлаждения камеры - турбина - конденсатор - насос - тракт охлаждения камеры», превращаясь попеременно то в пар, то в жидкость в различных его частях. В схемах со сменой рабочего тела эта циркуляция отсутствует. Рабочее тело после турбины выводится из цикла. Очевидно, что непосредственный выброс отработавшего газа в атмосферу заметно ухудшил бы экономичность двигателя, так как удельная тяга выхлопных патрубков всегда меньше удельной тяги камеры двигателя. Чтобы устранить эти потери, в тракт охлаждения камеры обычно посылается один из компонентов топлива. После испарения и срабатывания в турбине он направляется в камеру двигателя, где и сжигается вместе со вторым компонентом. Таким образом, безгенераторные двигатели выполняются по схеме с дожиганием рабочего тела турбины.

По конструкции системы газогенерации значительно, отличаются друг от друга, но тем не менее в каждой из них можно выделить следующие общие основные элементы:

Газогенератор;

Топливоподающие устройства;

Автоматику.

В газогенераторе (иногда называемом реактором) непосредственно образуется рабочее тело турбины - газ или пар заданных параметров. Топливоподающие устройства обеспечивают поступление средств газогенерации (исходных веществ) в реактор. Автоматика осуществляет регулирование рабочего процесса, а также запуск и выключение газогенератора. Иногда (например, при работе на основном топливе) система газогенерации не имеет самостоятельных топливоподающих устройств. В этом случае питание газогенератора топливом обеспечивается системой подачи двигателя.

В ЖРД нашли применение следующие типы газогенераторов (ГГ):

Твердотопливный (ТГГ);

Гибридный (ТГГ);

Однокомпонентный жидкостный (однокомпонетный ЖГГ);

Двухкомпонентный жидкостный (двухкомпонентный ЖГГ);

Испарительный жидкостный (испарительный ЖГГ);

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» , опубликованной в 1903 году . Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 г. Аналогичные разработки в 1931-1933 гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера . Эти работы были продолжены в организованном в 1933 г. РНИИ, но в 1938 г. тематика ЖРД в нём была закрыта, а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители».

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX в. добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль , Гельмут Вальтер , Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2 , зенитных Вассерфаль , Шметтерлинг , Райнтохтер R3. В Третьем рейхе к 1944 г. фактически была создана новая отрасль индустрии - ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера , в то время, как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.

В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"

Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД

Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Топливная система

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки , предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.) , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:

Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
Поддержание стабильного режима работы.
Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
Регулирование соотношения расхода компонентов.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Таблица 1.

Окислитель	Горючее	Усреднённая плотность топлива , г /см³	Температура в камере сгорания, °К	Пустотный удельный импульс, с
Кислород	Водород	0,3155	3250	428
	Керосин	1,036	3755	335
	Несимметричный диметилгидразин	0,9915	3670	344
	Гидразин	1,0715	3446	346
	Аммиак	0,8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1,269	3516	309
	Несимметричный диметилгидразин	1,185	3469	318
	Гидразин	1,228	3287	322
Фтор	Водород	0,621	4707	449
	Гидразин	1,314	4775	402
	Пентаборан	1,199	4807	361

Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .

Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.

Управление ракетой

В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий момент .

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

Рис.74

Зависимость мощности и к.п.д. насоса от его объёмной производительности.

8.11. Турбина ТНА

Преобразование энтальпии газового потока в механическую энергию вращения вала осуществляется в два этапа: энтальпии газового потока - в кинетическую энергию струи (в сопловом аппарате); кинетической энергии струи - в механическую энергию вращения вала (на рабочем колесе).

Рис.75

Конструкция турбины ТНА

На рис.76 изображено два наиболее характерных типа валов: с фланцем (а) и без фланца (б).

Наиболее ответственные валы изготовляются из высококачественной легированной стали с пределом прочности после соответствующей термической обработки 1000-1200 Мн/м 2 (100-120 кГ/мм 2 ). Применяются стали 2X13, 18ХНВА, 40ХНМА, 12ХНЗА и некоторые другие.

Для менее ответственных валов используются стали типа 38ХА или сталь 45.

Диски турбин ТНА работают при больших числах оборотов, вследствие чего в металле возникают высокие напряжения от действия центробежных сил. Кроме того, возникают температурные напряжения от неравномерности нагрева металла диска.

Рис.76

Характерные типы валов

Диски турбин изготовляют из высоколегированных сталей и сплавов, обладающих высокой прочностью и жаростойкостью: стали ЭИ415, ЭИ481, ЭИ395, Х18Н9Т, сплавы ЭИ437Б, ЭИ617 (ХН70ВМТЮ) и другие.

Форма дисков определяется из условия равнопрочности, т. е. примерно равной нагруженности металла во всех сечениях диска.

На рис.77 изображено несколько характерных конструкций дисков турбин. Диск состоит из ступицы для соединения с валом, обода для крепления лопаток и средней части, соединяющей ступицу с ободом. Нагрузка от центробежных сил возрастает по мере приближения к ступице, что вызывает необходимость выполнять среднюю часть с постепенным утолщением к ступице. Профили А и Б средней части получаются сложными, что затрудняет обработку диска. Хотя торцовые поверхности А и Б не сопрягаются с другими деталями, они должны быть выполнены точно, с высокой чистотой поверхности. Все дефекты механической обработки в виде рисок (следов от резца) или переходов являются концентраторами напряжений и понижают механическую прочность диска. Очень большое значение имеет равномерное распределение массы металла по диску.

Даже небольшие односторонние утолщения приводят к неравномерности распределения массы, что ведет к неуравновешенности. При быстром вращении неуравновешенных дисков появляются недопустимые вибрации тур-

бины, которые могут привести к аварии. Поэтому при конструировании дисков задаются жесткие допуски на все размеры дисков.

Рис.77

Конструкция дисков турбин ТНА

Особенно высокие требования по точности обработки предъявляются к сопрягаемым размерам - посадочному отверстию в ступице или посадочным пояскам и к пазам для крепления лопаток. Посадочные пояски и отверстия в ступице обычно выполняются по 2-му классу точности. Допуски на размеры паза для крепления лопаток- 0,01-0,03 мм. Допускаемое биение наружных поверхностей посадочных мест - 0,03-0,06 мм.

Передача крутящего момента от диска к валу осуществляется болтами или штифтами, вставляемыми в отверстия Г (см. рис.77,а) или шлицами Е (см. рис.77, б). Иногда вал вытачивается заодно с фланцем, а диск турбины приваривается к фланцу вала, как это изображено на рис.77, в. При такой конструкции диска достигается экономия дорогостоящих жаропрочных сплавов, так как вал изготовляется из более дешевых сталей.

При конструировании дисков турбин очень большое внимание уделяется рациональному способу крепления лопаток с учетом конструктивной прочности и технологичности конструкции.

Наибольшая конструктивная прочность при минимальном весе диска достигается в том случае, когда лопатки выполнены за одно целое с диском. У таких дисков обод получается наиболее легким. Однако технология их изготовления сложна и сопряженна с большой затратой труда. Кроме того, качество обработки профиля лопаток выше, если лопатки изготовляются отдельно от ротора. Повышенная шероховатость или несоответствие профиля лопатки расчетному снижает коэффициент полезного действия турбины. Все эти факторы подробно анализируются и в каждой конкретной конструкции ТНА находится наиболее рациональное решение.

Несмотря на кажущиеся выгоды получения заготовок дисков турбин за одно целое с лопатками в реальных условиях иногда целесообразнее изготовлять лопатки отдельно с последующим соединением их с диском с помощью замков или сваркой.

Лопатка газовой турбины состоит из двух основных конструктивных элементов - пера и корневой части с замком. Перо-рабочий элемент лопатки, а корневая часть, или замок, служит для соединения пера с диском турбины. Перо лопатки имеет сложную форму, определяемую газодинамическим расчетом. Вогнутую сторону пера называют корытом, а выпуклую-спинкой. Профили корыта и спинки соединяются, образуя кромки пера: переднюю, или входную, кромку со стороны входа газа на лопатку и заднюю, или выходную, кромку. На практике широкое распространение получили три характерных типа лопаток газовых турбин ТНА:

лопатка, изготовленная отдельно и соединяемая с диском турбины сваркой или замком;
лопатки открытого типа, выполненные за одно целое с диском турбины;
лопатки, выполненные за одно целое с диском турбины, соединенные сверху бандажным кольцом.

У каждого из этих типов лопаток свои достоинства и недостатки как эксплуатационного, так и технологического характера.

Лопатки первого типа изготовляются отдельно от диска и могут быть выполнены более точно и с лучшей чистотой поверхности, чем лопатки остальных типов.

На каждую турбину идет большое количество лопаток, что позволяет даже при мелкосерийном производстве ТНА организовать поточное изготовление лопаток с применением специального оборудования и высокопроизводительной оснастки. Однако необходимость крепления отдельно выполненных лопаток к диску с помощью замков усложняет технологический процесс и утяжеляет диск турбины. Этот недостаток в значительной мере устраняется при соединении лопаток с диском сваркой.

Лопатки второго типа наиболее рациональны конструктивно, так как не требуют крепления. Однако такие лопатки нельзя изготовить обычной механической обработкой. Для выбирания металла между лопатками приходится применять электроэрозионный, ультразвуковой или другие методы, по производительности значительно уступающие обычной механической обработке. Кроме того, изготовление такого типа лопаток требует весьма точного соблюдения технологического процесса, так как наличие одной забракованной лопатки ведет к браку всего диска турбины. Лопатки второго и третьего типа не могут быть выполнены из металла или сплава, отличного от металла диска (так как составляют с диском одно целое), что не всегда рационально, а иногда даже недопустимо.

Лопатки третьего типа так же рациональны с конструктивной точки зрения, как и лопатки второго типа. Наличие бандажа, выполненного за одно целое с лопатками, даже улучшает их характеристики, но технология изготовления таких лопаток не позволяет получить точные геометрические размеры профиля лопаток. Отливка по выплавляемым моделям дает значительные погрешности, а обработка закрытых профилей лопаток затруднена.

Технологический процесс изготовления каждого из трех типов лопаток имеет свои особенности. Большое влияние на технологический процесс оказывает также материал лопаток.

Лопатки газовых турбин работают в тяжелых условиях-при высокой температуре и высоких напряжениях от центробежных сил. Материал лопаток должен обладать хорошей жаропрочностью и вместе с тем удовлетворительно обрабатываться резанием и давлением. Материал для литых лопаток должен обладать высокими литейными свойствами. Материал приварных лопаток должен хорошо свариваться с материалом диска. Для изготовления лопаток турбины применяются следующие стали и сплавы: 1Х18Н9Т, ЗОХГСА, ЭИ69, ВЛ7-20 и другие.

Для кратковременной работы при не очень высоких температурах могут применяться сплавы на алюминиевой основе типа АК4.

Корпусные детали турбонасосных агрегатов можно разделить на следующие основные группы:

Корпусы насосов.
Корпусы турбин.
Выхлопные патрубки и коллекторы.
Крышки.

Рис.78

Корпусные детали ТНА

Большинство корпусных деталей ТНА, рис.78, имеет сложную форму, образованную криволинейными, плоскими и цилиндрическими поверхностями. Криволинейные поверхности, образующие улитки, полости, выемки, не подвергаются механической обработке, но зачищаются для удаления неровностей поверхности. Некоторые из таких поверхностей обозначены буквой Я.

Для установки подшипников, уплотнений и других деталей, примыкающих к валам турбин и насосов, в корпусах делаются расточки, выточки, посадочные пояски. Эти посадочные места механически обрабатываются с высокой точностью-по 2 или 1 -му классу. Взаимное биение посадочных поверхностей допускается в пределах 0,03-0,05 мм, а непараллельность торцев - 0,03-0,08 мм. С такой же высокой точностью обрабатываются места стыков корпусных деталей друг с другом по плоскостям разъема П. Особенно жесткие требования к посадочным и стыковочным местам предъявляются в конструкциях ТНА, имеющих общий вал турбины и насосов.

Сочетание в одной детали необработанных поверхностей, имеющих относительно грубые допуски, с поверхностями, обработанными с высокой точностью, - одна из характерных особенностей корпусных деталей.

Материал для корпусов выбирается исходя из условий их работы, возможно минимального веса и технологичности конструкции. Корпусы насосов изготовляют чаще всего из алюминиевых литейных сплавов типа АЛ4, обладающих высокими литейными свойствами при достаточной прочности.

Корпусы турбин также предпочтительно изготовлять из сплавов типа АЛ4, если это допускается по температурным условиям. При высокой температуре газов корпусы турбин изготовляют из жаропрочных нержавеющих сталей типа 1Х18Н9Т. Корпусы насосов для перекачивания агрессивных жидкостей изготовляют из титановых сплавов, обладающих высокой коррозионной стойкостью. Иногда по условиям минимального веса и конструктивным соображениям корпусные детали изготовляются штамповкой из листа с последующей сваркой. Для сварных штампованных корпусов применяют сплавы ЭИ606, ЭИ654, сталь 1Х18Н9Т и другие.

Сварные корпусы из листовых материалов, как правило, дешевле и легче литых, поэтому они находят широкое применение.

Рис.79

Сварной корпус турбины:

1-фланец; 2 - коллектор; 3-кольцо

На рис.79 показан пример изготовления сварного корпуса турбины с выхлопным коллектором.

Корпус расчленен на три элементарные детали. Средняя часть - коллектор 2 изготовляется штамповкой из тонкого листа, а фланец 1 и посадочное кольцо 3 получены токарной обработкой. Элементарные детали соединены двумя кольцевыми сварными швами С. Сварка ведется в специальном приспособлении, детали поворачиваются сварочным манипулятором.

8.12. Классификация турбин

По различным признакам турбины разделяют на активные и реактивные, осевые, радиальные и тангенциальные, одноступенчатые и многоступенчатые. Кроме того, отличают турбины со ступенями скорости и ступенями давления, парциальные и непарциальные, одновальные и двухвальные.

Разделение на активные и реактивные турбины производится по способу распределения перепадов давления в ступени турбины.

В активных турбинах весь перепад давления, приходящийся на ступень, срабатывается в сопловом аппарате, а на рабочих лопатках колеса турбины перепад давлений отсутствует. В межлопаточном канале колеса поток поворачивается и на лопатки действует сила реакции. Таким образом, часть энергии газов передается ротору и абсолютная скорость газа уменьшается. Если пренебречь потерями, относительная скорость w остается неизменной, т. е. w 1 = w 2 -В реактивных турбинах перепад давления срабатывается в сопловом аппарате и на рабочих лопатках. Вследствие расширения газа на рабочих лопатках относительная скорость w возрастает, т. е. w 2 >wi, рис.80.

Рис.80

Элементарная схема и треугольники скоростей турбины:

а -активной; б-реактивной

Величина располагаемой работы L 0 , т. е. максимально возможной работы турбины без потерь, определяется адиабатическим перепадом тепла h ад (теплоперепадом) от параметров газа в заторможенном состоянии на входе в турбину (Рвх; Твх) до давления на выходе Рвых.:

Где: R, k - показатель адиабаты и газовая постоянная рабочего тела турбины, соответственно;

Твх и Рвх - заторможенные значения температуры и давления газа перед турбиной, соответственно; Рвых - давление газа за турбиной.

Отношение адиабатического перепада тепла, срабатываемого на рабочих лопатках, к полному перепаду тепла на ступени называется степенью реактивности:

Классификация турбин на осевые, радиальные и тангенциальные производится по направлению газового потока, рис.81.

Рис.81

Типы турбин:

Осевая; б -радиальная центростремительная; в -тангенциальная: 7-сопловый аппарат, 2-лопатки

Осевыми турбинами называются турбины, в которых направление потока в меридиональном сечении параллельно (или почти параллельно) оси турбины.

Радиальными называются турбины, в которых направление потока в меридиональном сечении перпендикулярно оси турбины. В зависимости от направления потока газа различают центростремительные (направление потока от периферии к центру) и центробежные (направление потока от центра к пе-

риферии) турбины. В некоторых случаях применение радиальной турбины упрощает компоновку ТНА

Тангенциальными называются турбины, в которых газ движется по окружности в плоскости, перпендикулярной к оси турбины, и за счет трения увлекает за собой лопатки турбины.

По числу ступеней различают одноступенчатые и многоступенчатые турбины, рис.82.

Рис.82

Многоступенчатые турбины:

а -со ступенями скорости; б- со ступенями давления;

В-с поворотом газа

В многоступенчатой турбине газ после выхода из лопаток колеса попадает в спрямляющий (сопловой) аппарат и снова поступает на колесо во второй ряд рабочих лопаток. Количество ступеней может равняться двум, трем и более. Применение многоступенчатых турбин позволяет использовать больший теплоперепад, хотя установка ступеней связана с дополнительными гидравлическими потерями, вследствие чего максимальное значение КПД многоступенчатой турбины меньше, чем КПД одноступенчатой. Применение более двух ступеней дает незначительный выигрыш в работе.

Различают многоступенчатые турбины со ступенями скорости и со ступенями давления. В первых - перепад давлений срабатывается в сопловом аппарате первой ступени и полученная кинетическая энергия постепенно используется на других ступенях. В турбине со ступенями давления в каждой ступени срабатывает определенный перепад давления. Турбины со ступенями скорости имеют меньший КПД, по сравнению с турбинами со ступенями давления, однако, при их применении:

Требуется меньшее количество ступеней для срабатывания задан
ного теплоперепада (при одинаковой окружной скорости)".

более существенно снижается температура газа, поступающего в последующие ступени;

значительно уменьшаются осевые силы.

В целом турбины со ступенями скорости проще и в сравнительно небольших ЖРД целесообразны. В двигателях больших тяг с выбросом генераторного газа в окружающую среду, когда эффективность ТНА играет существенную роль, возможно применение турбин со ступенями давления.

Разновидностью многоступенчатой турбины со ступенями скорости является турбина с поворотом подвода газа В этих турбинах газ из рабочих лопаток колеса поступает в поворотный канал, где изменяется направление потока, и повторно подводится к рабочему колесу. Такая турбина имеет большие потери, но зато рабочее колесо имеет один венец. Известно применение турбины с поворотом потока в ЖРД «Вальтер».

По степени использования проходного сечения соплового аппарата различают парциальные и непарциальные турбины Парциальными называются турбины, в которых сопловые каналы имеются только на части окружности. Отношение рабочей дуги соплового аппарата а р ко всей окружности называется степенью парциальности:

Парциальность вызывает дополнительные потери. В ряде случаев улучшение КПД турбины за счет увеличения и и за счет увеличена длины лопаток получается большим, чем падение его вследствие потерь на парциальность. Кроме того, при заданной температуре газа температура лопаток парциальной турбины ниже.

По числу валов различают одновальные и двухвальные турбины. Схема двухвальной турбины показана на рис.83.

Применение двухвальной турбины в ТНА ЖРД может оказаться целесообразным из-за значительной разницы в максимально допустимых числах оборотов насосов горючего и окислителя. Однако применение двухвальных турбин в ТНА может привести к усложнению запуска и регулирования двигателя, а также и усложняет конструкцию ТНА в целом.

Специфика условий работы турбины в ТНА и требования к ТНА, как важнейшему агрегату двигательной установки, определяют типы турбин, которые рационально использовать при различных схемах двигательных установок ЖРД. В ТНА жидкостных ракетных двигателей применяются главным образом осевые активные турбины. Эти турбины конструктивно проще и достаточно надежны в работе. Для ТНА жидкостных ракетных двигателей, работающих по открытой схеме (с выбросом генераторного газа в окружающую среду),

Рис.83

Двухвальная турбина

Характерно применение парциальных активных турбин. Дело в том, что при открытой схеме для уменьшения потерь компонентов на привод ТНА стремятся уменьшить расход рабочего тела на турбину (это достигается увеличением перепада давления на турбине= Рвх / Рвых = 15 - 60, за счет снижения давления за турбиной; однако, Рвых,min > 1,4 Рн). Вследствие малых расходов турбину целесообразно выполнять парциальной. Наличие же парциальности обусловливает применение активных турбин, так как в реактивных турбинах вследствие перепада давлений на лопатках колеса возникли бы большие потери из-за перетекания газа в области перед рабочими лопатками, где отсутствуют окна для подачи рабочего тела.

В ТНА двигателей открытых схем используют как одно-, так и двухступенчатые турбины, чаще со ступенями скорости.

В ТНА жидкостных ракетных двигателей с замкнутой схемой (с подводом генераторного газа в головку камеры ЖРД) в основном используются осевые одноступенчатые, низконапорные (п т = 1,15-1,8) турбины с большим расходом рабочего тела. Применение нескольких ступеней при этом нецелесообразно из-за малого срабатываемого теплоперепада. При замкнутой схеме наряду с активными турбинами могут использоваться и турбины с небольшой реактивностью. Из удобства компоновки при замкнутой схеме возможно применение радиальных турбин.

Турбины для первоначальной раскрутки ТНА, работающие от пиро-стартера, обычно выполняют осевыми, одноступенчатыми, парциальными.

8.13. Основные параметры турбины

1. Мощность турбины

Nt = Nh , o +N H . r +Nвсп. ,

Где: NHО, Nht , Nbc п. - мощности насосов окислителя, горючего и вспомогатель-ныхагрегатов, соответственно.

2. Перепад давления на турбине

П т = Рвх / Рвых.

3. Температура газа перед турбиной

Величина Тг, как правило, определяется жаропрочностью материала лопаток, Тг= 1100-1500 К.

4. Число оборотов вала турбины

N = 60 u / (п Дср), где:

И - окружная скорость рабочих лопаток, м/с; Дср - средний диаметр рабочих лопаток турбины.

При одновальной компановки ТНА число оборотов рабочего колеса турбины определяется исходя из условия безкавитационной работы насосов, а при многовальной - из условия обеспечения максимального коэффициента полезного действия турбины.

5. Эффективный коэффициент полезного действия турбины

Потери на трение в сопловом аппарате;

Потери на перетекание рабочего тела через радиальный зазор, образован
ный торцами рабочих лопаток и корпусом турбины;

Потери на трение и удар о диск турбины;

Механические потери в подшипниках и лабиринтных уплотнениях;

Потери с выходной скорость, т.е. потери обусловленные выбросом газо
вого потока в окружающую среду. Данный вид потерь характерен только для
ЖРД без дожигания генераторного газа;

Учитывает вентилляционные потери, обусловленные перетеканием рабо-

Чего тела из зоны повышенного давления за рабочими лопатками в зону пониженного после соплового аппарата на тех участках соплового аппарата, где отсутствуют выходные сечения сопел.

8.14. Требования, предъявляемые к газогенераторам

1. Высокая стабильность работы. Это значит, что газогенератор на всех режимах работы двигателя должен возможно точнее обеспечивать заданный секундный расход газа и при этом значения параметров газа (состав, давление, температура и др.) не должны выходить за определенные (допустимые) пределы. Чем стабильнее работа газогенератора, тем меньшие нагрузки испытывают в полете системы управления работой двигателя, а это повышает надежность двигателя и точность стрельбы.

2. Простота управления рабочим процессом в широком диапазоне из
менения его параметров. Это требование также обусловлено регулирующим
воздействием газогенератора на двигатель и необходимостью изменения режи
ма работы двигателя в процессе одного запуска (при регулировании тяги во
время старта и в полете, при переходе с главной ступени тяги на конечную и т.

3. Высокая работоспособность генераторного газа, обусловливающая
либо минимальную затрату энергии (и соответственно минимальный расход
топлива) на привод ТНА, либо повышение мощности ТНА. Это требование
выдвигается в связи с тем, что удельный импульс двигателя определяется от
ношением тяги ко всему секундному расходу отбрасываемой массы. В понятие
же «отбрасываемая масса» входят как продукты сгорания топлива в камере, так
и отработанный после турбины газ. Для ЖРД, у которых этот газ выбрасывает
ся в атмосферу и развивает удельный импульс меньший, чем продукты сгора
ния топлива, истекающие из камеры двигателя, решающим условием повыше
ния экономичности двигателя является уменьшение расхода топлива на привод
ТНА. Для ЖРД с дожиганием генераторного газа главное-увеличение мощно
сти ТНА, так как это позволяет увеличить давление в камере и при заданном
значении давления на срезе сопла повысить степень расширения отбрасывав-

Мыхпродуктов сгорания, т. е. увеличить термический КПД камеры. Уменьше-ниерасхода топлива на привод ТНА и увеличение мощности ТНА зависят от количества энергии, отдаваемой турбине одним килограммом рабочего тела. Эга энергия равна, как известно, произведению относительного эффективного КПД турбины на располагаемый адиабатический теплоперепад.

8.15. Классификация газогенераторов

1. Разложение (с помощью катализаторов или без них) вещества, способного после внешнего инициирующего воздействия перейти к дальнейшему устойчивому самопроизвольному распаду, сопровождающемуся выделением значительного количества тепловой энергии и газообразных продуктов разложения. Таким веществом может быть как компонент основного топлива двигателя, так и специальное средство газогенерации, запасенное только для этой цели на борту ракеты. Газогенераторы, в которых реализуется этот процесс, называются однокомпонентными. В дальнейшем их различают главным образом по виду разлагаемого вещества (перекисеводородные, гидразиновые, на твердом топливе и т.п.).

газогенератор;
топливоподающие устройства;
автоматику.

твердотопливный (ТГГ);
гибридный (ТГГ);
однокомпонентный жидкостный (однокомпонетный ЖГГ);
двухкомпонентный жидкостный (двухкомпонентный ЖГГ);
испарительный жидкостный (испарительный ЖГГ);
аккумулятор сжатого газа (АСГ).