предыдущий материал

РАЗРАБОТКА
 
ЗАО "ЦВНТ ЦИАМ", Россия:
Владимир Петров
Федор Олифиров
Юрий Демьяненко
Владимир Буковский
Компания "Вудвард Гавернер", США:
Мартин Гласс
Майкл Гэрри
Дмитрий Барышников

НА ПУТИ К ВСЕРЕЖИМНОМУ ТОПЛИВНОМУ НАСОСУ


Актуальность создания насосов, работоспособных в широком диапазоне подач (от 1,5 до 100 % номинальной), обусловлена разнообразием режимов работы различных самолетных систем. Универсальность конструкции будет способствовать резкому сокращению номенклатуры применяемых насосов, а их унификация по основным узлам - снижению стоимости эксплуатации и материальных затрат при производстве и ремонте насосов.

Попытке создания "всережимного" топливного насоса препятствует, прежде всего, существенный подогрев топлива в насосе при глубоком дросселировании по подаче на режиме малых приведенных расходов Q/n. Кроме того, при (Q/n)max весьма велика вероятность срывных режимов работы, обусловленных возникновением кавитации в отводящем устройстве. При дросселировании, а также на переходных режимах в насосах широкого рабочего диапазона также могут возникать кавитационные автоколебания. Любой из этих факторов может привести к потери работоспособности насоса.

Уменьшения подогрева на режимах глубокого дросселирования можно добиться правильным выбором расчётного режима. Рабочее значение (Q/n)p должно лежать в диапазоне 0,59…0,67·(Q/n)max.

При выборе параметров рабочего колеса насоса стремятся обеспечить малую зависимость напора насоса от величины подачи во всей области значений Q/n и даже некоторое снижение напора с уменьшением Q/n при глубоком дросселировании насоса. Срыв работы насоса из-за кавитации в отводящем устройстве исключался благодаря исполнению отводящего устройства в виде спирального сборника с диффузором, который менее подвержен кавитации по сравнению с отводом, выполненным в форме лопаточного направляющего аппарата.

Выбор параметров рабочего колеса и отвода производился с таким расчетом, чтобы обеспечить максимальные значения предельных подач (Q/n)пр, лимитируемых кавитацией в отводе. Расчёты, проведенные с учётом экспериментальных данных, показали: предельное значение данного параметра составляет 1,31…1,38 от (Q/n)max, что указывает на имеющиеся резервы в дальнейшем уменьшении приведенного рабочего расхода (Q/n)p и, соответственно, подогрева топлива в насосе.

Исключение кавитационных автоколебаний на режимах дросселирования достигалось путём установки на входе в рабочее колесо насоса гасителя обратных токов, включающего в себя крестовину и перепускную камеру, через которую противотоки, выходящие из рабочего колеса, сбрасываются во всасывающую магистраль. В настоящее время существуют различные варианты перепускных камер. Мы считаем, что наибольший объем противотока (из-за малого перепада давлений в местах отбора и сброса) проходит через всасывающий трубопровод, и лишь меньшая его часть - через перепускную камеру. Поэтому эффект от использования перепускной камеры получается не столь значительным. Для увеличения перепада давлений на перепускной камере авторы настоящей статьи предложили установить решетку в виде крестовины перед рабочим колесом по оси потока, а выход потока из перепускной камеры производить перед решеткой.

Перепад давлений на перепускной камере может быть значительно увеличен, если противотоки из перепускной камеры сбрасывать через полые лопатки крестовины на вход в рабочее колесо по центру потока. Это связано с тем, что наименьшее давление во входном сечении рабочего колеса (гораздо меньше, чем среднее давление входа) при наличии вихревой зоны в трубопроводе всасывания будет иметь место на оси потока. Однако в представленных здесь конструкциях насосов воспользоваться осевым методом сброса противотоков было нельзя из-за малых размеров насоса. Поэтому был выбран первый вариант сброса противотоков из перепускной камеры.

Работоспособность насоса на режимах дросселирования при низких давлениях всасывания и при наличии в потоке значительного объёмного количества газовой фазы обеспечивалась как путём оптимизации режима работы, так и специальным профилированием рабочих поверхностей насоса. Оптимальные значения параметров выбиралось из условий получения высоких антикавитационных качеств насоса, умеренных величин потерь на удар в потоке и достаточных запасов по устойчивости работы гидравлической системы с насосом.

Энергетические и кавитационные испытания этого насоса проводились в США на стенде компании "Вудвард Гавернер" на авиационном топливе JP-4 и в России на стенде АМНТК "Союз" на топливе РТ. Напорная характеристика насоса в области малых относительных подач имеет вид, благоприятный с точки зрения получения малых подогревов топлива, поскольку с уменьшением подачи происходит снижение напора насоса.

При испытаниях насоса без перепускной камеры и крестовины в определенной области возникали значительные кавитационные автоколебания.

Исследования показали, что причиной возникновения срывного режима работы насоса являлась не "паровая", а "газовая" кавитация в насосе. На её интенсивность оказывают очень большое влияние вихревые зоны на входе в рабочее колесо.

Установка во всасывающей магистрали перед насосом перепускной камеры с крестовиной затягивает момент наступления срывного режима работы из-за ослабления сепарационных явлений в насосе, хотя и в этом случае наблюдается некоторое расслоение опытных точек в зависимости от скорости вращения ротора насоса.

Новые испытываемые колёса (№ 1, 2, 3, 4) имели пространственное профилирование проточных каналов всасывающего участка колеса с непрерывным переходом лопастей из осевого в радиальное положение. Их испытания проводились с тем же отводом, как и у насоса с исходным колесом (№ 0).

Исходное колесо № 0 отличалось от колёс № 1, 2, 3, 4 следующим: число лопастей радиального участка колёс было меньше на одну лопасть, что уменьшило густоту решетки этого участка колеса; режимный входной параметр для колёс №№ 1-3 был существенно меньше, чем для колеса № 0 с раздельно выполненным шнеком и колесом, в то время как для колёс № 0 и № 4 он отличался не столь значительно; наружный диаметр шнека у колёс № 1-3 существенно больше, чем у колёса № 0, в то время как у колёс № 0 и № 4 он отличается не столь существенно; для колёс № 1-4 угол установки лопастей на выходе изменяется вдоль ширины лопастей, увеличиваясь по величине от покрывного диска до ведущего диска колеса; для колеса № 0 этот угол постоянный.

Заметим, что колёса №№ 0 и 4 имели передний покрывной диск, а колёса №№ 1, 2 и 3 были полуоткрытыми, т.е. без переднего покрывного диска.

Интерес представляют к.п.д.- характеристики насоса с различными типами колёс. К.п.д. насоса с колесом № 4 близок к к.п.д. насоса с исходным колесом № 0. Небольшое различие в к.п.д., находящееся в диапазоне погрешностей измерения, может быть объяснено дополнительными потерями на гидравлическое торможение из-за несколько меньших значений q1ж и большей величины наружного диаметра для колеса № 4.

Наихудший к.п.д. получился у насоса с колесом № 1. Это связано, в том числе, с большим значением наружного диаметра всасывающего участка рабочего колеса, что привело к большим потерям на гидравлическое торможение потока.
Были проведены предварительные исследования прироста мощности насоса связанные с полной ликвидацией закрутки прямого потока на входе в колесо.

Исследования показали, что пространственное профилирование лопастей колёс с непрерывным переходом лопастей из осевого в радиальное направление привело к улучшению кавитационных характеристик насосов. При этом повышения к.п.д. насосов можно добиться, если обеспечить равномерное поле скоростей в выходном сечении рабочего колеса и уменьшить наружный диаметр рабочего колеса при одновременном увеличении угла установки лопастей на входе в насос.

В заключение следует отметить, что во всём испытанном диапазоне изменения подач для всех насосов с перепускной камерой и крестовиной наблюдалась устойчивая работа без возникновения автоколебательных режимов. Можно обоснованно заявить, что разработана и экспериментально апробирована новая конструкция высокооборотного насоса низкого давления с непрерывным переходом лопастей рабочего колеса из осевого направления в радиальное, снабженного перепускной камерой и крестовиной перед рабочим колесом. Испытания такого насоса на авиационных топливах JP-4 и РТ показали его устойчивую работу при более чем 30-кратном дросселировании по относительной подаче Q/n. Насос устойчиво работает на двухфазном авиационном топливе при наличии во всасывающем трубопроводе свободных газов на наихудшем режиме работы. С уменьшением подачи критическое газосодержание в потоке непрерывно возрастает и достигает на режимах глубокого дросселирования 90 % объёма жидкости.

Рис.1 Исходное колесо с раздельным предвключенным шнеком переменного шага и перепускной камерой с крестовиной :

1 - шнек переменного шага
2 - спиральный отвод
3 - центробежное колесо
4 - подшипник
5 - технологические штуцеры
6 - фиксатор
7 - крестовина
8 - шайба
9 - корпус
10 - проставка
11 - перепускная камера со спрямляющими лопатками
12 - гайка

ON THE WAY TO AN ALL-REGIME FUEL PUMP

The urgency of pump developments operating within a wide pressure range - from 1.5 to 100% rated pressure - is caused by diversified operating modes of various aircraft systems. The development of an all-regime fuel pump is interfered by fuel heating in the pump as a result of deep throttling at low relative flow rates. Throttling at transition regimes may result in cavitation self-oscillations. Any of these factors may be a cause of pump inoperability. The pump under study is operable at low suction pressures and high gas content as a result of operating conditions optimization as well as special profiling. Optimum values of parameters were chosen on the basis of high anticavitation parameters of the pump, moderate shock losses and sufficient stall margins of its hydraulic system. This new pump was tested by "Woodward Governor" Company, the USA, and "Soyuz" AMNTK, Russia. Thus, a new design of high-speed low-pressure pump was developed and tested. This pump is characterized by a gradual transition of rotor blades from axial to radial direction and provided with a by-pass chamber and a spider at the rotor inlet. Tests of this pump with JP-4 and РТ aviation fuels demonstrated its steady operation at 30-times decreased relative flow rate.


предыдущий материал
оглавление
следующий материал