Гахун Г.Г. - Конструкция и проектироввание жидкостных ракетных двигателей, страница 6

+121 С; относительная влажность воздуха 0 ... 100 %, "воздействие песка и пыли; солевой туман 1 % в течение 30 сут; осадки (дождь) 475 мм (за 24 ч); воздействие грибков и озона. Особенно большие динамические (ударные, вибрационные и акустические) нагрузки на все элементы МТКК возникают в момент его подьема со стартового устройства. ЖРД МТКК должны обладать большим ресурсом работы для их ис. пользования при возможно большем (до 100) числе полетов. Объем послеполетного обслуживания н ремонта должен быль минимальным. ДУ МТКК должна обеспечивать надежный полет и в случае выхода из строя и преждевременного выключения одного из нескольких ее основных ЖРД.

К ЖРД предъявляется требование блочносги конструкции, т.е. двигатель должен быль выполнен из отдельных взаимозаменяемых блоков. Такая конструкция, предусмотренная, в частности, в ЖРД БЯМЕ, облегчает замену отдельных элементов двигателя без его повторной настройки.

Кроме того, может ограничиваться время выхода двигателя на режим (точнее, время набора 90 % Рис„) . Например, указанное время для ЖРД 1-2 должно быть не более 1„5 с. Если в состав ДУ входит несколько маршевых двигателей, то раз. брос их тяги при работе на основном режиме, а также при запуске и выключении должен быть достаточно малым. В противном случае возникает большой возмущающий момент, который необходимо компенсировать, что приводит к соответствующим потерям. Весьма специфичны требования к ракетным двигателям КА. Для КА оптимальным является маршевый ЖРД многоцелевого назначения.

Он должен обеспечивать многократные циклы работы, в том числе после длительного (до нескольких лет) полета в космическом пространстве в условиях невесомости, а в ряде случаев и возможность значительного снижения тяги и создания управляющих моментов и сил. Примером многоцелевого двигателя является ЖРД орбитального блока КА "Викинг-1975*', который рассчитан на 50 циклов работы с об. щим временем т = 5 .

1О" с. Этот двигатель обеспечивал: а) до четырех коррекций траектории КА при полете к Марсу; б) торможение КА при подлете к Марсу для вывода на орбиту его спутника (т = 270 с); в) изменение первоначальной эллиптической орбиты на круговую при движении вокруг Марса; г) несколько циклов работы для изменения параметров орбиты. Погрешность импульса тяги, создаваемого указанными многоцеле- 24 выми, а также тормозными двигателями и двигателями коррекции КА, должна быть малой для обеспечения заданной точности требуемого изменения скорости КА.

Конструкция ДУ, предназначенных для посадки КА на поверхность других планет, должна допускать проведение химической н тепловой стерилизации для исключения возможности занесения земных микроорганизмов на другие планеты. За рубежом организации, субсидирующие разработку ДУ и ЛА, могут выдвигать в значительной степени консервативные требования с целью обеспечения окупаемости субсидируемых затрат. Например, французский Национальный центр космических исследований (СНЕВ) выдвинул западноевропейским фирмам — разработчикам ЖРД НМ-60 для второй стувени РН "Ариан-5" — следующие требования: минимальный риск неудачной разработки; ориентация на созданный еще в 60-х годах аналогичный ЖРД 1-2 РН "Сатурн-5" (схема без дожигания), исключение из проекта потенциальной возможности увеличения тяги двигателя.

1.5. ОСОБЕННОСТИ ОПТИМИЗАЦИИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ В СОСТАВЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Универсальным параметром для оптимизации ДУ является характеристическая скорость, рассмотренная ранее. В первую очередь выбирают топливо и тип системы подачи. Тяга ДУ является заданным параметром, но тягу камеры можно выбирать разной в зависимости от числа камер в ДУ. Тяга камеры и давления р» и р„в наибольшей степени определяют размеры и массу двигателя. При выборе тяги камеры следует учитывать, что с ростом тяги обычно улучшаются условия смешения компонентов топлива, что приводит к повышению полноты сгорания..

Выбор давления в камере сгорания зависит от типа подачи, но независимо от этого при увеличении в ней давления р» возрастают скорости химических реакций,и это без снижения удельного импульса тяги позволяет уменьшить относительную длину камеры сгорания. При увеличении р» возрастает расходонапряженность камеры сгорания (отношение массового расхода продуктов сгорания к площади поперечного проходного сечения камеры сгорания Р у смесительной головки), что может привести к уменьшению плошади Р', Тип топлива при заданных значениях тяги, давлений р» и р, и при заданной системе подачи влияет на характеристическую скорость значениями удельного импульса тяги и плотности топлива, причем в разной степени; поэтому возникает необходимость в комбинированном оценочном параметре.

Таким параметром являетси выражение 7„ре, где с — показатель, определяющий влияние плотности топлива на характеристическую скорость. Максимуму характеристической скорости соответствует мак- 25 симальное значение выражения 7 Ф,На нижней ступени желательно применение компонентов топлива с повышенной плотностью. Для последующих ступеней влияние плотности уменьшается, а влияние удельного импульса тяги возрастает. Поэтому для верхних ступеней оптимальным является применение топлива (Оз)ж + (Нз)„„несмотря на чрезвычайно малую плотность жидсого водорода (р = 71 кг/мэ).

Такое топливо применено, в частности, на второй н третьей ступенях РН "Сатурн-5", на второй ступени МТКК "'Спейс шаттл"' и РН "Энергия", а также на третьей ступени французской РН "Ариан". Однако применение указанных компонентов топлива в ДУ ИСЗ и КА, предназначенных дпя длительных полетов, затрудняется из-за их быстрой испаряемости (требуется эффективная и поэтому достаточно большая масса теплоизоляции баков); поэтому в укаэанных ДУ используют хорошо освоенные, но токсичные и достаточно дорогие компоненты топлива, например ХзОа + ММГ. Некоторые другие особенности влияния выбранных топлив на ДУ приведены выше. После выбора топлива проводят расчеты по оптимизации типа подачи (см.

подразд. 2.1). На основе выбранных значений тяги и давления в камере сгорания проводят оптимизацию давления в выходном сечении сопла р„. По мере снижения давления ра при неизменном давлении ри возрастает как удельный импульс камеры, так н ее масса (вследствие увеличения значения Ре ). Однако начиная с некоторого значения Ра при уменьшении ра (а следовательно, прн увеличении Ра) масса сопла возрастает в большей степени, чем увеличивается удельный импульс тяги, так что характеристическая скорость ЛА уменьшается. Влияние изменения удельного импульса и массы двигателя на характеристическую скорость удобно оценивать массовым эквивалентом удельного импульса. Если обозначить отношение начальной и конечной масс ЛА через дк, то уравнение массового эквивалента удельного импульса, которое вьшодится из уравнения Циолковского, имеет вид ~дк/дк = — Ъ А/у.л/7учн Например, для Жрд ВДОМЕ повышение удельного импульса тяги на 1 м/с эквивалентно увеличению массы полезного груза, выводимого на орбиту, на 45,4 кг.

1.б. ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ И АГРЕГАТЫ ЖРД ЖРД в общем случае состоит из камер, турбонасосных агрегатов, газогенераторов, агрегатов автоматики, агрегатов системы управляющих моментов н сил, рамы, трубопроводов н вспомогательных узлов и агрегатов, К основным узлам и агрегатам ЖРД относятся камера, газогенератор, 26 агрегаты подачи (турбонасосный агрегат), топливные магистрали (трубопроводы) и агрегаты автоматики, Камерой жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД, в котором компоненты топлива илн продукты газогенерации в результате химических реакций преобразуются в продукты, создающие при истечении реактивную силу. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла, В камере сгорания камеры ЖРД температура продуктов сгорания может достигать 4000 К, а давление — 20 МПа и более. В состав ЖРД с насосной подачей входит турбонасосный агрегат.

Турбонасосным агрегатом жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД, предназначенный для насосной подачи топлива в камеру и газогенератор, ТНА обычно состоит нз насосов (окнслителя и горючего) н приводящих нх в действие турбин. В ряде случаев в ЖРД имеют два ТНА (окнслителя и горючего), т,е. каждый насос приводится своей турбиной. Кроме основных ТНА в состав ЖРД включают в ряде случаев бустерные ТНА, устанавливаемые на входе в основные ТНА и предназначенные для повышения давления на входе в насосы основных ТНА.

Газогенератором (ГГ) жидкостного ракетного двигателя (ЖГГ) называют агрегат ЖРД, в котором основное или вспомогательное топливо в результате экзотермических химических реакций преобразуется в генераторный газ, Если в ЖРД два ТНА, то ЖГГ может быть два или один. ЖГГ, вырабатывающие газ для привода турбин ТНА, называют основнымн в отличие от вспомогательных ЖГГ, которые могут использоваться, например, для надцува топливных баков. В составе ЖРД с вытеснительной подачей нет агрегатов подачи (они входят в состав ДУ). Топливные магистрали соединяют между собой основные узлы и агрегаты; насосы с камерой и ЖГГ, ЖГГ с турбиной н т.д.