Word_part (Готовый курсовой проект 7)

Введение

Полет человека на Луну стал реальностью своего времени в значительной мере благодаря созданию мощной ракеты-носителя «Сатурн - 5» с мощными кислородно-керосиновыми двигателями в первой ступени и кислородно-водородными во второй и третьей ступенях.

Осенью 1988 года, состоялся пуск ракеты-носителя «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран». Ракета-носитель «Энергия» выполнена по двухступенчатой схеме. В комплексе «Энергия»-«Буран» последний фактически является третьей ступенью ракеты-носителя, он, так сказать, своими силами осуществляет выход на околоземную орбиту.

Основной интерес в этих ракетно-космических системах представляет разгонный блок третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн - 5» и объединенная двигательная установка «Бурана». Работа третьей ступени подразумевается в глубоком космосе в связи с чем возникают особенности проектирования двигательных установок. Первая особенность заключается в определении места положения летательного аппарата в космическом пространстве. С этой целью в космических летательных аппаратах используют два вида двигательных установок :

--- двигатели орбитального маневрирования (ДОМ).

--- двигатели системы управления и стабилизации.

С помощью двигателей орбитального маневрирования выполняются такие основные операции: стабилизация связки перед разделением; отделение и увод орбитального корабля; довыведение его на начальную орбиту; формирование рабочей орбиты; ее коррекция; межорбитальные переходы; сближение и стыковка с другими аппаратами. С помощью двигателей системы управления осуществляется ориентация и стабилизация летательного аппарата; управление положением корабля относительно центра масс в орбитальном полете. Вторая особенность - специфичность эксплуатации двигательных установок в космосе :

--- невесомость влияет на осуществление запуска, так как в баке жидкое топливо находиться в произвольном состоянии, поэтому необходимо обеспечить поступление компонентов в камеру двигателя,

--- в вакууме появляется возможность сварки деталей.

При проектировании любой двигательной установки в первую очередь следует обеспечивать возможно большее значение удельного импульса. После анализа особенностей проектирования двигательная установка должна также отвечать следующим требованиям :

а.) высокая надежность, то есть гарантия безотказной работоспособности в течении заданного времени в заданных условиях.

б.) возможно меньшее загрязнение окружающей среды. Компоненты топлива и их продукты сгорания должны быть не токсичными (безвредными для человека, живых организмов и растительности). Углеводородные горючие типа керосина и жидкий кислород как компоненты топлива нетоксичны, а их продукты сгорания токсичны лишь в некоторой степени из-за наличия окиси углерода СО.

в.) обеспечение различных режимов работы. Двигатель 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.

Жидкостной ракетный двигатель в общем случае состоит из камер, турбонасосных агрегатов, газогенераторов, агрегатов автоматики, агрегатов системы управляющих моментов и сил, рамы, трубопроводов и вспомогательных узлов и агрегатов.

К основным узлам и агрегатам ЖРД относятся камера, газогенератор, агрегаты подачи, топливные магистрали и агрегаты автоматики.

Задачей данного курсового проекта является разработка конструкции камеры двигателя и пневмогидравлической схемы регулирования двигательной установкой разгонного блока третьей ступени.

1. Проектирование пневмогидравлической схемы двигателя

1.1. Выбор схемы подачи.

Конструкция и параметры жидкостного ракетного двигателя и двигательной установки в целом в значительной степени зависят от типа схемы подачи.

При использовании вытеснительной подачи давление в баках больше, чем в камере двигателя. Это обуславливает, с одной стороны, понижение давления р_к, что снижает удельный импульс и приводит к большим размерам камеры, а с другой стороны, увеличение массы топливных баков (из-за большой толщины их стенок), что ограничивает область использования вытеснительной подачи двигательными установками с относительно небольшими значениями J_.

В баках двигательных установок с насосной системой подачи давление обычно не превышает 0.2...0.4 МПа, поэтому баки имеют относительно небольшую толщину стенки, а давление в камере сгорания можно выбрать большим. Увеличение давления позволяет существенно уменьшить размеры камеры и повысить удельный импульс двигателя. В зависимости от дальнейшего использования рабочего тела, вышедшего из турбины турбонасосного агрегата, двигательные установки с ТНА разделяют на работающие по открытой и по замкнутой схеме.

При работе по открытой схеме тяга двигательной установки Р_ду складывается из двух составляющих: тяги Р, создаваемой камерой двигателя и дополнительной тяги Р_ТНА, возникающей вследствие истечения из патрубков ТНА рабочего тела привода ТНА, т. е.

(1.1)

Величина добавки тяги, создаваемой патрубками, очень не велика и обычно составляет 0.5 - 1.5 % от тяги двигателя.

Удельный импульс двигательной установки J_у.ду определиться как тяга двигательной установки, поделенная на полный расход компонентов, поступающих в камеру сгорания m и затраченных на привод ТНА m_Т, т. е.

(1.2)

Хотя в некоторых случаях выхлопные газы из ТНА и используются для работы рулевых сопел, удельный импульс двигательной установки, работающей по открытой схеме, всегда меньше удельного импульса камеры двигателя вследствие менее эффективного использования компонентов, расходуемых на привод ТНА. Таким образом, хотя патрубки и дают некоторую дополнительную тягу Р_ТНА, расходы при получении этой тяги непропорционально велики. При этом в зависимости от давления подачи и совершенства ТНА потеря удельного импульса составляет 2-3% от удельного импульса двигателя.

Рассмотрим, как изменяется удельный импульс двигательной установки при увеличении давления в камере сгорания (рис. 1.1). Если при фиксированном давлении на срезе р_а повышать давление в камере сгорания р_к, то удельный импульс камеры двигателя J_у.к=J_уп согласно уравнению характеристики будет расти по кривой 1. С ростом р_к в камере будет расти и необходимое давление подачи : соответственно будут расти необходимая мощность ТНА и расход рабочего тела для привода турбины.

Согласно уравнению J_у.к=J_уп при высоких давлениях в камере сгорания увеличение удельного импульса с ростом давления не велико. В тоже время расход рабочего тела на привод турбины ТНА будет расти пропорционально давлению в камере. Так как рост удельного импульса не велик, начиная с какого-то давления р_к.опт потери удельного импульса двигательной установки за счет расхода компонента на привод ТНА будут выше, чем прирост ее за счет увеличения тяги двигателя. В рамках предварительной проработки значение давления р_к.опт лежит в пределах 6-8 МПа. Очевидно, что дальнейшее увеличение давления в камере не имеет смысла. По мере улучшения КПД насосов и турбины увеличивается и р_к.опт, однако уже при давлениях, меньших, чем р_к.опт сильно возрастают преимущества установок, работающих по замкнутой схеме.

На основе всего выше изложенного принимаем замкнутую схему в которой отработавшее в турбине рабочее тело поступает в камеру сгорания, где дожигается и используется для создания тяги, при этом следует отметить основные преимущества и недостатки.

Главное преимущество заключается в более полном использовании энергии топлива, имеющегося на борту ракеты, так как при замкнутой схеме потери удельного импульса за счет расхода компонентов на привод ТНА отсутствуют. Удельный импульс установок с замкнутой схемой больше, чем у установок с открытой схемой, и равна удельному импульсу камеры двигателя, что не мало важно в космических аппаратах.

Недостатком установок с замкнутой схемой является их большая сложность по сравнению с установками открытой схемы. Эта сложность обусловлена необходимостью подачи из ТНА в камеру сгорания продуктов сгорания высокой температуры и высокими давлениями подачи, которые при замкнутой схеме значительно выше чем при открытой. Все это затрудняет обеспечение высокой надежности работы установки.

1.2. Описание состава и схемы регулирования двигателя

Двигательная установка состоит из однокамерного ракетного двигателя, установленного в карданном подвесе, который обеспечивает качание на угол для управления по тангажу и на угол для управления по курсу.

Главная особенность данного двигателя - многоразовое использование в условиях вакуума и малых перегрузок после длительного пребывания в условиях космоса.

Запуск двигателя производиться в две ступени - запуск системы подачи и запуск камеры сгорания. Система подачи включает в себя : БТН окислителя, БТН горючего, основной ТНА, подогреватель и арматуру. Раскрутка ТНА осуществляется подогревателем. Первоначальное давление подачи компонента для запуска подогревателя создается :

по линии окислителя бустерным ТНА, раскрутка которого производиться от специальной системы газообразным гелием;

по линии горючего - специальным пусковым компонентом - пусковым горючим триэтилаллюминием, вытесняемым гелием из дублированных пусковых емкостей блока многоразового запуска.

Зажигание компонентов в подогревателе происходит путем самовоспламенения триэтилаллюминия с кислородом. Зажигание компонентов в камере сгорания осуществляется путем теплового самовоспламенения смеси кислого газа из подогревателя с керосином. Для увеличения надежности зажигания производиться дублирование путем подачи триэтилаллюминия в камеру сгорания.

Для обеспечения плавного воспламенения полного расхода горючего, к моменту его прихода в камеру сгорания создается пусковой факел с помощью пусковой форсунки горючего.

Для обеспечения исключения влияния запуска камеры сгорания на работу системы подачи, в газовом тракте между турбиной и головкой камеры сгорания установлено газодинамическое сопло, обеспечивающее критическое течение газа при работающей и неработающей камеры сгорания.

С целью исключения значительного увеличения расхода горючего при работе двигателя до запуска камеры сгорания, в магистрали перед клапаном горючего установлен стабилизатор расхода 48, работающий при запуске в режиме кавитации. Для обеспечения многократного запуска и выключения двигателя применяются пневмоклапаны, управляемые с помощью электропневмо клапана, а многократная раскрутка БТН окислителя для подачи окислителя в подогреватель и вытеснения триэтилаллюминия из пусковой емкости блока многоразового запуска обеспечиваются запасом сжатого газа.

Сигнализаторы давления (СД), установленные за БТН окислителя, в магистрали подачи триэтилаллюминия, за турбиной и в магистрали горючего камеры сгорания являются элементами, контролирующие правильность срабатывания агрегатов и нормальность процессов при запуске и во время работы двигателя. В случаях несрабатывания любого СД к заданному моменту времени или замыкании любого СД в процессе работы двигателя автоматически выдается команда «Аварийное выключение двигателя».

В процессе работы двигателя обеспечивается постоянство заданного соотношения расходов компонентов, поступающих в двигатель, путем изменения гидравлического сопротивления тракта «Г». Изменение гидравлического сопротивления тракта «Г» производиться регулятором 68 системы регулирования соотношения компонентов (РСК) по сигналам, поступающим от датчиков расхода 18 и 63 на привод 69 регулятора соотношения компонентов.

В процессе работы двигателя системой регулятора кажущейся скорости осуществляется регулирование режима работы двигателя в заданных пределах путем изменения настройки регулятора 78, установленного в магистрали горючего подогревателя. Изменение настройки регулятора осуществляется электроприводом 77 по сигналам управления изделием.