Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет, страница 8

Для размещения усилителей, преобразователей и источников питания, обслуживающих органы управления, могутиспользоваться переходники и хвостовые отсеки соответствую-' щих ступеней. Топливные отсеки могут быть выполнены либо в виде автономных баков (рис. !.1О), либо по моноблочной схеме в виде единого бака, разделенного промежуточным днищем на 4) бак окислителя н бак горючего (рис. !.11). При прочих равных условиях первые имеют ббльшие габариты и массу, чем вторые. Однако прн выборе схемы топливного отсека следует принимать во внимание возможности технологии производства и ремонтопрнгодность ракеты, что в свою очередь определяется масштабами производства. Изготовление крупнога- ' Сечение А-Я Рис.

КНЬ Топливный отсек пакетной схемы баритных моноблочных отсеков сопряжено с ббльшими затруднениями, чем изготовление автономных баков. С позиций эксплуатационной надежности предпочтительней применение топливных отсеков с автономными баками. Для улучшения устойчивости ракеты в полете необходимо, чтобы центр масс ракеты находился впереди центра давления, поэтому желательно располагать баки окислителя впереди баков горючего.

42 Наибольшее распространение получили несущие цилиндрические топливные баки, стенки которых являются одновременно корпусом ракеты. Однако можно применять н подвешенные баки, на которые действуют лишь, внутреннее гидростатические давление и давление. наддува. Эти последние используют иногда на ступенях тяжелых ракет. носителей, когда топливный отсек выполняется в виде пакета автономных цилиндрических баков (рис.

1,12). В этом случае несущими являются лишь баки, заполненные одним из двух компонентов топлива. В конструкции баков для жидкого водорода предусматривается высокоэффективная тепловая изоляция, предупреждающая чрезмерные потери водорода на испарение. Она может быть в виде слоя легкого материала с низкой теплопроводностью, наклеиваемого снаружи или изнутри бака. Кроме того, бак может быть сделан с двойными стенамн, в пространстве между которыми создается вакуум различной Рис. !лз. топливный отсек сп сферпглубины ~391, ~87). Относи- чеоиими баками: тальиая Маееа КОНСтрухцнн а — бак окиоиигаии; я — бак гооагчаго водородного бака за счет теплоизоляции н малой плотности водорода получается значительно большей, чем у баков для обычных рдкетных топлив. По геометрической форме топливные баки могут быть цилиндрическими, коническими, сферическими и торовыми.

При прочих равных условиях сферические баки (рис. 1.13) имеют существенно меньшую массу и хорошо защищены от аэродинамического нагрева, что особенно важно при использовании ' низкокипящих компонентов топлива. Однако в конструкции корпуса ступени образуются относительно большие объемы, полезное использование которых весьма затруднительно. В хвостовых отсеках кроме двигателей размещается часть приборов системы зправления и элементов пневмосистемы, а также органы управления. Хвостовой отсек первой ступени снабжается опорами для установки ракеты на пусковой стол. Во многих случаях двигатель закрепляется не на хвостовом отсеке, а на днище заднего топливного бака или его си.

ловом штангоуте. В этом случае для увеличения дальности полета ракеты иногда предусматривается'система сброса хвостового отсека на активном участке траектории, при этом необходимо учитывать уменьшение надежности действия ракеты в полете. 'Вопросы конструкции органов управления ракетой и спр. соба раздеяения ступеней и отделения боевой части, как правило, решаются совместно, На стратегических ракетах обычно применяются газодинамические органы управления трех типов (ЗЩ, (85): — с отклонением всей истекающей струи газов — с отклонением части газовой струи; — с созданием «разнотяга» многокамерных двигателей.

В качестве органов управления с отклонением всей истекающей струи газов можно использовать отдельные рулевые двигатели, поворотные камеры сгорания основного двигателя, поворотные автоматные двигатели, разрезные и поворотные сопла и т. п. Применение отдельного, обычно четырехкамерного, рулевого двигателя утяжеляет (в сравнении с другими типами органов управления) и увеличивает стоимость ракеты, усложняет и снижает надежность системы управления работой двигателя.

Угол поворота камер сгорания рулевого двигателя достаточно велик, что создает проблему подвода компонентов топлива из неподвижных магистралей высокого давления в качающиеся камеры. Однако обойтись без отдельного рулевого двигателя на последней ступени ракеты иногда не удается, так как малая конечная ступень тяги двигателя необходима для повышения точности работы системы управления. В таких случаях роль верньерного выполняет рулевой двигатель. Кроме того, при наличии отдельных рулевых двигателей-проще обеспечить управляемость ступеней в процессе нх разделения.

Использование поворотных камер сгорания (или автономных двигателей) усложняет подвод компонентов топлива к ним и утяжеляет рулевые машины. Однако общая масса'дви. гательной установки с поворотными камерами сгорания мень. ше, чем при установке рулевых двигателей. Подвод компонентов топлива к автономным двигателям прост, поскольку в этом случае по гибким трубопроводам компоненты подаются прн низких давлениях на входы в топливные насосы, монтируемые обычно на камерах сгорания. Поворотных камер сгорания, способных обеспечить управление полетом ракеты, должно быть не менее двух.

Если применяется одна камера сгорания, установленная в кардановом подвесе, то для устранения крена 'ракеты должно использоваться не менее двух дополнительных поворотных сопел или четыре неподвижных. Поворотные н разрезные сопла (рис. 1.)4) широко применяются для управления ракетами с РДТТ. Часто твердотопливный двигатель выполняют с соплами, каждое из которых имеет одну степейь свободы. Они имеют небольшие углы от. клонения и достаточно эффективны, В отличие от поворот- 44 Рнс. 1.14. Поворотное н разрезное сопла, а — поворотнос соило; б — равревиое сопло; у— рулевая паяиика; у — ось качании сопла; 3 сопла ных камер- в них возникают дополнительные потери .тяги нз-за образования уступа внутри сопла при его отклонении, но в целом эти потери невелики. Для поворота сопел нужны рулевые машины сравнитель-- но небольшой мощности, так как масса,.приводимая во вращение, мала.

Поворотнйе сопла, работающие на выхлопных газах турбины жидкостного ракетного двигателя, просты по уст. ройству и небольшие по массе, но из-за малой тяги они . применяются лишь на верхних ступенях. В качестве органов управления с отклонением части газовой струи применяются газовые рули и дефлек- а) торы 136). Кроме того, может .использоваться впрыск газа или жидкости в закритическую часть сопла и некоторые другие способы управления вектором тяги. Газовые рули отличаются простотой конструкции и достаточной эффективностью. Их недостатки — малая зроэионная стойкость (так как они постоянно на- Ф ходятся в газовом потоке) и ощутимые потери тяги двигателя.

Дефлекторы не подвергаются заметной эрозии, но, имеют недостаточную эффективность действия, поэтому они применяются очень редко. Вдув газов нли жидкости в закритическую часть сопла '138) (рис. !.15) для управления вектором тяги требует небольших по массе н несложных по конструкции устройств. Для вдува может использоваться газ, отбнраемый из камеры сгорания илн газогенератора, а в качестве рабочей жидкости — компоненты топлива или инертная жидкость. Область применения таких органов управления ограничена ввиду 45 сравнительно небольших управляющих моментов,,которые они создают.

Управление ракетой путем создания «разнотяга» камер (или двигателей) многокамерных двигательных установок используется на тяжелых ракетах-носителях с большим диаметром ступеней. При этом необходимо обеспечить устойчивую работу камер (двигателей) при глубине дросселирава' ния тяги .4- (10 '-15) ов номинального ее значения. Такие органы управления весьма эффективны и просты и не требуют рулевых машин. Прн выборе системы разделения, кроме безусловного обеспечения надежности ее рабаты, необходимо иметь в виду Рнс.

1.15. Управление вектором тяги путем впрмскв жид- кости: 4 — глловмв ноток: У- Форсункл; д — косов скачок уплотнсннк; 4 — ЛНННН ТОКЛ выполнение требования управляемости ракеты в процессе разделения ступеней. Кроме того, верхняя субракета не должна получать опасных возмущений движения пад действием снл, разделяющих ступени. Для разделения ступеней ракеты применяется два вида систем: тормозящие отбрасываемую ступень и системы огневого (газодинамического) разделения [38), [851 Торможение ступеней может осуществляться с помощью специальных двигателей (обычно твердотопливных), газами наддува топливных баков или,реверсивиыми соплами на ракетах с РДТТ. На малых высотах торможение может осуществляться за счет аэродинамических сил.