Жидкостные ракетные двигатели Добровольский М.В. (1014159), страница 52
Текст из файла (страница 52)
6. 8. ПРИМЕРЫ ВЫПОЛНЕННЫХ УСТАНОВОК С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ Рассмотрим несколько примеров выполненных двигательных установок. В них дается определенное представление о способах и порядке запуска и остановки ЖРД, о способах привода ТНА, наддува баков, многократного запуска, а также о работе и компоновке двигательной установки в целом. Двигательная установка второй ступени ракеты-носителя «Космос» На рис. 6. 7 показан ЖРД РД-119 «Космос>, наиболее совершенный по удельной тяге из известнык ЖРД кислородного класса с высококипящим горючим. (Разработан в 1958 — 62 г..
организацией, созданной в составе ГДЛ (25]). Его данные следующие. 256 ТОПЛИВО Тяга в пустоте Удельная тяга в пустоте Степень расширения Давление в камере Двигательная установка — открытой схемы. Привод ТНА от ПГГ, работающего на НДМГ; раскрутка ТНА (запуск) от пускового пиростартера. Двигатель имеет систему рулевых сопел 1, 2, В, 1В, 1В. Рулевая система предназначена для управления н ориентации второй ступени ракеты «Космос» за счет перераспределения продуктов сгорания с помощью распределителей 4, 5, 11.
Тяга двигательной установки регулируется. Двигательная установка первой ступени космической ракеты «Восток» На рнс. 6.29 поназан ЖРД РД-!07 «Восток» вЂ” первый в мире двигатель кислородного класса, использующий углеводородное горючее (разработан в !954 — 57 гг. в организации, где разрабатывался и ЖРД «Космос»). ЖРД «Восток» использовался как силовая установка первой ступени ряда ракет для вывода космических летательных аппаратов на околоземную орбиту н к ближайшим планетам солнечной системы (например, космический корабль «Восток-!»).
Его данные следующие. Топливо Тяга в пустоте Удельная тяга в пустоте Степень расширения Давление в камере Двигательная установка — открытой схемы. Привод ТНА от ПГГ, работающего яа перекиси водорода. ТНА имеет 4 насоса (окислителя, горючего, перекиси водорода и жидкого азота, используемого для наддува баков). Газификация жидкого азота производвтся в теплообменнике В, обогреваемом парогазом из ТНА. Внутреннее охлажление камеры — горючим, подаваемым через форсунки на головке; зажигание пиро.
техническое; запуск ступенчатый через предварительную ступень тяги; управление вектором тяги с помощью рулевых ЖРД 1. Тяга регулируется изменением расхода перекиси водорода на ТНА. Двигательная установка первой ступени трехступенчатой ракеты На рис. 6.30 показана схема системы подачи и внешний вид двигательной уста. ковки /«2-2, состоящий из двух камер двигателей. Ее основные данные следующие. Топливо жидкий кислород+ +керосин; 134 Т (1,31 Мл); 62,145 Т (0,6 Мн); 76,2 Т (0,75 Мн); 245 ИГ сгк/кг (2403 и . ггк/кг) 289 кГ сгк/кг ( 2835 и сек/кг) — в конце активного участка (Н=75 км) " Увеличение ч в конце активного участка происходит, во-первых, вследствие неодинакового изменения уровня жидкости в баках и, во-вторых, из-за увеличения ускоренна от 1п на старте до 108 в конце активного участка (Н=75 км).
9 908 Тяга двигательной установки Тяга одной иамеры Р: — на уровне моря — в конце активного участка (Н=75 км) Удельная тяга Р„: — на уровне моря Соотношение компонентов — на уровне моря — в конце активного участка " Давление в камере сгорания . Подача . жидкий кислород+ +НДМГ 11 Т (108 кн) 352 ИГ сгк/кг (3450 и сгк/кг) рз/р» = !/1350 80 ага жидкий кислород+ +углеводородное го- рючее 102 Т (1 Ми) 314 кГ .
сгк/кг (3070 и . сгк/кг) р»/р» = 1/ Г50 60 ага 2,16 2,45 38,25 ага (3,75 Ми/ма) турбонасосная Рнс. 0,29. ЖРД РД-107 «Востока! ! — Рулеаые ЖРД; 2 — узел иачания и подвода окислителя; 5 — трубопроводы окислителя рулевмх ЖРД; а — кронютейны макетные; 5 зсновные камеры даигателя 14 шт1; 6 — силовая рама; 7 — ПГГ; 8 — корпус теплообмеиника на турбине; У вЂ” входной патрубок насоса окислитеая; го †входн патрубок насоса горючего !! †д.
чнк давления в камере; 72 †главн клапан окислителя; 73 †трубопрово окислителя; ге — главный клапан горючего; 75 — трубопроводы горючего Привод ТНА от восстановительного ЖГГ, работающего на основных компонентах с соотношением =0,351 27 Рис. 6. 30.
Система подачи и внешний вид ЖРД ракеты )чЕ-2: 1 †насо; 2 †дрен 3 †турби; 1 †подв смазки; 5 †обратн клапан; 5 †запальн; 7 †дпенаж; 3 — клапан ЖГГ; у — ЖГГ; (и — дрсссезь 1жиклер); 11-обратный клапан; 12 — азот высокого давления от бортевой системы, Ы вЂ” распределитель подачи азота И вЂ” наполняющий и обратный нлапаны жидкого кислорода; !5 — клапан подачи пускового горючего; !5 — напслняюгдий и обратный клапаны керосина, 17 — главный кнслородньгй клапан; И вЂ” подвод азота от наземной установки; 12 — запальник; 23 — главный клапан керосина; 21 — наземные баки горючего и окислите.
ля; 22 — камера; 23 — проволочный контакт Для обеспечения строгой последовательности запуска имеется электропневмо. система с блокировками, допускающими включение очередного агрегата только после поступления импульса, указывающего, что предыдущий агрегат свои функции выполнил. Пневматическая часть системы монтируется на двигателе, а электрическая часть состоит из наземного блока реле, связанного с коробкой реле на двигателе.
Рабочее тело пневмоснстемы (газообразный азот давлением 52,2 ага (5,12 Мн(м') хранится в шести баллонах, размещенных на ракете. Перед началом запуска двигатели ракеты подключены к пусковым топливным бакам (см. рнс. 6.30), размещенным на наземной установке. После нажатия кнопки «Пуск» вступает в действие наземная и бортовая системы автоматики, и запуск двигательной установки производится в следующем порядке.
От наземной системы по трубкам (8 подается азот для наддува пусковых бачков 2! и баков со смазкой для редуктора. В камере сгорания воспламеняется пиротех- 259 Давление подачи: кислорода керосина Время работы ЖРД Некоторые параметры ведеиы в 6 5.1 и 7.4. 52,94 пта (5,19 Мн(мз) 55,38 ага (5,43 Мм)л!з) 160 сек. характеризующие работу камеры двигателя и ТНА, при- нический запальник 10 и после перегоранвя в нем электрического контакта посредсгвоч электропневматической связи открываются главный клапан кислорода 17 и кла.
паи подачи пускового горючего 15. Кислород под давлением статического напора в баке двигательной установки и керосин под давлением наддува в пусковом бачке 21 посту. пают в камеру сгорания, где и воспламеняются от запальника 19. Возникший факел пламени разрушает проволочный указатель воспламенения 23, установленный на выходе из камеры. При этом включается запальник ЖГГ б; контакт в запальнике перегорает, и подается команда иа открытие главного отсечного клапана керосина 20 Открывается клапан ЖГГ В, компоненты поступают в ЖГГ, а продукты сгоранняиз ЖГГ на турбину 3. В результате происходит раскрутка ТНА, и насосы начинают подавать компоненты через главные клапаны в камеру сгорания. Когда давление на выходе из насосов превышает давление подачи из пусковых бачков, открываются обратные клапаны 5 и П и в ЖГГ начинают поступать компоненты от бортовой системы подачи.
При этом клапаны наземной пусковой системы 14 и 10 закроются. Время выхода на режим полной тяги от момента начала запуска составляет 4 сек Двигатель выключается от системы управления полетом ракеты. При этом за. крываются клапан ЖГГ 8 и главный клапан кислорода 17, а спустя 0,2 сек закры. вается клапан керосина 20. Двигательная установка межконтинентальной БРДД На рис. 6. 31 приведена компоновочная схема двигательной установки межконтинентальной БРДД.
Она состоит из пяти ЖРД, работающих на топливе кислород+керо. син, двух стартовых ЖРД с тягой (на земле) по 68 Т (0,67 Мн), маршевого двигателя с тягой 27,2 Т (0267 Мл) и двух рулевых двигателей с тягой по 450 кГ (44!5 и). Пра старте работают все пять двигателей. Стартовые ЖРД работают 145 сек, после чего блок стартовых двигателей сбрасывается вместе с пятью баками н дальнейшее движе.
ние ракеты осуществляется маршевым двигателем и рулевыми ЖРД. Время работы маршевого двигателя 300 сек. Ракеты такого типа иногда называют пол уто расту пенча ты ми, так как стартовые двигатели первой ступени и маршевый двигатель начинают работать одновременно. Все пять ЖРД имеют шарнирный поднес. Рулевые двигатели после точной регулировки вектора скорости н выключения маршевого ЖРД обеспечивают управление по крену. Ваки двигательной установки — несущие. Их жесткость обеспечивается набором шпангоутов н стрингеров, а также наддувом баков гелием. Объем верхнего бака кислорода 71 м', объем нижнего, керосинового, бака — 44 м'. Расположение агрегатов двигательной установки показано на рис. 6.30.
Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя На рис. 6. 32 и 6. 33 показаны компоновочная схема двигательной установки первой ступени ракеты-носителя «Сатурн», представляющей собой связку из восьми двигателей Н-!, и схема системы подачи одного двигателя Н-1. Основные данные установки следующие. Топливо жидкий кислород+ -1-керосин 680 Т (6,67 Мн) 85 Т (0,83 Мя) 255 кГ сек/кг (2500 н сек/кг) /э// э=8 110 †1 сек Тяга двигательной установки Тяга одной камеры на уровне моря Удельная тяга на уровне моря . 260 Степень уширения сопла Время работы .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
