Жидкостные ракетные двигатели Добровольский М.В. (1014159), страница 53
Текст из файла (страница 53)
Привод ТНА — от востановительного ЖГГ, работающего на основных компонентах. Четыре внутренних двигателя установлены неподвижно под углом 3' к оси ракеты. Четыре внешних (поворотиых) двигателя закреплены в шарнирной подвеске под углом 6' к оси ракеты и могут отклоняться иа угол +7" для изменения направления вектора тяги установки. Каждый двигатель имеет свой ТНА, жестко связанный с камерой двигателя.
При такой установке ТНА на поворотнои камере гибким участком магистралей компонентов является участок между баками и ТНА. Это облегчает поворот камеры, так как давление компонента на данном участке всегда остается сравнительно небольшим. На внешних двигателях установлены теплообменннки 15, в которых подогревается кислород, используемый для наддува баков окислителя. Для наддува баков горючего используется гелий, подаваемый из баллонов 4. Двигательная установка запускается от одной команды, которая подается сразу после окончания заправки.
Во избежание односторонней нагрузки или сильвого удара при одновременном включении всех восьми камер двигзтели включаются симметричнымн парами с интервалами 0,25 — 0,4 сек. аа ~О Ю О У а Я И к~ „й~ ~ай ВЯ ."5 Ь Г Ф в д а~~~ о ~ ~- о аЫЮ Оо~ М»О а ' о ~~~и" ~ хо фа! "ы~воЕ~Й~ ~ ~25 Я 5 ~ < ~ а м» ~ ~ ~ й а ~ о ~ о ~ ~ о ~ю ~ ) ~о~ ~ ы ~ 3 ~ ~ ~ К Й $ ~ ~ ~ ~ ~ ~ ~ ~ ~ д ~ ~ р М 4 ~ ~ ~ 2 "-"Я о~~~Яс~~~ф1~'д" Й"ф~~хй"~' ~~~»' "~к * „у ~,. ~ Я ~О Й ~,.х~~. ° д'~~ ~~~ ц~оы~и ~Ц~"И~в~Я~ „ о..
~",~ась ~Й ~ ~ "х ~ "ю" "ь " 'о 5а п~ с '~~~х Мах! ~~и~~" ~о~ а ~о и а~ о ~$~~~д$~~~ ~о,~,о аоо ио~Иокы~ эи оо Я~ ~д~~1~ ха ~ исаи'-Йх няч~мах~пК» Рис. 6. 32. Компоновочная схема двигательной установки первой ступени ракеты-носителя «Сатурна! а — общий вид ракеты; б — компоновочная схема первой, стартовой, ступени ракеты 1 — центральный бак с окислителем; 2 — внешние баки с окислителем; 5 — баки для горючего; ! — баллоны с гелием; 5 — узлы крепления второй ступени; 5 — нижняя часть рамы под первую и вторую ступени; 7 †заправочн горловина для горючего; а †заправочн горловина для окислителя; 9 †труба- проводы подачи окислителя; 10 †нас подачи окислителя; 1! †турби ТНА; 12 †нас подачи горючего; 15 — выхлоп турбины ТНА; !и — пороховой аккумулятор давления для запуска турбины ТНА; 15 — теплообменннк; /5-бачок со смазкой ТНА, 17 — гидраприводы поворотных камер сгорания.
18— поворотнме камеры сгорания; 19 — внутренние нсводвижные камеры сгорания; 20 — тормозные двигатели системы возвращения 262 Запуск отдельного двигателя протекает в следу щ р (р ю ем по ядке (рис. 6.33 и 6.34). По сигналу «Запуск» воспламеняется заряд пускового ПАДа (стартера), горячие прод> кты сгорания а посту ПАД оступают на колесо турбины ТНА и начинают его раскрутку.
Рис. 6. 33. Схема системы подачи и макет двигателя Н-1 ракеты «Сатурн»; ! — турбина; 2 — выхлопной нагрузок; 3 — ЖГГ; 4 — шарнирная подвеска двигателя; З вЂ” главный клапан горючего; б — камера; У вЂ” главный клапан окислителя; З вЂ” пусковой НАД. 9- подача горючего; 19 — подача окислителя; 11-ТНА По достижении необходимого давления на выходе из ТНА открывается главный кисло. родный клапан 7, а также начинается подача в камеру сгорания через специальный пояс форсунок пускового горючего, которое образует с жидким кислородом запальный факел. Вслед за пусковым горючим в камеру поступает основное горючее — керосин. После открывания давлением подачи главных клапанов Б и 7 часть топлива из основных магистралей поступает в ЖГГ 3 и дальнейшая работа ТНА происходит от ЖГГ, и 19 12 1« ВВ В7 ВРДВ О,р 4)В бремя В ген Рис.
6. 34. Схема запуска и остановки ЖРД Н-1 ракеты «Са- турн»: 1 — сигнал к запуску; 2-«ткрывается главный кислородный клапан; 8— впрыск топлива воспламенителя; 4 — работает пусковой газогенератор твердого топлива; З вЂ” открывается главный клапан подачи горючего; б — работает основной газогенератор двигателя; У вЂ” сигнал к выключению двигателя; Ю вЂ” закрывается главный кислородный клапан; 9 — закрывает- ся главный клапан подачи горючего работающего на основных компонентах. Подача топлива в ЖГГ регулируется двумя тарельчатыми клапанами, поджатыми пружинами. Общее время выхода двигателя иа режим 1,6 сек. Характер нарастания тяги при запуске показан на рис. 6.
34. Для остановки двигателя подается сигнал к пирозаряду, после подрыва которого закрывается клапан кислорода, прекращается подача компонентов к ЖГГ, ТНА пере. 263 стает подавать топливо и все остальные клапаны закрываются под действием пружин из-за падения давления. В двигательной установке предусмотрена возможность отказа в работе двух дви. гателей из восьми (из них один управляющий). Отказ одного дввгателя допускается сразу после старта, второго через 60 сек. При этом топливная система автоматически переключает подачу от неработающих двигателей к работающим. Самолетный ЖРД На рис. 6. 35 дана схема системы подачи жидкостного ракетного двигателя ХЙВ-99, являющегося маршевым двигателем самолета Х-15 и имеющего следующие основные данные.
Рис. 6. 35. Система подачи самолетного ЖРД: 1 — насос гоРючего; 2 — проливочиые клапаны; 8 — главные отсечные клапаны; Š— насос окислителя; 5 этсечные илапвны пусковой камеры 11; 5 — испаритель; 7 — турбина; 8 — отсечные клапаны пусковой камеры; 9 †пусков намера первой ступени; 10 †ре; 11 — пусиоввя камера второй ступени; 12 †«амера двигателя; 18 †охлаждающ тракт; И вЂ” ПГГ! 15 †источн питания гидраппивол*; 15 †Регулят оборотов; 17 — аапальиая искровая свеча; 18 — сервопривод; 19 †отсечн клапаны перекиси; 20 †регулят подачи перекиси; 21 †ре; 22 †труб Вентура; 28 †бл Эби.иой пеРекиси водорода; 2Š— теплаобменник гидросистемы Двигатель многократного запуска с регулируемой тягой в диапазоне 100 — 30% жидкий кислород+ +жидкий аммиак; соотношение компонентов т=!,25 Топливо Тяга: — на земле — на высоте 30 км Удельная тяга на высоте 30 км 22,7 Т (0,22 Мл) 25,8 Т (0,25 Мн) 276 кГ сек/кг (2740 н сек(кг) 42 ага (4,12 Мн(м') от ПГГ, работающего на 90е/е-ной НяОя (опреде.
120 сек 1 час Давление в камере Привод ТНА Время работы двигателя за один полет ляется объемом баков) Ресурс работы двигателя 264 Для обеспечения повышенных требований к надежности и безопасности работы ЖРД, обусловленных установкой двигателя на пилотируемом летательном аппарате, предусмотрена двухступенчатая система запуска с помощью пусковых камер первой и второй ступеней (9 и 11). Компоненты в пусковой камере первой ступени воспламе- няются от искровой свечи 17, а в пусковой камере второй ступени и в основной камере !2 — от факела, поступающего соответственно нз камер 9 н 1 й Запуск и оста. новка двигательной установки производятся в следующем порядке.
Перед началом запуска с помощью клапанов 2 производятся проливка ТНА и основных магистралей подачи топлива с целью обеспечения температурных условий работы металлических частей ТНА, магистралей н клапанов. Затем включается про. дувка гелием камеры сгорания. Запуск двигателя осуществляется открытием регулирующего н отсечных клапанов перекиси водорода 19 и 20, поступающей в ПГГ !4, где, проходя через набор катализнрующих сеток (35 сеток, покрытых серебром, расположен. ных попеременно между 36 сетками из нержавеющей стали), она разлагается. Паро.
газовая смесь поступает на турбину 7 и приводит во вращение расположенные на одном валу с турбиной насосы горючего 1 и окислителя 4. Насосы падают топливо в магистрали к запорным клапанам 8 и 5, закрытым еще для подачи компонентов, но открытым для проливки. Открываются запорные клапаны 8 и компоненты поступают в пусковую камеру первой ступени 9. При этом окислитель проходит через нспаритель б, вследствие чего он поступает в камеру 9 в газообразном состоянии.
Это обеспечивает ббльшую надежность прн первом зажигании, так как предупреждает скопление большого количества топлива. После воспламенения в пусковой камере 9 по сигналу от реле 21 открываются отсечные клапаны Б пусковой камеры второй ступени !!. После начала работы пусковой камеры по сигналу от реле !О открываются главные клапаны компонентов 8. Компоненты поступают в камеру двигателя Пй где воспламеняются от постоянного факела пламени, выходящего из пусковой камеры.
Остановка двигателя производится подачей команды на закрытие главных клапанов. Подача топлива прекращается и включается продувка камеры 12 гелием. Пусковые камеры работают еще 0,5 — 1 сек, способствуя сжиганию остаточных компонентов топлива, вытесняемых гелием из магистралей в камеру. После прекращения горения в камере !2 закрываются клапаны пускового устройства и включается продувка их гелием. После продувки двигателя гелием и полной очистки его от остатков топлива двигатель готов к новому запуску.
Число возможных повторных запусков лимитируется запасом гелия для продувки (обычно 4 — 5). Последовательность операций включения и остановки двигателя обеспечивается автоматическим устройством, контролирующим выполнение каждого этапа и после этого включающего следующую операцию. Тяга регулируется изменением расхода перекиси водорода ва ТНА с помощью регулирующего (дроссельного) клапана 20. Сравнение приведенных установок Сравнение первых систем с системами более поздней разработки показывает, что требования к ЖРД как к силовой установке летательного аппарата резко возросли.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
