Жидкостные ракетные двигатели Добровольский М.В. (1014159), страница 70
Текст из файла (страница 70)
Вытесняющий газ подогревают либо в теплообменнике з40 и отношения с,/сь При увеличении Р,„„эти величины изменяются очень незначительно. Например, если р„„„=рб+Арр„=33+9=42 ата (4,12 гг!н(иб), то при изменении р„„от 280 до 320 ага (27,4 — 31,4 Мн(м') вечичина Об увеличится менее чем на !б)б. Таким образом, повышение начального давления в баллоне р,„„ по существу не влияет на массу баллона и способствует уменьшению его размеров.
Однако наибольшая величина начального давления в баллоне ограничивается возможностями заправочных средств. выхлопными газами ТНА (смо например, схему на рис. 6. 3), либо теплом, поступающим в стенки камеры двигателя, либо сжигая твердое или жидкое топливо в специальном генераторе (рис.
9. 3). Определим приближенно необходимый запас газа при подогреве его перед поступлением в баки до заданной температуры Т„д. Состояние газа в баках при этом можно определить уравнением (9. 18) Рб(~о = 6б воаАТпо. Сравнив выражения (9.6) и (9. 18), получим 6б б пот поа (9. 19) Подставив в равенство (9.8) вместо 6б количество газа в баке, равное 6б ,д, после преобразований с учетом выражения (9.19) получим Гт,,„а„ Рб т бп1 (г — ' "" ~ .
(9. 20) С 1Р г.ив ч — (Рб + и Р ге 0 Если газ подогревается путем подвода к нему определенного постоянного количества тепла АО (например, в теплообменнике), то приближенно, пренебрегая потерями тепла, температура газа в баках в конце работы Тп,а=Так,п+ . (9.21) Об.поар р При этом 6б,„,д определяем по формуле (9.19), задаваясь предварительно ориентировочным значением Т„и. Определив в первом приближении Тпо,„корректируем значение 6бп, и полученное значение Т„,. Анализируя формулу (9. 20), видим, что подогрев вытесняющего газа дает особенно большой выигрыш при низких начальных температурах газа в баллоне. Так, например, при работе установки по схеме рис.
9.8 температура гелия в газовом аккумуляторе давления 3 очень невелика, так как он находится внутри бака с жидким водородом. Поэтому подогрев гелия даже до 300'К позволит уменьшить его запас примерно в 3 — 4 раза. П Рис. 9. 3. Схема газобаллоииой системы подачи с подогревом газа; 1 †аккумулят давле.
вия; у — «лапая; 3 — редуктор; а — дроссела; б — бачок с топливом; б— овеча 7 — камера подогрева; и — баки 9 — клапаиы !Π— дросселя; у!- камера двигателя 9. 2. ПРИМЕРЫ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК С ГАЗОБАЛЛОННОЙ ПОДАЧЕЙ 311 Имеется большое количество выполненных установок с газобаллонной подачей. В книге [25) приведены типичные примеры применения газобаллонной подачи в двигательных установках самолетных ускорителей и установках зенитных ракет.
Рассмотрим примеры применения газобаллонной системы подачи в двигательных установках верхних ступеней космических ракет и в двигательных установках космических кораблей. Рис. 9.4. Лаигательная установка второй ступени ракеты «Эйбл Стар» с газобаллонной подачей гб 22 га Рис. 9. 5. Схема двигательной установки ракеты »Эйбл Старк 1 — дренажный клапан бака горючего; 2 — дренажная трубка; 3— запорный пневмоклапан; 4 — фильтр; 5-трубопровод для заправни бака окислителя; 5 †обратн «папан; 7-электропневмокла.
паи; 8 †трубопров для заправки бака горючего; 3 — расходомер горючего; 10 — злектропневмоклапан для управлени» главным клапаном горючего; П вЂ устройст для измерения давления в ка мере; 12 †гибк трубопровод гор!очего 13 †главн «папан горючего; 14 †гибк трубопровод окислителя 15 †главн клапан окислителя; 15 — расходамер окислителя; !7 †расходн шайба окислителя; 13 — неохлаждаемый насадок; 12 †индикат открытия главного клапана окислителя; 20 †обратн клапан 21— аккумулятор давления для открьггия клапана 15; 22 †элект пневмоклапан для управления «лапавом 151 23 †балл с гелием; 24 †редукт; 25 †заправочн «лапая; 25 †трубопров дл» зайравки баллонов с гелием; 27 †дренажн трубк» гелия; 28— дренажная трубка бака окислителя; 28 †дренажн «папан; 35— дифференциальное реле давлени» в баках горючего и окисли.
тела; 3! — запорный пневмоклапан; 32 †датч количества окис лителя в баке; 83-фильтр; 81 †клапа; 35 †б о«и«литва»; 35— бак горючего; 37 †коллект 372 Двигательная установка второй ступени с газобаллонной подачей На рис. 9. 4 н 9.5 показаны общий вид и схема двигательной установки второй ступени ракеты «Эйбл Стар» с газобаллонной системой подачи [!52]. Двигатель работает на самовоспламеняющемся топливе — азотная кислота +НДМГ.
В качестве вытесняю. щего газа используется гелий, находящийся под давлением 300 кГ/см' (27,4 Мн/м') в трех баллонах 23. Баки — несущие, совмещенной конструкцви. Установка допускает многократный запуск и остановку по команде с земли. Основнь~е данные Топливо Тяга в пустоте Н)(О -[-НДМГ 3590Ш!00 кГ (=35250«с981 н) 278 кГ. сгк/нг (2730 н сек/кг) 1,77 1045.
10» кГ сгк (10,25.10' н сгк) !4,5Ш0,4 кГ/смз (1,42ж0,04 Мн/мз) 12,9 кг/сек э=28 '0,6 137 кГ. сгк/кг (1540 н сек/кг) 300 сек 1270 мм !40 с»П 40 0,0294 нГ/см' (2980 и/м») 4925 кг 32 кг 8 кг 4,5 кг 3850 кг 13,3 кг 0,322 м' Удельная тяга в пустоте Коэффициент тяги Суммарный импульс Давление в камере сгорания Расход топлива Соотношение компонентов . Комплекс р Время работы Приведенная длина Площадь критического сечения Степень уширения . Давление на срезе Масса Масса Масса Масса Масса Масса Объем двигательной установки камеры двигателя клапанов насадка топлива гелия баллона с гелием 343 Камера двигателя выполнена из алюминиевых трубок и охлаждается окислителем. Охладитель поступает в коллектор 37, по трубкам идет к концу охлаждаемой части сопла н оттуда по второй системе трубок идет обратно, охлаждает сопла и камеру сгорания и поступает в головку (полуторорасходоаая схема охлаждения).
Толщина трубок 0,9 мм. К соплу крепится насадок 18. Прп запуске двигателя даются команды на открытие электропневмоклапаноа (ЭПК) 22 н 7. Через ЭПК 22 гелий, подающийся в систему из баллонов 28 через редукгор 24, поступает в аккумулятор давления 21, подходит к главному клапану окислителя 15 и открывает его. При открытии ЭПК 7 давление гелия подается на пневмоклапаны 3 и 31. через которые гелий поступает в топливные баки 35 и 35 для вытеснения компонентов. Окислитель из бака 85 поступает в камеру двигателя; при полном открытии главного клапана окислителя 15 подается команда на открытие ЭПК 10, после чего давлением топлива открывается главный клапан горючего 13 и горючее поступает в камеру двигателя.
Подача горючего и окислителя нз баков в камеру регулируется так, чтобы выдерживалась постоянное давление в камере сгорания 14,5.»0,4 кГ/см' (1,42ж0,04 Мн/мэ). Для остановки двигателя подается команда на закрытие ЭПК 7, 22 и 1О, после чего закрываются главные клапаны 18 и 15 и клапаны 3 и 3! подачи гелия в баки. Для предотвращения разрушения промежуточной стенки, разделяющей емкости окислителя н горючего, установлено дифференциальное реле давления 30. Когда давление в одном из баков становится выше, чем в другом, реле подает команду на соответствующий дренажный клапан (1 илн 29) и давление в баках выравнивается. При повторном запуске в условиях невесомости с помощью специальных реактивных сопел, работающих на газообразном азоте, установке сообщается небольшое ускорение с тем, чтобы топливо переместилось к задней стенке баков.
)двигательная установка для коррекции скорости космического корабля На рнс. 9.6 показаны схемы и внешний вид двигательной установки для коррекции скорости космического корабля «Пионер-Н1». Установка имеет две камеры 1 и 8, работающие на продуктах разложения гидразина. Камеры расположены по продольной оси корабля, так что сопла камер направлены в противоположные стороны. Тяги каждой камеры 11,3 — 7,3 кГ (111 — ?1,6 и) в зависимости от давления наддува в баке с гидразином; удельная тяга 230 кГ ° сек)кг, (2260 и сек/кг); степень уширения 50, с) Рис.
9. 6. Установка для коррекции скорости кос- мического корабля: а †схе двигательной установки; б †схе одной нз ка- мер; в †внешн вид двигательной установки, 1 †каме с соплом, направленным по полету, 2 †бач с четырехокисью азота; 8, 4 — ппроклапаны; 5 редуктор; 5 †аккумулят давления с азоте; 7 †б с гидразином; 8 †каме с соплом, иаправленнмм против полета; 9 — форсунки подачи четырехокиси азота !О- катализатор 11 †никелев решетки; 12 — форсуаки пода- чи ю!дразнив. И вЂ” сжатый газ Двигательная установка должна обеспечить четыре импульса тяги в направленшг полета и два импульса против. Продолжительность каждого импульса определяется потребной величиной коррекции.
Запас топлива обеспечивает максимальный суммарный импульс в направлении полета 3400 кГ сек (33 400 и сек) и против направления !2 200 кГ ° сек (119 800 и ° сек). Система подачи — газобаллонная. Сжатый азот хранится в двух сферических аккумуляторах давления б при начальном давлении 140 кГ(смт (13,73 Мн!мх), По мере выработки азота давление уменьшается, а в устройство, определяющее длительност» импульса, автоматически вводится соответствующая поправка. Гвдразнн в количестве около - 80 кг находится в сферическом баке 7.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
