Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели, 2005 г. (1240835), страница 53
Текст из файла (страница 53)
Соответственно изменению подачи топлива изменяется давление в камере сгорания и тяга ЖРД. Кроме рассмотренного способа, небольшое изменение тяги также можно осуществлять дросселированием или закольцовкой части расхода топлива (табл. 6.2, пп. 2 и 5). Возможность изменения тяги в широком диапазоне затруднена в первую очередь тем, что при изменении расхода компонентов резко изменяется перепад давления на форсунках, пропорциональный квадрату расхода. Вследствие этого на режимах наибольшей тяги значительно возрастают потребные давления подачи. Для сохранения постоянного давления подачи в некоторых случаях отключают часть фор- 32г Глава б. Двигательные установки сунок (табл.
6.2, п. 3). Кроме того, возникают трудности с обеспечением охлаждения двигателя на режиме наименьшей тяги, так как с уменьшением расхода топлива соответственно уменьшается и расход охладителя. Вследствие указанных причин при необходимости изменения тяги в широких пределах часто более целесообразно применение многокамерной установки. Возможные схемы поддержания заданного режима работы установки Для обеспечения заданного режима работы двигательной установки и получения требуемого закона изменения скорости ракеты по времени полета необходимо регулировать, кроме тяги установки, еще целый ряд параметров (соотношение компонентов, подаваемых в камеру и в ЖГГ, давление наддува баков, работу рулевых двигателей и т. д.).
В двигательных установках баллистических ракет одной из основных является система управления соотношением компонентов. Назначение сев поддерживать соотношение расходов в установленных пределах и обеспечивать одновременную выработку баков обоих компонентов. Дело в том, что вследствие действия ускорения на систему подачи и связанного с этим различия напоров на входе в насосы, а также вследствие изменения плотности компонентов при изменении их температуры и возможной нестабильности характеристик насосов, действительные расходы компонентов отличаются от номинальных (расчетных).
Это может привести к отклонению соотношения компонентов от расчетного и неодновременному опорожнению баков, т. е. к неполному использованию компонентов. В результате уменьшается скорость в конце активного участка полета. Эти системы обычно основываются либо на измерении уровней компонентов в баках, либо на измерении секундных расходов (рис 6.26, а, б).
На рис. 6.26, а показан пример системы опорожнения баков (СОВ), основанный на измерении уровней компонентов в баках. Датчики 5 уровня топлива в баках дают сигнал о выработке компонента в счетно-решающую систему 4. От системы сигналы поступают на дроссельные регуляторы 2, которые, дросселируя расход того или иного компонента, обеспечивают заданное соотношение расходов компонентов и одновременное опорожнение баков. Для реализации режима одновременного опорожнения баков обычно целесообразно устанавливать дроссельный регулятор только на линии подачи одного из компонентов, расход которого меньше (рис.6.26, 6).
При этом расход одного из компонентов с помощью дроссельного регулятора 2 «подстраивается» к расходу второго компонента. При работе двигательной установки для обеспечения заданного режима одновременно регулируются несколько параметров (прежде всего, тяга и соотношение компонентов, подаваемых в камеру). 323 б, 7, Системы управления и регулирования ЖРД На рис. 6.27 даны примеры упрощенных схем управления работой двигательной установки. На схеме 6.27, а показана система, обеспечивающая поддержание заданного режима тяги и одновременное опорожнение баков. При этом изменение расхода компонентов, подаваемых в камеру, может обеспечиваться как изменением подачи ТНА путем воздействия на расход компонентов в газогенератор 8, так и непосредственным воздействием на дроссельный регулятор 5 (показано стрелкой).
Для точного поддержания соотношения компонентов иногда устанавливается регулятор (стабилизатор) соотношения компонентов (РСК) 11. На рис. 6.27, б показана система поддержания заданных величин тяги и соотношения компонентов. При установке ЖРД на более мелких и маневренных ракетах, в которых одновременное опорожнение баков не играет такой роли, как в баллистических ракетах (например, ЗУР, торпеда и т. д.), отпадает необходимость и в специальной системе опорожнения баков. В этом случае для поддержания соотношения расходов компонентов достаточно установки стабилизатора соотношения компонентов.
При работе газогенератора на основных компонентах для поддержания заданного соотношения компонентов, поступающих в газогенератор, иногда б 12 13 1О Рис. б.27. Упрощенные схемы управления ЖРД: а — система регулирования тяги н СОБ; б, в — системы регулирования тяги н К; ! — камера; 2 — управляющая команда; 3 — счетно-решающее устройство; 4 — датчик давления; 5 — дроссельный регулятор расхода; б — система опорожнения баков; 7 — регулятор подачи топлива в ЖГГ (нлн ПГГ); 8 — ЖГГ (нлн ПГГ); 9 — турбина; 10 — дроссельный регулятор; 1!— стабилизатор К,„камеры; 12 — стабилизатор К ЖГГ; ! 3 — дроссель стабилизатора ЖГГ 324 Глава б.
Двигательные установки устанавливается также стабилизатор 12 соотношения компонентов в газогенераторе, дросселирующий расход в ЖГГ одного из компонентов в соответствии с расходом второго компонента ~рис. 6.27, в). Изменение направления вектора тяги На рис. 6.28 показаны различные способы изменения направления вектора тяги. Изменение направления вектора тяги с помощью газовых рулей (рис. 6.28, а) предложено еще К. Э. Циолковским и успешно применялось во многих ракетах, например Р-1, Р-2, Р-5, и в настоящее время — на израильской ракете «Шавит». Недостаток способа — сравнительно большие потери тяги, так как газовые рули постоянно находятся в потоке, Нашли применение следующие способы изменения направления вектора тяги, представленные на рис. 6.28, б, в.
Недостаток этих способов — необходимость специального привода для рулевых двигателей или выхлопного сопла генераторного газа. Кроме того, использование рулевых двигателей требует специальной системы подачи. Управление направлением вектора тяги с помощью вдува газа в закритическую часть сопла (рнс. 6.28, г) удобно тем, что не требует специального привода для поворота камеры. Однако для данного способа необходим дополнительный аккумулятор давления, и, кроме того, он характеризуется большими потерями удельного импульса по сравнению с поворотной камерой (рис.
6.28, д). Данный метод реализован в двигательных установках РД-170, РД-180, РД-191. В случае применения сопла с центральным телом направление вектора тяги возможно изменять, меняя расход топлива на отдельных участках кольцевой камеры сгорания. При использовании связки двигателей направление вектора тяги возможно изменять также путем рассогласования тяг отдельных камер связки двигателей. Газ б в Рис. 6.2в. Способы изменения направления вектора тяги: а — газовые рули; б — рулевые двигатели; в — газ из ТНА; г — вдув газа; д — поворогиал камера 6.8. Примеры выполненных двигателей с турбонаоооной подачей 325 6.8.
Примеры выполненных двигателей с турбонасосной подачей Рассмотрим несколько примеров выполненных двигателей без дожигания генераторного газа. В них дается определенное представление о способах и порядке запуска и осталова ЖРД, о способах привода ТНА, наддува баков, многократного запуска, а также о работе и компоновке двигателя в целом. Двигатель второй ступени ракеты-носителя «Космос» На рис.6.7 показан ЖРД РД-119, один из наиболее совершенных по удельному импульсу среди известных ЖРД кислородного класса с высоко- кипящим горючим (разработан в 1958 — 1963 гг. ОАО НПО «Энергомаш» им.
академика В.П. Глушко). Его данные следующие. Двигатель выполнен без дожигания генераторного газа. Привод ТНА осуществляется от ПГГ, работающего на НДМГ; раскрутка ТНА (запуск)— от пускового пиростартера. Двигатель имеет систему рулевых сопел 1, 2, 3, 13, 15. Рулевая система предназначена для управления и ориентации второй ступени ракеты «Космос» за счет перераспределения продуктов разложения НДМГ с помощью распределителей 4, 5, 11.
Тяга двигательной установки регулируется. Двигатель первой ступени ракет-носителей «Восток», «Союз» На рис. 6.29 показан ЖРД РД-107 — первый в мире двигатель кислородного класса, использующий углеводородное горючее 1разработан в 1954- 1957 гг. в ОАО НПО «Энергомаш» ). Жидкостный ракетный двигатель РД-107 использовался как силовая установка первой ступени ракет-носителей «Восток», «Молния», «Союз», предназначенных для вывода космических летательных аппаратов на околоземную орбиту и к ближайшим планетам солнечной системы. Его данные следующие.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
