Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование, 1957 г. (1240838), страница 104
Текст из файла (страница 104)
Перекись в еще большем количестве подается в реактор. Парогаз начинает поступать в турбину, раскручивает турбонасосный агрегат, давления в линиях подачи компонентов увеличиваются и главные клапаны 51 и 58 открываются полностью . Расход компонентов плавно увеличивается до номинального, и двигатель выхсьаит на главную ступень. Работа двигателя в полете и остановка его В полете работа двигателя происходит на главной ступени.
При этом давление в кислородном баке поддерживается испарением небольшого количества жидкого кислорода, подаваемого из главного клапана окислителя 51 через обратный клапан 55 в змеевик теплообменника 50. Змеевик обогревается отработанным парогазом, |выходящим из турбины 47. Испарившийся кислород поступает в дренажную трубу 41. Отработанный парогаз через дополнительные сопла выходит в атмосферу. Необходимое давление в баке горючего поддерживается в первой стадии полета за счет скоростного напора встречного воздуха, который подается в бак по трубе наддува 4 через клапан наддува б. Когда давление скоростного напора становится недостаточным, клапан наддува закрывается за счет подачи к его сервопоршню воздуха управляющим клапаном б, получающим для этого команду от часового механизма. После закрытия клапана 5 он становится предохранительным клапаном, не допускающим повышения давления в баке горючего сверх заданного.
В момент закрытия клапана 5 тот же часовой механизм подает электрический ток на комбинированный клапан-редуктор 13, который подает в бак под необходимым давлением воздух из трехбаллонной батареи 1. Во время работы двигателя часть горючего из верхней полости головки б8 по трем трубопроводам подается к четырем поясам охлаждения 72, через которые спирт поступает в камеру для внутреннего охлаждения ее стенок. Кроме того, некоторая часть спирта поступает на стенки камеры из рубашки охлаждения через систему отверстий б7. Остановка двигателя производится в два приема. Сначала двигатель переводится на конечную ступень с меньшей тягой путем закрытия клапана подачи перекиси главной ступени 39, для чего снимается ток с управляющего клапана 40.
Это происходит при приближении ракеты к заданной скорости. Подача перекиси в ПГГ и выработка парогаза уменьшаются, а следовательно, уменьшается число 545 35 Г. Б. Сииирсв и М. В. Добровольский оборотов турбонасосного агрегата,~в связи с чем падает давление н расход основных компонентов, а двигатель работает на конечной ступени с уменьшенной тягой. В момет достижения ракетой заданной скорости подается главная команда для остановки двигателя. При этом происходит следующее: снимается ток с электроклапана 88, который закрывается и прекращает доступ перекиси в парогенератор; выработка парогаза также прекращается, и турбонасосный агрегат начинает останавливаться. Одновременно электрический ток снимается с управляющего клапана 58, который открывается, и управляющий воздух закрывает главный клапан окислителя 51.
Перемещение этого клапана размыкает электрическую цепь, в которую включен управляющий электроклапан 59. Этот клапан открывается, и управляющий воздух закрывает главный клапан горючего 58, одновременно открывая в нем дополнительный клапан, связывающий полость охлаждения 52 с насосом топлива. Это делается для того, чтобы предотвратить возможность гидравлического удара в системе труб после насоса. После закрытия главных клапанов в камере прекращается горение и двигатель перестает развивать тягу. Параллельно с этим происходит закрытие предварительного спиртового клапана 24 путем снятия тока с управляющего клапана 15. Закрывается главный клапан ПГГ 18, прекращающий подачу воздуха в баки 25 и 81.
После остановки двигателя в баках топлива и окислителя сохраняется повышенное давление, так как клапан наддува 5 и дренажный клапан 45 остаются закрытыми. Это необходимо для того, чтобы при обратном входе ракеты в атмосферу баки не были раздавлены избыточным давлением атмосферы. й 66. СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕИ ЗЕНИТНЫХ РАКЕТ Схема двигателя ракеты «Вассерфаль» Зенитная управляемая с земли ракета «Вассерфаль» имеет двигатель с тягой 8 т, работающий на самовоспламеняющемся топливе меланж М-10 (90'/» ННОз+10»1» Н»304) +тонка-841 с расходом около 42 кг1сек.
Продолжительность работы двигателя около 40 сек. Двигатель имеет баллонную вытеснительную подачу. Баллон высокого давления 1 (фиг. 218) заправляется сжатым воздухом давлением 300 ка1смз через заправочный клапан 2. На линии высокого давления установлен предохранительный клапан 4. Горючее и окислитель заправляются в баки 10 и 12.
Герметичность этих баков обеспечивается мембранами 9 и 14. Так как основное топливо является самовоспламеняющимся, то в двигателе отсутствует какая- либо специальная система зажигания, кроме системы дроссельных заслонок 15, которые плавно открываются сервопоршнем 17 и обеспечивают медленное нарастание подачи компонентов в камеру. При запуске двигателя подается электрический ток на пироклапан низкого давления 8.
После открытия этого клапана редуктор 646 хххохЬ х ох Х ох а х о .' а ох х,. 55,5 ."5 х х* ааххх5 хх о) 5:..=. хх 5 ахатах Е 5 х„.ххо х о ««ха о х хао > хаоахох а аа5о ах х хха ха ха 'х аа оха а ос х5 ха 6 1хИ х а ' 255о оа.х "х 'хВ „ох око а5 хо5 ха, хФ5 )а5 х ! х 3 хха х с о ° х о ха х " хахо о х о оо хх5 ххо 53ха 5 3 х 3 зх5х — а "хо х а "$ ох5~5~ охо а а адах ао 5 ах х 5")х И х 25 «5хо хх х х555ах ,- ° ~ахо(2 --оох х ох до М~ «а ахоа5х х х!» Б а х д о Зоцо хо о ох о 5 а х ох х Д о .а 4 ах й о. х о а х х а о о $ Ю а о о о х а о х ( М х Р3 о Д 35х 545 давления воздуха б сообщается с трубопроводами, ведущими в бак.
Затем подрывают пиропатрон клапана высокого давления 8, после чего воздух из баллона 1 через фильтр 3 проходит в редуктор б и через открытый уже клапан 8 подходит к мембранам 9. На линии низкого давления находится предохранительный клапан низкого давления 7. Воздух рабочего давления разрывает мембраны 9 и по трубопроводам поступает в баки горючего 10 и окислителя 12. В этих баках в нижней части размещены вращающиеся забор- ники 11 и 13, которые при маневрах ракеты следят за уровнем жидкости и не допускают перерыва в подаче компонентов.
Топливо, вытесняемое из баков, разрывает мембраны 14 и подходит к дроссельным заслонкам 1б. Когда давление в трубопроводе горючего повышается, оно открывает клапан 18 и пропускает воздух рабочего давления к сервопоршню 17, который, медленно перемещаясь, открывает заслонки 1б; горючее и окислитель поступают в двигатель, самовоспламеняются там и двигатель начинает развивать тягу.
Двигатель работает до выработки компонентов. Схема двигателя ракеты «Шметтерлинг» Ракета «Шметтерлинг> (фиг. 220 и 221) является зенитной управляемой ракетой малых размеров. Двигатель этой ракеты работает на самовоспламеняющемся топливе азотная кислота+тонка-250 и имеет переменную в полете тягу в пределах до 380 кг. Регулирование тяги осуществляется перекрытием части форсунок вращающимися золотниками, Управление тягой производится регулятором числа М, т. е.
регулятором скорости полета ракеты (поз. 10 на фиг. 220), воздействующим на золотники через электромеханический привод 12. Двигатель имеет баллонную вытеснительную подачу. Для обеспечения непрерывного поступления компонентов топлива в камеру баки двигателя выполнены в виде механически обработанных цилиндров, внутри которых перемещаются поршни, вытесняющие компоненты, Баллон высокого давления 2 заправляется сжатым воздухом через заправочный клапан 1. При запуске двигателя подрывается пиропатрон клапана-редуктора 3 и воздух из баллона высокого давления 2 поступает в редуктор, откуда под необходимым давлением направляется ~в баки б и 9.
Перед поступлением в баки воздух разрывает мембраны 4 и 7 и, воздействуя на поршень 8, выталкивает окислитель из бака б, а воздействуя иа поршень 8, вытесняет горючее из бака 9. Горючее и окислитель подходят к мембранам П и 14, разрывают их и через регулирующие золотники, расположенные в головке камеры (см. фиг. 129), поступают в двигатель. В полете ракеты чувствительный элемент регулятора скорости 10 через систему реле передает необходимую команду на поворот золотников, уменьшая или увеличивая тягу.
Работает двигатель до выработки компонентов из баков. 548 Схема двигателя зенитной неуправляемой ракеты «Тайфун» х Двигатель этой ракеты развивает тягу около 1000 кг в продолжение 6 сек. Ввиду малой продолжительности работы камера двигателя выполнена без наружного охлаждения. Работает двигатель на самовоспламеняющихся компонентах: меланж М-10 (90е/е Низ+ !+10е/о Ня804) +тонкам841 и имеет вытеснительную систему подачи с пороховым аккумулятором давления. Двигатель ракеты состоит из двух баков, расположенных конпентрично один в другом (фиг. 222).
Наружный бак 3 составляет корпус снаряда, и в нем размещается горючее — тонка. Внутренний бак 4, имеющий тонкие алюминиевые стенки, располагается конпентрично аг и банг. 222. Схема двигателя зенитной неуправляемой ракеты «Тайфуны à †корп порохового аккумулятора давления, У вЂ разрывн мембрана, отде.
лающая ПАД от баков, а — бак горючего. а — бак окислителя, б — разрывная мембрана, отделяющая баии от камеры, б — головка двигателя, 7 — намера двнгателя.  — пороховой заряд, у — воспламейнтель, 10 — поршень, закрывающий камеру. а — отверстие для подачи пороховых газов в бак горючего, б — отверсткя для подачи горючего в камеру, в — струйные форсуякя горючего, г — отверстия для подачи пороховых газов в бак окислителя, д †отверст для подачи окислителя в камеру, г †струйн форсунки оккслнтеля. наружному. В нем размещается окислитель — азотная кислота. Подача компонентов в камеру двигателя 7 осуществляется продуктами сгорания медленно горящего порохового заряда 8, расположенного в прочном корпусе 1. Воспламенение порохового заряда осуществляется воспламенителем 9.
Баки отделены от камеры сгорания и корпуса порохового генератора газов мембранами 2 и 5, разрывающимися под давлением пороховых газов (на входе в бак) и компонентов (на выходе из бака). Запуск двигателя осуществляется воспламенением порохового заряда. После разрыва мембран 2 и затем 5 компоненты поступают в головку б и ~воспламеняются в камере сгорания. Для обеспечения надежности запуска до начала горения топлива в камере критическое сечение перекрыто поршнем 10, который расположен на штоке, обрывающемся после начала горения вследствие повышения давления в камере.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
