Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование, 1957 г. (1240838), страница 105
Текст из файла (страница 105)
й 67. СХЕМЫ САМОЛЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ Схема самолетного двигателя «Вальтер» й Двигатель «Вальтер» для самолета истребителя-перехватчика выполняется в различных вариантах: он может быть однокамерным и двухкамерным. ' Вейл, Управляемые снаряды, развитие их и принципы работы, журн. аАзропланв, 1948 г., № 1929, 1931, !933, !937, 1940, 1943, 1948, 1953. ' Д. С а т т о н, Ракетные двигатели, Издательство иностранной литературы. !952, Двигатель работает на самовоспламеняющемся топливе — смеси гидразингидрата и метилового спирта, используемой как горючее, и перекиси водорода 80%-ной концентрации, используемой как окислитель. Подача двигателя насосная. Перекись водорода используется также и для выработки парогаза, на котором работает турбина. Тяга двигателя регулируется в пределах от 1500 до 200 кг путем изменения расхода топлива. Для сохранения перепада давления на форсунках в допустимых пределах двигатель имеет три группы форсунок горючего и окислителя, которые при уменьшении тяги последовательно выключаются.
При запуске двигателя от электродвигателя 4 (фиг. 223) получает вращение турбонасосный агрегат, в том числе и насос 3 перекиси водорода. Перекись водорода, подаваемая насосом, направляется в регулятор расхода перекиси и при соответствующем повороте золотника 9 приподнимает регулирующий клапан 12, проходит по обводному каналу вокруг клапана б н поступает в парогазогенератор 1 с пакетом твердого катализатора 2. Выработанный в парогазогенераторе парогаз продолжает разгонять турбину, и при определенном числе оборотов электродвигатель отключается муфтой свободного хода. После этого турбонасосный агрегат работает на~ холостом ходу.
Иисло оборотов холостого хода устанавливается натяжением пружины 11. При работе на холостом ходу перекись водорода поступает в полость 20 главного клапана окислителя, закрывает клапан перекиси водорода 18 и клапан горючего 14, перемещая их совместно с сервопоршнем 15 влево.
Это предохраняет от перетекания топлива в камеру двигателя. При дальнейшем повороте летчиком золотника 9 начинает поворачиваться также спаренный с ннм золотник 13. При этом золотник 13 через окно в левой камере его перепускает топливо в камеру сервопоршня 13 и перемещает его вправо, открывая тем самым доступ перекиси к трем клапанам 19. При этом горючее получает возможность пройти через рубашку охлаждения двигателя н войти во внутреннюю полость золотника 13. Дальнейший поворот золотника 13 приводит к тому, что отверствие 1 золотника 13 пропускает горючее в линию 1 подачи горючего в двигатель.
Одновременно горючее по линии 1 поступает к сервопоршню 16 клапана подачи окислителя 19 и открывает его, пропуская перекись водорода в линию 1 подачи перекиси в двигатель. Группа 1 форсунок двигателя начинает работать, в камере происходит самовоспламенение компонентов топлива и двигатель выходит на режим 1. Одновременно с поворотом золотника 13 продолжается поворот золотника 9 и перекись водорода через соответствующие оаверстия золотника подходит к клапану б; приподнимая его, она поступает в ббльшем количестве в парогазогенератор 1. Излишнее возрастание подачи перекиси и разнос турбонасосного агрегата предупреждается тем, что давление перекиси подводится к мембране 8, кото- 551 Ь~Ь а 'о! «о о ат И ! ха о сц тхк о«Я л ат й оЯ« оа 3 й«$ х а х х о йто ойх о 3 о т р о3« а оа" о тт р й-а о „~~о Я 1-".
аа т л „.а о т о 4 й к"о й й р ло! а« р «л« « о охо р ал к ойа й (о я «С" й Х !! о й .т о сО а кт! а О~ о о~о йа ай о от ,и х! ал о к О ;„« о 3 т ай о ! х х « -Р о ах Рт о х 1 о о ак о" . ой х :х йЯ цС ак л « ок . ,х оо «й ~3 к« ! Я й о т й т тоа о крй « « "о ! йт й й о й" ккк д « х Д о« а« о оя о от а х аЯт '~ Я ко а« хо оц о ойт ". а" Я „ка т ."Л: 2й ЯЕ~ х ! й 2о хо лох «Я й «х й о «ко о тйй ттк хьй Иа о х „тй йо х а ха 152 рая, прогибаясь под этим давлением, стремится закрыть клапан б и уменьшить тем самым подачу перекиси, возвращая расход перекиси к необходимой величине. Для дальнейшего увеличения тяги двигателя необходимо продолжать поворот золотника 13, который отверстием П, а затем П! включает подачу горючего и окислителя в группу 11 и 1П форсунок. При этом число оборотов ТНА поддерживается постоянным за счет работы регулятора подачи перекиси.
Остановка двигателя происходит в результате поворота золотников в обратную стцрону; при этом в полете ТНА может и не останавливаться совсем, а работать при выключенной камере на минимальном числе оборотов. Чтобы компоненты топлива не скапливались в камере на холо'- стом ходу из-за различных утечек в системе подачи, некоторое количество парогаза, отработанного в турбине, направляется в камеру двигателя и разлагает за счет повышенной температуры и активного вещества — катализатора, приносимого парогазом, просочившуюся туда перекись, а также асущесввляет продувку камеры двигателя.
Золотник 13, главный клапан топлива и три клапана подачи окислителя 19 конструктивно размещаются ~в одном блоке. Чтобы предупредить возможность соприкосновения компонентов топлива и воспламенение их, все штоки, проходящие из полости одного компонента в полость другого, герметизированы мембранами 17. Схема самолетного ускорителя маневра Ускоритель такого типа устанавливался на немецких самолетных турбореактивных двигателях. Тяга ускорителя составляла 1200 кг.
Он работал на самовоспламеняющемся топливе, компонентами которого являлись тонка-250 и азотная кислота. Ускоритель имеет насосную подачу. Привод насосов осуществляется от вала самолетного двигателя через гидромуфту 6 (фиг. 224) и редуктор 7. Вес самого ускорителя составляет 57 кг Установка ускорителя на турбореактивном двигателе и его внешний вид показаны на фиг. 35. Включение двигателя в работу производится путем замыкания выключателя 20 электрической цепи двигателя. При этом электрический ток подается на электромагнитный клапан 11, который пропускает масло из системы самолетного д~вигателя в гидромуфту б.
Через гидромуфту и редуктор 7 вращение передается насосу окислителя 5 и насосу горючего 13. Горючее и окислитель из баков 1 и 2 поступают к соответствующим насосам. Баки имеют наддув до 0,5 ати, но этот наддув оказывается недостаточным для предотвращения кавитации в насосах, особенно в условиях маневренного полета самолета, прн котором возникают ускорения различных направлений. Поэтому на всасывании основных насосов установлены вспомогательные эжекторные насосы 4 и 12, которые повышают давление компонентов на входе в насос.
Некоторое количество компонента под о "Ь о аа«« ~ «а оа «о« о с "-Я И «о «о« о оя н о « « с« м а'" « 1 о «оа" ай н с о «««а«яо « ~«а а «ц с« с она И «о «с н сс «о« а ~аай« 2 и;йЙ« сса««В« с « %на «~а ~р с В« . «~,;;.о сс о н ««Р« сс «а '3 'с«,с с й а"««« «Я о «о «««о о ос ~«Я сс анно« 1~ а а а" о« «оД*« о« "«« «а ««,с ~она« с~ а В *с Я а« .«« ! «а«««« «с«о 554 высоким давлением, создаваемым насосом, подается в сопло эжектора, захватывает в конической входной части основной поток жидкости н ускоряет его.
За счет дальнейшего торможения потока жидкости в расширяющейся части эжектора повышается статическое давление жидкости. По мере раскрутки насосов через. 0,7 — 0,8 сек. после включения гидромуфты в нагнетательных линиях компонентов давление достигает полного расчетного значения. При этом топливо через перепускные клапаны 8 и 15 возвращается во входную часть насосов. Когда давление в магистралях компонентов достигает 7 ати, нормально разомкнутые реле давления 16 и 17 замыкаются. В период пуска, кроме того, разомкнутое реле давления в камере сгорания 18 зашунтировано реле времени 19, поэтому при замыкании реле 18 и 17 включается электрическая цепь управляющего электромагнитного клапана 14, который перепускает горючее из линии нагнетания в сервопоршень 9 сдвоенного клапана горючего и окислителя 8. Этот клапан открывается, компоненты топлива начинают поступать в камеру сгорания, самовоспламеняются в ней и двигатель начинает работать.
Реле времени 19 рассчитано на шунтирование реле давления в камере 18 в течение 3 сек. Если за это время давление в камере достигнет расчетной величины 15 ати, что свидетельствует о нормальном протекании процесса запуска, то к моменту выключения реле времени 19 будет уже замкнуто реле давления в камере 18 и двигатель будет продолжать работать. Режим двигателя поддерживается тем, что давление компонентов после насоса регулируется перепускными клапанами 8 и 15. Для остановки двигателя достаточно разомкнуть выключатель 20. При этом закроется управляющий электромагнитный клапан 14. Через систему дренажа этого клапана будет стравлено давление над сер~вопоршнем 9, и сдвоенный клапан 8 закроется, прекратив доступ топлива в камеру.
Двигатель будет остановлен. Одновременно закроется электромагнитный клапан 11 и прекратится доступ масла в гидромуфту, в связи с чем она будет отключена и насосы будут остановлены. При ненормальном протекании запуска двигателя, когда в течение 3 сек. давление в камере не достигает 15 ати, а также при нарушении режима работы двигателя, когда давление в камере упадет ниже 15 ати или давление в нагнетательных линиях станет ниже 7 аги, одно из реле давления 18, 17 или 18 разомкнет электрическую цепь управляющего клапана 14 и двигатель будет остановлен. Кроме описанного выше немецкого самолетного ускорителя, в литературе опубликовано много данных об английском самолетном ускорителе маневра «Снарлер».
Этот двигатель был запроектирован для работы на топливе жидкий кислород+керосин. Однако трудности с охлаждением заставили конструкторов перевести двигатель на топливо жидкий кислород+65"/о-ный метиловый спирт+35«/«воды. Тяга даигателя составляет 900 кг, удельная тяга 200 кг сск1кг. Схема его аналогична схеме немецкого ускорителя, который, очевид- 555 но, был взят за прототип. Однако использование в двигателе жидкого кислорода заставило дополнительно применить искусственную систему наддува баков сжатым газом, а также использовать сжатый газ для управления исполнительным клапаном главных компонентов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
