Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты (стр. 3 из 24)

3. Изменение давления в КС

путём изменения расхода компонентов (табл. 1.1). Это наиболее распространённый способ, который даёт возможность регулировать тягу в широком диапазоне изменений в 3 – 5 раз.

Таблица №1.1

Способы регулирования тяги путём изменения давления в камере сгорания

Способы регулирования Особенности способа регулирования

1. Изменение числа оборотов ТНА:

а) изменение расхода рабочего тела на турбину при постоянной температуре

б) изменение температуры рабочего тела путём изменения соотношения расходов компонентов

Реагирование быстрое. Изменение тяги до 10…15 %. Ухудшение рабочих характеристик ДУ вследствие работы ТНА на нерасчётных режимах. Способ а) более приемлем при открытой схеме, способ б) – при замкнутой
2. Дросселирование расхода компонентов в камеру сгорания Реагирование быстрое. Возможно и при вытеснительной подаче и при подаче с ТНА. В первом случае лишнее давление в баках, т.е. лишняя масса. Во втором случае – непроизводительная затрата мощности ТНА
3. Отключение части форсунок Аналогично п. 2. Возникает опасность прогара головки
4. Изменение перепада давления на форсунках Аналогично п. 2
5. Закольцовка части расхода компонентов Реагирование быстрое. Лишняя затрата мощности ТНА для прокачки закольцованного компонента
6. Изменение давления в баках при вытеснительной подаче Очень медленный процесс. Необходимо изменять давление наддува баков. Лишний запас прочности баков, т.е. лишняя масса
7. Изменение соотношения компонентов, подаваемых в камеру сгорания Реагирование быстрое. Ухудшение рабочих характеристик камеры сгорания

Принимая во внимание достоинства и недостатки указанных способов, а также учитывая схему ЖРД, для регулирования тяги ДУ по величине будем изменять число оборотов ТНА за счёт варьирования расхода рабочего тела на турбину при постоянной температуре

Схема крепления ЖРД на ракете

Для того, чтобы передать силу тяги ДУ на корпус ракеты используют различные конструктивные схемы крепления двигателя (рис. 4).

Рис. 1.4 Некоторые конструктивные схемы крепления двигателя: а, в – поворотные двигатели; б – крепление с помощью конической оболочки; г – крепление кронштейнами; д – крепление в виде фермы.

Передачу силы тяги от ДУ на корпус ракеты будем осуществлять с помощью конической оболочки, которой является нижнее днище бака горючего. Все остальные агрегаты будут крепится к камере сгорания.

1.6 Размещение ТНА на ДУ

При размещении ТНА, помимо компактности, с целью уменьшения габаритов и массы всей установки, необходимо по возможности обеспечить наиболее прямой путь топлива от баков к насосам (для уменьшения потерь давления), удобный подвод рабочего тела к турбине и отвод газов от неё. Кроме того, следует учитывать возникновение при работе ТНА крутящего момента, сообщаемого ракете, что может потребовать дополнительной компенсации.

Так как проектируемый двигатель имеет одну камеру сгорания, то в хвостовой части УБР остается достаточно пространства для размещения ТНА сбоку от камеры сгорания на самой камере.

На рис. 6 приведены возможные схемы совместной компоновки ТНА и камеры двигателя.

Рис. 1.5. Схемы размещения ТНА относительно камеры двигателя

1.7 Система зажигания

Воспламенение компонентов, поступающих в КС – ответственный момент пуска двигателя. Система зажигания должна гарантированно обеспечить воспламенение топлива во время выхода на рабочий режим.

В зависимости от используемого топлива, типа двигателя и условий эксплуатации зажигание бывает (для несамовоспламеняющихся топлив):

- химическое;

- пиротехническое;

- электроискровое.

Химическое зажигание происходит за счёт самовоспламенения пускового горючего с окислителем, используемым в двигателе, после чего в КС подаются основные компоненты топлива. Схемы исполнения этого метода достаточно надёжны и отработаны, _ей_я_твют осуществлять многократный запуск в полёте.

Пиротехническое зажигание осуществляется с помощью пирозапального устройства (ПЗУ). Мощный факел из продуктов пиротехнического заряда воспламеняет смесь основных компонентов, поступающих через форсуночную головку. Пиротехническое зажигание надёжно, отличается простотой. Электрическая мощность, необходимая для срабатывания пиропатронов, невелика. Но такая система зажигания требует повышенной предосторожности во избежании случайного срабатывания при регламентных проверках заправленной ракеты. Главный недостаток – однократность запуска.

Электроискровое зажигание производится с помощью пусковой электрической свечи. Схема используется преимущественно при запуске кислородно – водородных двигателей. Данный способ допускает многократное включение, может быть использован после длительного хранения двигателя, достаточно прост и безопасен.

С учётом приведённых характеристик различных способов зажигания, остановим свой выбор на химическом зажигании с использованием пускового топлива.

1.8 Характеристика топлива

В современном ракетостроении наиболее широкое применение получили двухкомпонентные жидкие ракетные топлива, состоящие из двух раздельно хранящихся компонентов: окислителя и горючего. Такие топлива наиболее опробованы на практике, а, следовательно, относительно безопасны в эксплуатации; дают возможность широкого выбора компонентов, что позволяет получать высокие значения удельного импульса тяги.

Требования к компонентам жидких ракетных топлив в значительной мере определяются назначением летательного аппарата (ЛА). В зависимости от его назначения различны требования к характеристикам топлива.

Представленное в дипломном проекте топливо “АК + керосин” является:

- азотнокислым;

- высококипящим;

- токсичным;

- стабильным;

- коррозионноактивным.

Большое преимущество данного топлива в том, что оно не дефицитно для отечественных ресурсов, обеспечивает безопасность при эксплуатации, имеет низкую стоимость и возможность утилизации в народном хозяйстве.

Энергетическая характеристика топлива представлена в табл. 1.2.

Физико-химические характеристики окислителя и горючего приведены в табл. 1.3.

Таблица №1.2

Энергетическая характеристика топлива

Топливо
АК+ Керосин 2730 315 1,13 3087 1513 800 5,37

Таблица №1.3

Физико-химические характеристики окислителя и горючего

Азотная кислота Керосин
Формула
Температура кипения
,
357,25 420,15
Температура плавления
,
231,56 200,15 – 220,15
Критическая температура
,
531,15 713,15
Давление паров
, Па
Критическое давление
, Па
Теплопроводность
,
0,25 0,12
Теплоемкость
,
1763 2380
Вязкость
,
Поверхностное натяжение
,Н/м
Коррозионная активность Очень активен Не активен
Токсичность Токсичен Слабо токсичен
Чувствительность к удару Не чувствителен Не чувствителен

Выбор прототипа проектируемого двигателя