Глава 3. Проектирование двигателя

 

 

3. 1. Техническое задание на проектирование двигателя

 

 

Процесс создания ракетного двигателя начинается с раз­работки технического задания (ТЗ) и завершается передачей отработанного двигателя в серийное производство.

Этот процесс включает в себя разработку и согласование ТЗ на двигатель, эскизное проектирование двигателя и раз­работку документации, стендовую отработку двигателя и его агрегатов, летно-конструкторские и зачетные испытания дви­гательной установки в составе ракеты, подготовку к серий­ному производству двигателя.

Поскольку большинство задач, возникающих в ходе созда­ния двигателя, как правило, не имеют однозначного решения, то проектные расчеты выполняются в нескольких вариантах. Сопоставление этих вариантов позволяет получить оптималь­ное решение.

Двигатель определяющим образом влияет на такие пара­метры ракеты, как стартовый вес, надежность и т. д. Поэто­му уже в начальной стадии проектирования ракеты - при ориентировочной оценке ее основных данных, а затем при разработке ее эскизного проекта необходимо знать основные параметры и характеристики будущей двигательной установ­ки: удельный импульс, тягу, габаритные размеры и т. д. Эти параметры устанавливаются в результате предэскизных про­работок и расчетов, выполняемых специалистами по двига­телю в тесном контакте со специалистами по ракете.

Как правило, двигатель разрабатывается для вполне оп­ределенного изделия, хотя в некоторых случаях существующий двигатель (иногда с небольшими переделками) используется на вновь создаваемом объекте.

 Техническое задание на двигательную установку содержит все общие требования к ракете, сформулированные примени­тельно к двигательной установке (надежность, условия экс­плуатации, хранения и т.п.), и конкретные требования по энергетическим, габаритным, весовым и конструктивным па­раметрам двигателя.

В ТЗ на двигатель указываются следующие основные тре­бования.

1. Назначение двигателя и его состав.

2. Компоненты топлива: их наименование, номера техни­ческих условий на них, расчетные удельные веса при рабочей температуре.

 

41

3. Характеристики условий эксплуатации:

·    диапазон изменения температуры и давления окружаю­щей среды, а также компонентов топлива;

·    величины продольных и поперечных перегрузок;

·    условия транспортировки;

·    условия длительного хранения.

4. Количественные характеристики надежности: величина ожидаемой надежности при заданной доверительной вероят­ности.

5. Основные параметры двигателя:

а) Компоновочная схема двигательной установки и ее основные особенности:

·  число камер (автономных двигателей) двигательной установки;

·   тип системы топливоподачи;

· способ крепления двигателя к изделию (наличие рамы в случае поворотных камер — угол поворота);

·  система регулирования двигателя в полете;

· способ запуска (источник запуска, количество запус­ков);

·  способ выключения (в одну или две ступени, необхо­димость дренажа и продувки);

·  параметры агрегатов наддува баков (при газогенераторном наддуве);

·   тип органов управления полетом ракеты и их параметры.  

б) Тяговые характеристики двигателя:

·   тяга на номинальном режиме и пределы ее изменения

·   давление в камере и диапазон регулирования его в полете;

·   величины предельных отклонений тяги отдельных камер от номинальной в многокамерном двигателе;

·  удельный импульс на номинальном и дроссельном режимах;

·  соотношение компонентов топлива и диапазон регулирования его в полете.

в) Характеристики запуска и выключения:

·  время выхода на режим номинальной тяги;

·  время спада тяги;

·  величина импульса последействия.

 

 

42

г) Предельные весовые и габаритные характеристики дви­гателя:

·  вес (сухой и залитый) двигателя;

·  длина;

·  ширина или диаметр.

д) Характеристики вспомогательных источников энергии и силовых устройств.

6. Руководящие документы по разработке документации.

Кроме перечисленных могут включаться и другие требования, определяемые спецификой разрабатываемого объекта.

На основании ТЗ разрабатывается эскизный проект. Он имеет целью выбор и обоснование оптимальных параметров, схемных и конструктивных решений, а также реальности тре­бований технического задания.

В ходе эскизного проектирования выполняются все необ­ходимые расчеты (тепловые, гидравлические, газодинамиче­ские, прочностные) агрегатов и узлов двигателя, ведется конструктивная разработка их и компоновка двигательной установки, разрабатываются основные вопросы технологии производства и методы контроля.

 

 

3. 2. Выбор оптимальных параметров

ракетного двигателя

 

 

Основными параметрами ракетного двигателя являются: размерность по тяге единичного двигателя, давление в ка­мере сгорания р_к, давление на срезе сопла р_а (или степень расширения), соотношение компонентов К_к.с..

Оптимизация этих параметров производится из условий обеспечения потребной конечной скорости полета при мини­мальном стартовом весе ракеты конкретной компоновочной схемы с выбранным распределением тяг по ступеням.

Такая оптимизация параметров двигательной установки является наиболее целесообразной, поскольку она произво­дится с учетом взаимного влияния параметров двигательной установки и ракеты в целом (схемы ракеты, числа ступеней, особенностей траектории полета и компоновки двигательной установки на ракете).

Точное решение даже такой ограниченной задачи опти­мизации указанных   параметров требует  довольно   сложных  взаимосвязанных

 

 

43

расчетов ракеты и двигателя. Поэтому ни­же приводятся только рекомендации по выбору этих пара­метров, без рассмотрения методик расчета.

Наиболее эффективным способом уменьшения стартового веса ракеты является повышение удельного импульса двигателя.

При достигнутом уровне совершенства процессов в камере основным фактором, обеспечивающим повышение удельного импульса, является изыскание более эффективных топлив и увеличение степени расширения газа в сопле.  

В двигателях первых ступеней ракет увеличение степе­ни расширения ε может быть достигнуто только повышени­ем р_к , так как оптимальное давление на срезе р_а практи­чески не зависит от давления в камере и числа камер дви­гательной установки. Из условий получения максимального импульса тяги при переменном внешнем давлении атмосфе­ры оптимальное значение р_а для ДУ первой ступени составляет . При этом оптимум р_а имеет достаточно пологий характер и принятие величины р_а не­сколько выше оптимальной, из-за ограничения по габари­там, практически не приводит к увеличению стартового веса.

Интенсивный рост удельной тяги имеет место при повышении давления в камере до . Дальнейшее повышение р_к приводит к незначительному росту I_уд и при р_к становится практически мало целесообразным.

В двигателях верхних ступеней увеличение степени расширения сопла может быть достигнуто как за счет по­вышения р_к при фиксированном значении р_а , так и пони­жения р_а при р_к = const. Оптимальное значение ε зависит от тяги единичного двигателя и давления в камере, так как с увеличением степени расширения наряду с ростом I_уд увеличиваются размеры и вес сопла и ракеты в целом.

На рис.15 приведена зависимость .Как видно из графика, оптимальные степени расширения сопел двигателей верхних ступеней увеличиваются с ростом дав­ления в камере. Минимальное давление р_а из условий ис­ключения конденсации продуктов сгорания не принимается меньше .

 

 

 

44

Рис.15. Зависимость степени расширения ε от тяги двигателя и давления в камере

 

Количество камер в двигательной установке назначается из условий обеспечения минимальных размеров и веса летательного аппарата при заданном уровне его надежности. Кроме того, при этом учитывается наличие доведенного ЖРД определенной тяги, стоимость, время отработки, вопросы уни­фикации двигателей и т. п.

Соотношение расходов компонентов существенно влияет на величину удельного импульса камеры сгорания и двигателя в целом. Максимальный удельный импульс камеры достигается при некотором оптимальном для данных р_к и р_а соотношение расходов К_опт , которое в большинстве случаев не равно К_стех.

 

3. 3. Выбор схемы двигательной установки

 

 

Схема ЖРД определяет тип системы топливоподачи, спо­соб организации рабочего процесса, состав основных агрегатов необходимых для нормального функционирования двигателя, а также часто и способ создания управляющих усилий.

 

45

3. 3. 1. Выбор способа подачи топлива и организации рабочего процесса

 

 

Способ подачи топлива в камеру сгорания существенно влияет на весовые характеристики двигательной установки (включая и баки), уровень удельного импульса камеры сгорания и надежность двигателя.

Многочисленными исследованиями показано, что для дви­гателей баллистических ракет и ракет носителей, имеющих большую тягу и длительное время работы, выгодна только турбонасосная система подачи топлива. Она позволяет при относительно низких давлениях наддува баков иметь высокое давление в камере двигателя, а также получить малый вес и габариты двигательной установки. При малых давлениях в камере и небольших временах работы вес газобаллонной системы топливоподачи получается относительно небольшим, а надежность работы двигательной установки, особенно при многократных запусках, очень высокой. Кроме того, при тяге в несколько сотен и даже тысяч ньютонов создание ТНА, имеющего высокие к.п.д. насосов и турбин, является делом весьма трудным. Поэтому в этих условиях выгоднее вытеснительная система подачи топлива.

На рис.15 показаны области рационального применения турбонасосной и вытеснительной газобаллонной систем подачи холодным газом в зависимости от тяги и продолжитель­ности работы двигателя. При увеличении давления в камере сгорания область рационального использования вытеснительной системы подачи сокращается.

Способ организации рабочего процесса в двигателе с ТНА - с дожиганием или без дожигания - заметно влияет на величину удельного импульса, габариты двигателя, определяет состав агрегатов и конструктивную схему двигателя.

Организация рабочего процесса ЖРД с дожиганием позволяет улучшить использование энергии топлива путем увеличения давления в камере (и соответственно большей степени расширения газов в сопле) и устранения потерь, свя­занных с приводом насосов. Кроме того, с повышением р_к, уменьшаются габаритные размеры камеры. Возможность и целесообразность достижения высокого давления в камере определяется рядом факторов.

По балансу мощности турбины и насосов в двигателях с дожиганием

«г - ж» вполне достижимы давления до , а в схеме «г - г» до . Однако при таких давлениях вес насосов и других агрегатов системы подачи существенно возрастает, возникают трудности с обе­спечением охлаждения камеры, созданием

 

46

надежных уплот­нений и т.д. Поэтому в настоящее время считают оптималь­ными давлениями в камерах двигателей с дожиганием «г - ж» .

Рис.16. Область применения насосных и вытеснительных систем подачи

 

Эти давления обеспечиваются при относительно невысоких температурах генераторного газа (окислительного 700—800 К и восстановительного 900—1100 К).

Для двигателей верхних ступеней с тягой Р = (100—200) кН, выполненных с дожиганием «г - ж», из усло­вий надежного охлаждения камеры величина целесообразного давления р_к составляет (130—150) 10⁵ Па.

 Недостатком двигателей с дожиганием является их большая сложность по сравнению с двигателями без дожига­ния, обусловленная, во-первых, необходимостью подачи из ТНА в камеру продуктов сгорания высокой температуры; во-вторых, высокими давлениями подачи и высокими давлениями в газогенераторе и на турбине, которые в ЖРД с дожиганием, очевидно, значительно выше, чем в двигателе без дожигания. Все это затрудняет обеспечение высокой надежности двигате­ля и приводит к увеличению веса системы подачи топлива.

Однако, благодаря выигрышу в удельном импульсе, уменьше­ние веса ракеты может достигать 10-20% за счет уменьше­ния необходимого запаса топлива и соответственного умень­шения веса баков. Этот выигрыш особенно ощутим при боль­ших тягах двигателей, поэтому схема с дожиганием наиболее целесообразно использовать в двигателях первых ступеней.

 

47

Для двигателей верхних ступеней высокие степени расши­рения газов в сопле могут быть получены за счет снижения давления при умеренных давлениях в камере. Кроме того, при малых тягах, свойственных двигателям верхних ступеней, потери I_уд, связанные с охлаждением камеры, усложнение двигателя и снижение его надежности, обусловленные схемой с дожиганием не всегда окупаются выигрышем в удельном импульсе. Поэтому в этих случаях возможно применение двигателей без дожигания.

 Двигатели с дожиганием «г-ж» могут выполняться с окислительным  или восстановительным газогенератором. В основном выбор вида генераторного газа определяется энергетическими возможностями данной схемы (получение максимального давления в камере, либо мини­мальною давления в газогенераторе при одинаковых давле­ниях в камере).

Приближенно оценить энергетические возможности этих схем можно путем сравнения мощности турбин при одинаковых перепадах давления. Если предположить, что значения  для различных схем одинаковы, то отношение мощностей турбин, при организации внутреннего охлаждения камеры горючим, можно записать:

 

 

в случае внутреннего охлаждения камеры окислителем :

 

Здесь К — соотношение компонентов топлива в камере сгорания (К_к.с) или в газогенераторе (К_гг), а индексы „в" и „о" обозначают принадлежность к восстановительной или окислительной схеме газогенератора;

æ - показатель адиабаты.

 

48

Допущение о равенстве для различных схем вызы­вает ошибку, не превышающую два процента.

В случае, если  - энергетически выгоднее восстано­вительная схема газогенератора, при  -окислительная.

При выборе вида генераторного газа, кроме энергетиче­ских возможностей данной схемы учитываются также и такие требования, как надежное охлаждение камеры, обеспечение экономичной работы двигателя на режиме конечной ступе­ни, весовые характеристики ДУ, особенности регулирования двигателя данной схемы и т. п.

Максимально допустимая температура генераторного газа зависит от применяемых материалов, конструкции элементов турбины и других факторов и составляет ~ 1000 К для окис­лительного и 1370 К для восстановительного генераторного газа.

При назначении номинальной температуры генераторного газа следует учитывать необходимость форсирования двигате­ля системой регулятора кажущейся скорости РКС (если регулирование осуществляется путем изменения температуры генераторного газа), разброс температуры генераторного газа и неравномерность температурного поля газогенератора. В соответствии с выбранной температурой генераторного газа определяются К_ГГ и R_ГГ.

В случае использования в качестве горючего высококипящих компонентов (НДМГ, керосин и т. д.) предпочтение от­дается схеме «г-ж»

с окислительным газогенератором. Это объясняется следующими причинами:

● температура генераторного газа в схеме  ниже, чем в схеме  , что благоприятно сказывается на работоспособности конструкции турбины и газогенератора;

● потребное давление за насосом горючего (при охлаждении камеры горючим) ниже, чем в схеме двигателя с . Это позволяет во многих случаях выполнить насос горючего одноступенчатым и тем самым упростить конструк­цию ТНА;

● вес конструкции двигателя с дожиганием с окислительным газогенератором меньше, чем с восстановительным, из-за отсутствия дополнительных коллекторов системы охлаж­дения на камере, малых размеров органов регулирования, установленных в линии горючего и т. д.;

 

49

● газогенераторный газ с  не содержит сажи, ко­торая может засорять тракт и изменять его гидравлические характеристики.

Схему двигателя «г-ж» с восстановительным газогенера­тором, работающим на высококипящем горючем, используют в том случае, когда это дает энергетические и другие преиму­щества двигательной установке, ступени или космическому аппарату в целом. Так, например, если режим конечной ступени осуществляется отключением питания камеры жидким компонентом и переводом двигателя на генераторный режим, то удельный импульс двигателя. на этом режиме при восстанови­тельном газогенераторе в 1,5 раза больше, чем в случае окислительного газогенератора. Кроме того, на верхних сту­пенях ракет или космических аппаратов для создания неболь­ших по величине управляющих усилий может быть применена система с вдувом газа в сопло двигателя. При вдуве восста­новительного генераторного газа, имеющего высокую работо­способность RT, затраты топлива на управление оказываются малыми, а конструкция двигателя упрощается по сравнению с двигательной установкой, состоящей из маршевого и руле­вого двигателя.

В двигателях, использующих в качестве горючего жидкий водород или аммиак, более предпочтительна схема с восстановительным газогенератором, так как при равных давлениях в камере она позволяет иметь более низкие давления за насосами.

Очевидно, что для двигателей без дожигания давление в газогенераторе не может быть выше, чем давление в каме­ре, т. е. , где .

 

Ориентируясь на параметры выполненных образцов, для регулируемых двигателей   для нерегулируемых - .

Удельный импульс двигательной установки (приведенный импульс I_уд.пр) равен

 

 

где I_{уд. к} и I_{уд. с} – удельные импульсы камеры и выхлопных сопел ТНА, соответствующие данному давлению в камере р_к;  - расход через камеру;

 

 

50

Из условий максимума I_уд,пр в турбинах ТНА ЖРД без дожигания желательно иметь возможно меньшее р_вых. Однако принимать p_вых, равным давлению окружающей среды р_н , нецелесообразно, так как при изменении высоты полета бу­дет изменяться давление на выходе, а следовательно, и ре­жим работы ТНА. Для исключения влияния р_н на работу ТНА перепад на выхлопной трубе должен быть сверхкритическим, т.е. . Учитывая, что сопло Лаваля может работать на режиме перерасширения, уста­новка насадка с соплом Лаваля на выхлопную трубу позво­ляет уменьшить Р_вых до величины .

Однако, учитывая возрастание потерь в турбине, обусловленное повышением скоростей газа, увеличение перепада давления свыше 40—50 в турбинах ЖРД без дожигания нецелесообразно.

Если газ после турбины отводится для наддува топливных баков или используется в рулевых соплах, то давление на выходе из турбины повышается и может достигать значений

Учитывая,  что  работоспособность   RT  восстановительного генераторного газа выше (при той же температуре) работо­способности

окислительного газа, в ЖРД без дожигания применяют газогенераторы работающие с избытком горючего.

Если предельное давление в камере обеспечивает приведенный удельный импульс, равную или выше требуемого I_уд, то приступают к разработке двигателя без дожигания как более простого и надежного.

 

 

3. 3. 2. Выбор количества ТНА и их конструктивно-компоновочной схемы

 

 

Количество ТНА в двигателе выбирается из условий упрощения конструкции и эксплуатации, повышения надежности, снижения веса и стоимости двигателя. Из этих условий в многокамерных двигателях без дожигания целесообразно иметь один ТНА на все камеры. Этим достигается  упрощение конструкции и повышение надежности двигателя за счет уменьшения количества агрегатов питания и автоматики, обеспечение синхронности запуска, выключения и идентичности изменения параметров камер в процессе регулирования, уменьшение веса и частично габаритов. Такая схема позво­ляет сравнительно просто решить задачу управления полетом ракеты путем качания камер сгорания. ТНА выполняется двухнасосным с осевой активной турбиной и газогенератором на основных компонентах.

 

51

В двигателях с дожиганием практически невозможно объединение нескольких камер одним ТНА. Причина этого состоит в том, что для подвода газа к камерам от одного ТНА необходимы газоводы, имеющие по условиям компонов­ки значительную длину. Учитывая высокие давления и темпе­ратуру газа, а также трудности организации охлаждения газоводов последние должны выполняться толстостенными и снабжаться тепловыми компенсаторами. Все это усложняет, а утяжеляет конструкцию, ведет к снижению надежности, а также исключает использование камер для создания управ­ляющих усилий путем их качания. Поэтому выбор схемы с до­жиганием предопределяет и общую конструктивную схему двигателя как однокамерного, автономного.

В двигателях, работающих по схеме с дожиганием «г-г», подача компонентов топлива осуществляется с помощью двух независимых ТНА—горючего и окислителя с   самостоятель­ными  газогенераторами (окислительным и восстановительным). Это позволяет, в частности, выбрать оптимальные числа оборотов обоих насосов и снизить вес конструкции агрегата подачи. Те же цели преследует применение в водородных ЖРД двух ТНА с питанием турбин от одного газогенератора.

В двигателях с дожиганием «г-ж» один из компонен­тов подается в камеру или газогенератор. Если разность между необходимыми давлениями подачи в камеру и газогенератор существенна, может оказаться целесообразной двухнасосная схема подачи этого компонента. При этом основной насос обеспечивает подачу компонента в камеру, а дополнительный (подкачивающий) насос — подачу небольшой части этого компонента в газогенератор. Таким образом, ТНА двигателей с дожиганием могут быть двухнасосными или трехнасосными.

В ЖРД с дожиганием и окислительным газогенератором двухнасосные ТНА применяются в двигателях малых и сред­них тяг (Р < 1000 кН). В таких двигателях из-за больших гидравлических потерь в рубашке охлаждения разница в потребных напорах по линиям подачи горючего в камеру и газогенератор невелика. Незначительный избыток давления в магистрали камеры гасится специальной шайбой.

С ростом тяги двигателя гидравлические потери в рубаш­ке уменьшаются, поэтому в двигателях больших тяг для снижения потребной мощности ТНА применяется трехнасосная система подачи (рис. 17,а). Третий насос в этом случае ставиться на магистрали подачи горючего в газогенератор.

 

 

52

 

Рис.17 Схемы двигателей с трехнасосным ТНА

 

  В ЖРД с дожиганием с восстановительным газогенератором трехнасосные схемы могут применяться в следующих случаях. В первом случае (рис. 17.б) подкачивающий насос уста­навливается в магистрали горючего между рубашкой камеры и газогенератором. В энергетическом отноше­нии такая схема никакого выигрыша не дает. Подка­чивающий насос необходим для снижения давления в тракте охлаждения камеры с целью обеспечения нужного запаса прочности камеры и осо­бенно сопла при приемлемых толщинах стенок. Во втором случае (рис, 17,в), когда камера сгорания охлаждается окислителем, постановка подкачивающего насоса в магистрали окислителя газогенератора приводит, как и в схеме (рис. 17, а), к некоторому повышению энергетических возмож­ностей этой схемы, по сравнению с двухнасосной.

Выбор двухнасосной или трехнасосной схемы ТНА опреде­ляется параметрами конкретного двигателя и его схемой, при этом критерием целесообразности той или иной схемы ТНА является получение минимального давления и газогенераторе при заданном давлении в камере.

 

 

53

3.3.3 Выбор агрегатов системы управления и регулирования двигателя

 

Управление двигателем, т. е. запуск, вывод на режим, под­держание заданного режима или изменение его, выключение двигателя осуществляются с помощью системы управления и регулирования.

Агрегаты системы регулирования обеспечивают поддержание заданного режима работы двигателя или изменение его параметров по заданному закону.

Агрегаты системы управления обеспечивают запуск и вы­ключение двигательной установки. Состав агрегатов управле­ния в значительной мере определяется выбранным способом запуска и выключения двигателя.

а) Выбор регулирующих органов двигателя. Регулирова­ние тяги двигателя, в большинстве случаев, осуществляется по командам системы РКС. Основным, наиболее распростра­ненным методом регулирования тяги ЖРД является измене­ние давления в камере р_к путем изменения расхода компонентов. Этот способ дает возможность регулировать тягу в ши­роком диапазоне. Однако непосредственное дросселирование больших потоков  жидкости   при   высоком   давлении   требует  громоздких регуляторов, мощных приводов и сложных уплот­нений, поэтому установка регуляторов непосредственно в ма­гистралях камеры целесообразна только в двигателях малых тяг. В остальных случаях необходимое, изменение тяги (10 -15%) обеспечивается изменением скорости вращения ро­тора ТНА. Изменение скорости вращения осуществляется ли­бо изменением расхода генераторного газа через турбину при постоянной его температуре , либо изменением расхода газа и его температуры. С этой целью в магистра­лях газогенератора устанавливаются регулирующие элементы.

В баллистических ракетах и ракетах-носителях для умень­шения гарантийных остатков топлива устанавливаются систе­мы, обеспечивающие одновременную выработку компонентов (СОБ – система синхронного опорожнения баков). Исполнительные органы этой системы находятся в магистралях двигателя,

Обычно дроссель СОБ располагают в той магистрали, где его установка возможно меньше сказывается на давлении за насосами, а взаимное влияние систем РКС и СОБ при этом наименьшее.

Рассмотрим вопрос установки исполнительных органов системы РКС. В ЖРД без дожигания для обеспечения высоких значений приведенного удельного импульса температура в газогенераторе выбирается максимальной. Поэтому при регулировании двигателя температура на турбине не должна измениться, это обеспечивается поддержанием постоянного соотношения компонентов в газогенераторе.

 

 

54

В качестве исполнительных органов в такой схеме регули­рования может использоваться газовый редуктор в сочетании с гидроредукторами или же регулятор со стабилизатором (корректором). Применение регулятора со стабилизатором является более рациональным, так как в этом случае обеспечивается снижение веса двигателя, упрощается его схема, улучшаются условия эксплуатации.

Места расположения регулятора и стабилизатора в систе­ме газогенерации определяются из условий обеспечения максимального давления в газогенераторе и минимальных размеров регулирующих органов.

В случае установки регулятора в магистрали окислителя газогенератора, при отсутствии команд от системы РКС, ре­гулирование может осуществляться поддержанием постоян­ного расхода окислителя в газогенератор, либо поддержанием постоянного расхода окислителя в камеру. При этом послед­няя схема регулирования обеспечивает точность настройки двигателя по давлению в камере выше, чем предыдущая.

В двигателях с дожиганием регулирование тяги может быть осуществлено как при постоянной температуре в газо­генераторе, так и при переменной.

В двигателях с дожиганием с окислительным газогене­ратором предпочтение отдается схеме регулирования с пере­менной температурой в газогенераторе. При этом регулирова­ние осуществляется изменением температуры и расхода газа, идущего через турбину. Регулятор, установленный в магистра­ли горючего, имеет минимальные размеры и обеспечивает заданные пределы регулирования тяги при меньшем перепаде давления на регуляторе, чем в случае установки регулятора в магистрали окислителя и в схеме регулирования Т_гг= const.

Схемы температурным регулированием отличаются срав­нительной простотой, так как регулирующий орган воздействует на небольшой поток горючего. Основным недостатком таких схем является то, что максимально допустимая температура на турбине достигается лишь в случае форсирования двигателя, на номинальном же режиме температура генераторного газа занижена, что приводит к возрастанию перепада на турбине.

В ЖРД с дожиганием с восстановительным газогенерато­ром температурное регулирование нецелесообразно в связи с тем, что кривая зависимости температуры в таком газогенераторе от изменения расхода меньшего компонента очень пологая.

Расширение же температурного диапазона для обеспечения заданных пределов регулирования тяги ограничено следующим. Максимально возможная температура в газогенераторе обусловлена прочностными характеристиками материа­лов турбины.  Минимально  же  возможная  температура  в  

 

 

55

газо­генераторах двигателей, где в качестве горючего используется несимметричный диметилгидразин, должна быть не ниже тем­пературы его стабильного разложения, равной 900 К.

Схема же с постоянным соотношением компонентов в га­зогенераторе позволяет принять значение Т_ГГ максимальным. Это дает возможность снизить потребное давление в газоге­нераторе, которое при относительно малых расходах восстановительного генераторного газа может оказаться достаточно высоким. Поэтому предпочтительным способом регулирования двигателей с дожиганием с восстановительным газогенера­тором является расходное регулирование.

Одним из решений, улучшающих регулирование схемы с постоянной температурой в газогенераторе, является введение перепуска газа из газогенератора помимо турбины в камеру. Этот метод позволяет осуществить регулирование тяги в ши­роких пределах, без существенного изменения соотношения компонентов в камере.

б) Выбор системы запуска двигателя. Запуск является на­иболее трудно отрабатываемым режимом работы двигателя, Поэтому к нему предъявляется ряд специфических требований;.

1. Запуск должен занимать возможно меньшее время.

2. Желательно, чтобы при запуске тяга двигателя, давление и температура в камере сгорания и газогенераторе посте­пенно возрастали до номинальных значений, без забросов температуры и давления.

3. Процесс запуска должен быть таким, чтобы даже на самое короткое время не создавались условия, благоприятные для возникновения низкочастотных или высокочастотных ко­лебаний.

4. На запуск должно расходоваться минимальное количе­ство топлива.

5. В блочных ЖРД должен быть обеспечен синхронный запуск отдельных двигательных блоков.

К основным операциям запуска обычно относятся: организация начальной подачи компонентов в камеру и газогенера­тор, воспламенение и организация горения в них, раскрутка ротора ТНА, вывод двигателя на номинальный режим.

Проектирование и организация этих операций производят­ся на основе расчета запуска, поэтому ниже рассматриваются только конструктивные формы систем, обеспечивающих источники энергии для первоначальной раскрутки ТНА.

Сочетание характеристик насосов и турбин при низких обо­ротах с гидравлическими характеристиками газогенераторов в области крайне низких давлений и расходов, как правило, таково, что саморазгон ТНА становится невозможным. Все это вызывает необходимость прибегать к использованию

 

56

посто­ронних источников энергии для раскрутки ТНА до весьма высоких режимов, на которых заведомо имеется превышение располагаемой мощности над потребляемой. В качестве посторонних источников энергии обычно используются пороховые или пневматические стартеры, раскручивающие основную или автономную пусковую турбину, системы с пусковыми бачками для запуска основного газогенератора и др.

Пиростартер обеспечивает, наиболее быстрый запуск и при­меняется довольно часто, особенно в двигателях верхних сту­пеней. Продукты сгорания пороховых шашек пиростартера содержат в избытке горючие элементы, поэтому если основной газогенератор работает с избытком окислителя (что обычно для ЖРД с дожиганием), то при смешении и химической реакции газов, идущих от пиростартера и газогенератора, мо­жет произойти опасное повышение температуры. В таких слу­чаях на валу ТНА приходиться устанавливать специальную пусковую турбину.

Наряду с пиростартерами применяют также системы с запуском холодным газом (азотом). В этом случае в двигателях с дожиганием с окислительным газогенератором можно обойтись без пусковой турбины.

Если для запуска используется основной газогенератор, то вначале он может питаться от специальных пусковых бачков. Компоненты вытесняются из бачков сжатым газом и поступают в газогенератор через блоки обратных кла­панов.

Система запуска с пусковыми бачками обеспечивает высокую синхронность запуска отдельных двигательных блоков и высокую мобильность пускового режима при изменениях требований к пусковой системе, выявляющихся в процессе до­водки. Однако комплект аппаратуры запуска при этом до­вольно громоздок и поэтому целесообразней систему с пуско­выми бачками, использовать на двигателях первых ступеней, где часть системы запуска можно включить в наземное обо­рудование.

Особенность ЖРД с дожиганием генераторного газа в ка­мере заключается в частности, в том, что расчетным услови­ем для турбины является наличие высокого противодавления в виде давления в камере при малом перепаде давления на турбине. Искусственная задержка роста давления в каме­ре сгорания при начальной раскрутке ТНА приводит к существенному увеличению перепада давлений на турбине, т. е. к обеспечению значительной избыточной мощности турбины, достаточной для необходимого разгона, даже при относительно малых расходах газа. Первоначальная подача компонентов в газогенератор при этом осуществляется под давлением жидкости из баков.

Задержка роста давления в камере может осуществлять­ся либо с помощью специального клапана, установленного на магистрали горючего камеры (схема с окислительным газо­генератором), либо подбором времени заполнения тракта

 

57

горючего камеры сгорания.

Схема безстартерного запуска существенно упрощает и облегчает двигатель, повышая его общую надежность, однако сам запуск становится продолжительнее, что увеличивает предстартовые расходы топлива.

в) Выбор состава агрегатов управления подачей топлива. Состав агрегатов управления подачей топлива определяется главным образом заданной циклограммой работы двигателя.

Для обеспечения одноступенчатого (пушечного) запуска в системе топливоподачи двигателя должны быть предусмотрены клапаны пуска, открывающие доступ компонентов в камеру и газогенератор при подаче команды на запуск.

Тип клапанов пуска определяется, в основном, числом по­требных запусков двигателя в полете и должен обеспечивать минимальное время срабатывания, высокую надежность и простоту устройства.

Клапаны пуска обычно устанавливаются на фланцы вход­ных устройств насосов. Этим обеспечивается разделение по­лостей баков и двигателя до запуска. Запуск двигателя в две ступени применяется в следующих случаях:

· когда используются несамовоспламеняющиеся криоген­ные компоненты топлива (керосин-кислород, водород-кис­лород и т. д.) и начальное воспламенение их осуществляется пиротехническими средствами или электрической свечой. Запуск в две ступени (с малым расходом компонентов в началь­ный период) позволяет обеспечить начальное воспламенение в большом объеме камеры и, кроме того, охладить элементы конструкции за клапанами пуска до рабочей температуры пе­ред выходом двигателя на режим полной тяги;

· когда при запуске в одну ступень не обеспечивается устойчивость рабочего процесса в камере; запуск в две ступе­ни (при соотношении компонентов на предварительной ступе­ни, отличном от соотношения на главной ступени) часто поз­воляет избавиться от неустойчивой работы;

· когда по условиям безопасности старта или по условиям более благоприятного нагружения конструкции ракеты при старте (в тяжелых — носителях с большим числом двига­телей) необходим режим пониженной тяги.

Для получения режима пониженной тяги (предварительной ступени) магистрали горючего и окислителя (или одна из магистралей) вначале дросселируются, а при подаче команды на перевод двигателя на главную ступень тяги полностью открываются. Это требует постановки на этих магистралях спе­циальных дросселей. Роль дросселей могут выполнять и регу­ляторы или клапаны выключения, для чего в конструкции предусматриваются специальные устройства. В двигателях без дожигания дросселирующие элемен­ты устанавливаются обычно на магистралях питания камеры, в двигателях с

 

 

58

дожиганием — на магистралях газогенератора.

Схема выключения двигателя должна удовлетворять сле­дующим условиям:

· обеспечение минимального времени срабатывания системы;

· обеспечение минимального значения импульса последей­ствия и его разброса;

· предотвращение гидроударов в системе подачи, могущих вызвать аварию, при выключении двигателя.

Выключение двигателя может производиться в одну или две ступени.

В однокамерных ЖРД небольшой тяги, выполненных без дожигания и имеющих короткие магистрали за насосами окислителя, выключение в одну ступень может осуществлять­ся клапанами отсечки, установленными в линиях горючего и окислителя и являющимися общими для камеры и газогене­ратора.

Однако чаще для большей безопасности выключения и уменьшения импульса последствия клапаны отсечки окисли­теля делают раздельными для камеры и газогенератора, по­мещая их непосредственно на форсуночных головках, а отсеч­ка горючего может осуществляться одним (общим на камеру и газогенератор), либо двумя клапанами.

Гидравлические удары при этом предотвращаются введе­нием специальных обводных магистралей между отсечным клапаном и входом в насос, либо предусмотрением в конст­рукции отсечных клапанов специальных полостей, вскрывае­мых при отсечке.

При большой тяге двигателя выключение в одну ступень недопустимо по двум причинам:

· получается большая величина импульса последействия вследствие значительных объемов полостей и трубопроводов за клапанами отсечки;

· резко повышается давление в магистралях до отсечных клапанов при быстром перекрытии магистралей, и при боль­ших диаметрах труб трудно обеспечить надежность их работы.

Поэтому в ЖРД большой тяги выключение всегда ведет­ся по двум командам: предварительной и главной.

В двигателях без дожигания такое выключение может быть обеспечено, если имеются раздельные клапаны отсечки в линиях камеры и газогенератора. По предварительной команде отсекается подача компонентов в газогенератор, а затем по главной команде прекращается подача компонентов в камеру.

В двигателях с дожиганием, когда расход одного из компонентов в газогенератор достаточно велик, то по предва­рительной команде отсекается подача в газогенератор компо­нента меньшего расхода, в результате чего прекращается го­рение в газогенераторе. По главной команде отсекается по­дача

 

59

жидкого компонента в камеру и компонента большего расхода в газогенератор.

В некоторых случаях для уменьшения импульса последействия тяги, при выключении двигателя осуществляется слив горючего из зарубашечного пространства.

С целью более точного достижения заданной скорости полета, в двигателях верхних ступеней обычно предусматрива­ется конечная (пониженная) ступень тяги.

В двигателях, работающих по схеме без дожигания, режим конечной ступени может осуществляться одним из следующих способов.

1.Дросселированием двигателя, осуществляемым уменьшением подачи компонентов в газогенератор, что требует постановки соответствующих регулирующих органов в магистралях питания газогенератора. Однако возможности дроссе­лирования камеры по условиям ее надежного охлаждения и обеспечения устойчивой работы ограничены величиной тяги, составляющей обычно 0,7 - 0,5 от номинальной, значение удельного импульса при этом мало отличается от номинального.

2.Отключением камеры и переводом двигателя на генераторный режим, когда тяга создается только выхлопными соплами ТНА, которые в этом случае используются так же, как рулевые. При этом значение тяги на режиме конечной ступе­ни обычно составляет 0,01- 0,03 от номинальной, а величина удельной тяги не превышает 0,5—0,6 от номинальной.

Для обеспечения генераторного режима необходимы раздельные клапаны отсечки в линиях питания камеры и газогенератора и регулирующие устройства в линии питания газогенератора.

3.Использованием двигательной установки, состоящей из двух автономных двигателей с разными уровнями тяги (обычно рулевого и основного). По предварительной команде вы­ключается основной двигатель, а по главной — рулевой.

В двигательных установках с рулевыми двигателями ве­личина тяги на режиме конечной ступени обычно равна 0,05 – 0,1 от номинального значения (на режиме главной сту­пени). При этом удельный импульс малого двигателя составляет 0.85—0,98 от величины удельного импульса основного двигателя, т. е. является достаточно высокой. Комбинация двух автоном­ных двигателей, естественно, связана с увеличением числа агрегатов и усложнением двигательной установки.

В двигателях, работающих по схеме с дожиганием «г-ж», режим конечной ступени с тягой около 0,1 от номинальной может быть получен отключением питания камеры жидким компонентом с переводом двигателя на генераторный режим, при котором горение происходит только в газогенераторе. Удельная

 

60

тяга двигателя в этом случае снижается до величи­ны, равной 0,3—0,35 от номинальной при окислительном газо­генераторе и до 0,45—0,5 при восстановительном газогенера­торе, что ведет в конечном итоге к уменьшению дальности по­лета ракеты. Поэтому, при большой длительности конечной ступени, по энергетическим соображениям может оказаться выгоднее комбинация основного двигателя, работающего по схеме с дожиганием, и двигателя малой тяги, работающего без дожигания, последний одновременно используется как руле­вой.

 

 

3.3.4 Выбор способа создания управляющих усилий

 

 

Вопрос о способе создания управляющих усилий (способа управления вектором тяги) решается при выборе схемы дви­гателя, так как он влияет на все основные характеристики двигательной установки и нередко определяет состав ее аг­регатов.

В настоящее время для создания управляющих усилий ис­пользуются камеры маршевой двигательной установки, специ­альные рулевые камеры, а также рулевые сопла, работающие на генераторном газе.

В основу сравнительного анализа этих способов могут быть положены следующие соображения:

· необходимость сведения к минимуму потерь эффектив­ной удельной тяги установки (суммарно по всему активному участку) от системы, создающей управляющие усилия;

·  надежность и простота конструкции;

· сведение к минимуму возмущений, вносимых данным способом создания управляющих усилий в системы регулиро­вания двигателя.

Создание управляющих усилий камерами маршевой двигательной установки возможно несколькими способами:

· путем качания камер (автономного двигателя);

· рассогласованием тяги противоположных камер;

· путем вдува газа в сверхзвуковую часть сопла;

· помощью поворотных охлаждаемых створок, устанав­ливаемых на срезе сопла (периферийных рулей).

Качание камеры (или камер) маршевого двигателя явля­ется наиболее рациональным способом, позволяющим полу­чить любые поперечные усилия при минимальных энерге­тических затратах. Величина

 

61

управляющего усилия, созда­ваемого камерой с тягой Р при отклонении ее от оси уста­новки на угол θ, составляет

Затраты удельного импульса на управление  при этом равны

 

Максимальные углы отклонения камер двигателей первых ступеней составляют обычно 5°—10° и верхних ступеней 2°—6°, а затраты удельного импульса на управление не превышают 1—0,15% номинального значения.

Создание управляющих усилий путем рассогласования тяги неподвижных камер (или групп камер) принципиально возможно только в многокамерных двигательных установках тяжелых ракет. Однако при таком способе управления векто­ром тяги вносятся значительные возмущения в системы регу­лирования двигателя. Кроме того, для создания момента по вращению часть камер должна быть установлена под углом к оси ракеты, что обусловливает потери удельной тяги на уп­равление.

Управляющие усилия в неподвижной камере могут быть созданы также вдувом газа или впрыском жидкости в сопло. Вблизи места ввода газа (жидкости) образуется косой скачок уплотнения, давление за которым в несколько раз превы­шает давление в потоке, что и вызывает появление боковой силы.

При вдуве восстановительного генераторного газа, имеющего высокую работоспособность RT, или впрыске основных компонентов топлива затраты топлива на управление оказываются минимальными.

Относительная величина управляющего усилия

 

зависит от относительного расхода рабочего тела, вводимого в сопло, так что ,так что

Вследствие выброса через сопло дополнительного расхо­да G_B тяга камеры возрастает на величину  

 

62

Затрата удельного импульса на управление

,

где a и в определяются экспериментально;

· при вдуве восстановительного генераторного газа

а = 0,55 —0,65; в = 0,26-0,28;

· при впрыске основных компонентов (α=0,9)

а =0.85-0,9; в = 0,27-0,29.

Как видно из вышеприведенной формулы затраты топлива возраста­ют с увеличением потребных управляющих усилий, что поз­воляет рекомендовать этот способ только при малых P_упр (на двигателях верхних ступеней ракет)

Рис.18 Относительные затраты удельного импульс  в зависимости от относительного управляющего усилия  без учета весовых характеристик органов управления

 

 

63

Кроме того, в двигателе с дожиганием со вдувом генераторного газа в закритическую часть сопла создание управляющего усилия вызывает отклонение соотношения компонентов топлива в камере равное 5—6% расчетного, которое должно компенсироваться каким-либо внутридвигательным орга­ном регулирования, что усложняет схему двигателя.

Создание управляющих усилий с помощью поворотных охлаждаемых створок вызывает потери удельной тяги не намно­го больше, чем в случае качания основных камер (рис. 18), но требует существенного усложнения конструкции. Обычно для того, чтобы разгрузить сопло камеры, створки с рулевыми машинками устанавливаются на автономное силовое кольцо.

Управление с помощью специальных рулевых камер малой тяги применяется  чаше  на  верхних  ступенях  ракет,  при  одно­камерном  маршевом двигателе и реже на первых ступенях. В первом случае наличие автономного рулевого двигателя по­зволяет осуществить «холодное» разделение ступеней, в ре­зультате чего можно уменьшить осевые размеры ракеты.

Тяга рулевых камер Р_р всегда выбирается малой — около 0,05 —0.1 от тяги основного двигателя Р, а углы качания камер θ большими (θ = 30 — 45). Вследствие трудностей ох­лаждения малых камер давление в них обычно задается на уровне (40-50)*10⁵ Па. Из-за низких степеней расширения и больших затрат топлива на охлаждение удельный импульс ру­левых камер I_уд.р на 10—20% ниже, чем у основных, поэтому затрата удельного импульса двигательной установки на соз­дание управляющих усилий составляет

 

 

где .

Затраты топлива на управление возрастают с увеличением доли рулевого двигателя в общей тяге двигательной установки и с уменьшением удельного импульса рулевого двигателя.

Применение рулевого двигателя всегда связано с усложнением конструкции и некоторым увеличением веса двигатель­ной установки.

 

64

Способ создания управляющих усилий рулевыми соплами является лучшим среди других (если потребные уси­лия невелики, а двигательная установка работает по схеме без дожигания) и нашел применение на двигателях верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Величина усилия сопла управления Р_С зависит от секун­дного расхода газа G_С через него и удельного импульса сопла. Расход через сопло определяется расходом газа через турбину, а удельный импульс - температурой и степенью расширения газов в сопле. Обычно I_уд.с не превышает 0,5-0,6 от удельного импульса основной камеры, величина максимального управляющего усилия –1% от тяги двигателя. При этих величинах затраты удельного импульса на создание управляющих усилий составляют десятые доли процен­та от удельного импульса камеры.

 

 

Литература

 

 

1. Проектирование зенитных управляемых ракет. Под редакцией И.С. Голубева и В.Г. Светлова., М., Издательство МАИ, 2001 г.

2. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Под редакцией Г.Г. Гахуна., М., «Машиностроение»., 2004 г.

3. Г.В. Куликов, И.М. Юркевич. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе. Часть II ., М., 2003 г.

4. В.г. Попов, Н.Л. Ярославцев. Жидкостные ракетные двигатели., М., Издательство «ЛАТМЕС МАТИ», 2001 г.

 

               

 

               

 

               

 

 

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение

---

Дата добавления: 2018-04-15; просмотров: 278; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!