- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
Система подачи топлива (СПТ) ЖРД - это совокупность кон структивно и функционально связанных пневмо- и гидробаков, трубопроводов, агрегатов и узлов, предназначенных для размеще ния и подачи КРТ в камеру ЖРД.
вкамеру Q ЖРД
Рис. 3.45. Схема ТНА: 1 - пусковая ГТ; 2 - насос горючего; 3 - насос окислителя; 4 - ГТ
Важнейшим узлом насосной СПТ является турбонасосный аг регат (ТНА) (рис. 3.45). Частота вращения ротора ТНА для обес
печения необходимой производительности насосов |
горючего |
и окислителя составляет десятки тысяч оборотов |
в минуту. |
При этом не допускается перетекание компонентов самовоспламе няющегося топлива в зоне контакта ротора и статора, так как это может вызвать воспламенение КРТ и взрыв ТНА. Поэтому особое внимание при проектировании ТНА должно уделяться надежности контактных уплотнений.
3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
РДТТ - это РД, использующий топливо, находящееся в твер дом агрегатном состоянии. Все топливо в виде заряда размещается непосредственно в КС и является не только источником химиче ской энергии, но и элементом конструкции РДТТ.
Конструкция маршевого РДТТ показана на рис. 3.46.
Для уменьшения длины РДТТ СБ частично погружается в КС и крепится к корпусу РДТТ неподвижно или на специальном шар нире (для управления вектором тяги).
Заряд твердого топлива 5 заливается в корпус и составляет с ним единое целое, повышая жесткость корпуса, защищая его от высоких температур зоны горения, и обеспечивает заданный режим газообразования.
Теплозащитное покрытие предназначено для защиты элемен тов конструкции РДТТ от воздействия высоких температур из зо ны горения.
Активное ТЗП 2 - это каучуковое покрытие днищ корпуса, ко торое горит с низкими температурами, отсекая высокие темпера туры из зоны горения заряда.
Воспламенительное устройство (ВУ) 1 представляет собой на веску с горючим веществом, предназначенным для поджига заряда (запуск РДТТ).
Органы управления (ОУ) предназначены для изменения на правления потока газа (вектора тяги) из двигателя. ОУ могут вы полняться в виде:
•поворотных газовых рулей, расположенных на выходе из СБ;
•устройства вдува газа в закритическую (сверхзвуковую) часть СБ;
•поворотного соплового блока.
Работа РДТТ. Для запуска РДТТ подается напряжение на электродетонатор воспламенительного устройства. Электроде тонатор зажигает топливные навески ВУ, которые формируют форс пламени вдоль внутреннего канала заряда РДТТ и поджига ют его. Горение происходит по внутренней поверхности заряда, при этом выделяются газообразные продукты горения, и растет давление внутри КС. После достижения рабочего давления, доста точного для устойчивого горения заряда и создания расчетного удельного импульса тяги, заглушка выдавливается из СБ, освобо ждая канал истечения газов из РДТТ. В дальнейшем необходимо обеспечивать расчетную постоянную скорость горения и, завися щую от давления ркв КС:
к- 1
Щ= « О г ^ к *
где wor - коэффициент, зависящий от химического состава и на чальной температуры Т0 ТРТ; к - показатель адиабаты продуктов сгорания (ПС) ТРТ, к~ 1,25.
Постоянное давление рКподдерживается равенством расхода газов, истекающих через критическое сечение СБ и массовым рас ходом выделяющихся продуктов горения МПс-
М н е ~ Up $гор P TJ
где рт - плотность ТРТ; ST0V- площадь горения.
Для сохранения постоянного массового расхода продуктов го рения Мне необходимо поддерживать постоянной площадь горе ния Я**, но по мере выгорания заряда происходит увеличение площади цилиндрической поверхности горения. Поэтому для со хранения постоянства площади горения STор делают внутреннюю коническую проточку либо конические отверстия (звездообразный заряд). В этом случае при увеличении цилиндрической поверхно сти горения одновременно уменьшается площадь горения по ко нической проточке или отверстиям, и суммарная площадь горения STopсохраняется неизменной.
После выгорания топлива ступень ракеты вместе с РДТТ отде ляется и производится запуск двигателя следующей ступени. Для быстрого выключения двигателя последней ступени ракетыносителя (PH) при достижении заданной скорости полета исполь зуют узлы отсечки тяги 3 (см. рис. 3.46). С этой целью в переднем днище корпуса РДТТ размещают по окружности ряд пирозаглу шек с выхлопными патрубками. При подаче напряжения на пиро заглушки в днище выжигаются отверстия, через которые происхо дит сброс газов из КС и давление рк в ней резко падает, что приводит к прекращению горения. Одновременно срабатывают пироболты, соединяющие последнюю ступень PH с головной ча стью (ГЧ). При сбросе давления через выхлопные патрубки созда ется реактивная тяга, отводящая ступень PH от ГЧ.