1410
.pdfДля уменьшения длины РДТТ СБ частично погружается в КС и крепится к корпусу РДТТ неподвижно или на специальном шарнире (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 элементов конструкции РДТТ от воздействия высоких температур из зоны горения.
Активное ТЗП 2 – это каучуковое покрытие днищ корпуса, которое горит с низкими температурами, отсекая высокие температуры из зоны горения заряда.
Воспламенительное устройство (ВУ) 1 представляет собой навеску с горючим веществом, предназначенным для поджига заряда (запуск РДТТ).
Органы управления (ОУ) предназначены для изменения направления потока газа (вектора тяги) из двигателя. ОУ могут выполняться 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. Электродетонатор зажигает топливные навески ВУ, которые формируют форс пламени вдоль внутреннего канала заряда РДТТ и поджигают его. Горение происходит по внутренней поверхности заряда, при этом выделяются газообразные продукты горения, и растет давление внутри КС. После достижения рабочего давления, достаточного для устойчивого горения заряда и создания расчетного удельного импульса тяги, заглушка выдавливается из СБ, освобождая канал истечения газов из РДТТ. В дальнейшем необходимо обеспечивать расчетную постоянную скорость горения u, зависящую от давления рк в КС:
171
k 1
uр = u0т рк k ,
где u0т – коэффициент, зависящий от химического состава и начальной температуры Т0 ТРТ; k – показатель адиабаты продуктов сгорания (ПС) ТРТ, k ≈ 1,25.
Постоянное давление рк поддерживается равенством расхода газов, истекающих через критическое сечение СБ и массовым расходом выделяющихся продуктов горения МПС.
МПС = uр Sгор ρт,
где ρт – плотность ТРТ; Sгор – площадь горения.
Для сохранения постоянного массового расхода продуктов горения МПС необходимо поддерживать постоянной площадь горения Sгор, но по мере выгорания заряда происходит увеличение площади цилиндрической поверхности горения. Поэтому для сохранения постоянства площади горения Sгор делают внутреннюю коническую проточку либо конические отверстия (звездообразный заряд). В этом случае при увеличении цилиндрической поверхности горения одновременно уменьшается площадь горения по конической проточке или отверстиям, и суммарная площадь горения Sгор сохраняется неизменной.
После выгорания топлива ступень ракеты вместе с РДТТ отделяется и производится запуск двигателя следующей ступени. Для быстрого выключения двигателя последней ступени ракетыносителя (РН) при достижении заданной скорости полета используют узлы отсечки тяги 3 (см. рис. 3.46). С этой целью в переднем днище корпуса РДТТ размещают по окружности ряд пирозаглушек с выхлопными патрубками. При подаче напряжения на пирозаглушки в днище выжигаются отверстия, через которые происходит сброс газов из КС и давление рк в ней резко падает, что приводит к прекращению горения. Одновременно срабатывают пироболты, соединяющие последнюю ступень РН с головной частью (ГЧ). При сбросе давления через выхлопные патрубки создается реактивная тяга, отводящая ступень РН от ГЧ.
172
Достоинства РДТТ:
•простота конструкции;
•нетоксичность топлива;
•отсутствие необходимости заправки ракеты при эксплуатации;
•простота и быстрота запуска;
•высокая жесткость конструкции, обеспечивающая высокие допустимые перегрузки при транспортировке, пуске ракеты и маневрах на траектории полета.
Высокая жесткость конструкции РДТТ позволила создать мобильные (грунтовые и железнодорожные) ракетные комплексы,
вкоторых ракета на боевом дежурстве размещается горизонтально
втранспортно-пусковом контейнере (ТПК) на подвижной пусковой установке. Пуск может быть произведен в любой точке маршрута движения, для чего ТПК с ракетой переводится в вертикальное положение.
Недостатки РДТТ:
•меньший, чем у ЖРД, удельный импульс тяги (меньшая энергетика твердого топлива);
•отсутствие возможности управления величиной тяги;
•зависимость прочности корпуса и топлива от условий эксплуатации (температура, влажность).
Контрольные вопросы
1.Почему воздушно-реактивные двигатели вытеснили поршневые силовые установки из авиации?
2.На чем основан принцип создания тяги в турбореактивном двигателе?
3.Чем определяется величина тяги ТРД и как можно ее увели-
чить?
4.Чем вызвано появление двухвальных ТРД?
5.Поясните принцип «саморегулирования» двухвального компрессора.
6.Вчемзаключаетсяпреимущество двухконтурныхдвигателей?
173
7.Поясните особенности схем турбовальных и турбовинтовых
ВРД.
8.Назовите и объясните преимущества и недостатки прямоточного ВРД.
9.Чем отличается ракетный двигатель от ВРД?
10.Охарактеризуйте различные виды ракетных топлив.
11.Поясните принцип работы жидкостных ракетных двигателей различных схем.
12.В чем особенности конструкции и работы твердотопливного ракетного двигателя?
174
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1.Авиация: энциклопедия / под ред. Г.П. Свищева. – М.: Большая российская энциклопедия,1994. – 736 с.
2.Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей
иэнергетических установок: учеб. / В.И. Бакулев, В.А. Голубев, Б.А. Крылов [и др.]; под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. –
М.: Изд-во МАИ, 2003. – 688 с.
3.Григорьев А.А. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Теоретические основы: учеб. пособие. – 2-е изд., перераб. и доп. – Пермь: Изд-во Перм. гос. техн. ун-та, 2010. – 368 с.
4.Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Основы авиационной техники: учеб. – 3-е изд., испр. и доп. – М.: Машинострое-
ние, 2003. – 720 с.
5.Виноградов Р.И., Пономарев А.Н. Развитие самолетов мира. – М.: Машиностроение, 1991. – 384 с.
6.Военная авиация: справочник: в 2 кн. – Минск: Прокурры, 1999. – Кн. 1. Самолеты и вертолеты. – 512 с.
7.Каменев С.И. Гражданская авиация России: учеб. пособие. – Уфа: Изд-во УГАТУ, 1999. – 224 с.
8.Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и США. История создания, развития и сокращения / под ред. Е.Б. Волкова. – М.: Ракетные войска стратегического назначения, 1996. – 374 с.
9.Теория ракетных двигателей: учеб. для студ. машиностр. спец. вузов / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дергалин, А.П. Тишин; под ред. В.П. Глушко. – М.: Машиностроение, 1980. – 533 с.
10.Кокунина Л.Х. Основы аэродинамики: учеб. – 2-е изд., пераб. и доп. – М.: Транспорт, 1982. – 197 с.
11.Романов А.П., Губарев В.С. Конструкторы. – М.: Политиз-
дат, 1989. – 367 с.
12.Киселев В.А., Калинина Л.О. Двенадцать глав из жизни Павла Соловьева. – Пермь: Авиадвигатель, 1997. – 247 с.
175
Учебное издание
Григорьев Андрей Алексеевич
ВВЕДЕНИЕ В АВИАЦИОННУЮ И РАКЕТНУЮ ТЕХНИКУ
Учебное пособие
Редактор и корректор Н.В. Бабинова
Подписано в печать 29.08.2014. Формат 60×90/16. Усл.печ.л. 11,0. Тираж 100 экз. Заказ № 145/2014.
Издательство Пермского национального исследовательского
политехнического университета Адрес: 614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 29, к. 113.
Тел. (342) 219-80-33
176