книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения
.pdfсистемы, пневмосистемы и агрегаты автоматики систем. Топливо у таких ракет размещается и сгорает в одной емкости — в двигателе.
Зарубежные специалисты считают, что простота кон струкции, сравнительно низкая стоимость отработки дви гателей и высокая надежность их действия позволяют использовать РДТТ во многих типах БРСН.
Рис. 2.6. Устройство корпуса трехступенчатой ракеты с РДТТ:
/ — хвостовой отсек первой |
ступени; 2 — сопловой бак |
первой |
ступени; 3 — |
|||||||||
блок |
управления гидроприводами |
поворотных |
сопел; 4 — гидропривод |
пово |
||||||||
ротного |
сопла; |
5 — корпус |
двигателя; |
6 — обтекатель; |
7 — тормозной |
двига |
||||||
тель; |
8 — хвостовой отсек |
второй ступени; 9 — сопловой |
блок; |
10 — гидропри |
||||||||
вод |
соплового |
блока; |
11— корпус |
двигателя; |
12— хвостовой |
отсек третьей |
||||||
ступени; |
13 — сопловой |
блок; |
14 — отверстие для отсечки РДТТ; 15 — тормоз |
|||||||||
ные |
двигатели; |
16 — приборный отсек; |
17 — переходник; |
18 — головная |
часть |
Компоновка ракет с РДТТ аналогична компоновке ракет с ЖРД.
Форма хвостового отсека каждой ступени зависит от типа органов управления. На первой ступени он может быть выполнен закрытым или в виде фермы. Ферменные конструкции несколько увеличивают аэродинамическое сопротивление ракеты, но это мало влияет на дальность полета, так как потери скорости за счет аэродинамиче ского сопротивления, как считают зарубежные специа листы, для БРСН с РДТТ составляют не более 5%.
30
Ракеты с РДТТ независимо от количества ступеней имеют один приборный отсек; все остальные приборы, необходимые для управления работой двигателей от дельных ступеней, располагаются в переходниках или хвостовых отсеках этих ступеней. Для обеспечения нор мальной работы приборов системы управления прибор ные отсеки стараются размещать ближе к центру тяжести, так как в этом случае поперечные колебания ракеты вокруг центра тяжести будут оказывать меньше влияния на работу приборов.
В ракетах с РДТТ приборные отсеки часто размеща ют между боевой частью и корпусом двигателя послед ней ступени. Приборные отсеки, как правило, изготав ливают из алюминиевых сплавов в виде тонкостенной оболочки, подкрепленной силовым набором.
Переходники, как и в ракетах с ЖРД, предназначе ны для соединения ступеней, которые обычно имеют раз ные диаметры. Они могут быть открытого и закрытого типа. Их конструкция определяется способом разделения ступеней.
Открытые переходники, предназначенные для отвода газов из работающего двигателя верхней ступени, изго тавливаются в виде фермы из стальных труб. Закрытые переходники представляют собой тонкостенные оболочки, подкрепленные силовым набором.
Для уменьшения веса переходники делают из алю миниевых сплавов.
В ракетах с РДТТ в качестве устройств разделения ступеней и устройств отделения головных частей чаще всего используются тормозные пороховые двигатели.
Материалы, применяемые в ракетах с РДТТ, выбира ют в первую очередь с учетом возможности обеспечения ими заданных летных характеристик ракеты при мини мальном стартовом ее весе.
Для защиты металлических конструкций от нагрева используются теплозащитные покрытия, в состав кото рых входят эпоксидные смолы, окись алюминия и т. п.
2.4.Устройство систем БРСН с ЖРД
Ксистемам ракет относятся системы отделения го ловных частей (ГЧ), системы разделения ступеней и си стемы питания.
31
С и с т е м ы |
о т д е л е н и я предназначены для креп |
ления головных |
частей к корпусу ракеты (ступени) и |
отделения их от корпуса в конце активного участка тра ектории. Поэтому системы отделения имеют две группы устройств: отделения и крепления. Отделение головной части от корпуса возможно при наличии относительной скорости после нарушения связи между корпусом и ГЧ.
|
|
Для этого необходимо при |
|||||
< |
Л . |
ложить |
силы |
или |
к |
ГЧ по |
|
|
направлению |
ее |
движения, |
||||
|
или к корпусу ступени в на |
||||||
|
|
правлении, |
|
противополож |
|||
|
|
ном ее движению. |
|
отделе |
|||
|
|
Считается, |
что |
||||
|
|
ние должно быть надежным. |
|||||
|
|
Под надежностью |
отделе |
||||
|
|
ния понимается такое отде |
|||||
Рис. 2.7. Силы, |
действующие |
ление, |
при |
котором |
исклю |
||
на корпус после отделения го |
чается |
разброс в |
значении |
||||
ловной |
части |
скорости ГЧ в процессе от |
|||||
|
|
деления. |
Разброс |
может |
быть в результате догона отделившейся ГЧ ступенью ракеты и соударения их или в результате затянувшегося во времени процесса отделения.
Это явление возникает из-за наличия тяги последей ствия (тяги, создаваемой двигателем после его выклю чения) .
Тяга последействия вызывается нерегулируемыми процессами двигателя и имеет значительные отклонения от ракеты к ракете. На рис. 2.7 показаны силы, действу ющие на корпус последней ступени БРСН, причем си ла F создается устройствами отделения, а сила Ра— тяга последействия. Для надежного отделения ГЧ от последней ступени необходимо, чтобы F^>Pn.
Отделяющаяся головная часть должна иметь мини мальные возмущения в процессе отделения, что обуслов лено необходимостью сохранения заданной кучности. Если в процессе отделения к головным частям будут приложены дополнительные усилия, изменяющиеся от ракеты к ракете, то точки падения получат дополнитель ный разброс и кучность будет ухудшаться.
В качестве устройств крепления ГЧ к корпусу по следней ступени могут быть использованы разрывные
32
болты и направляющие штыри. Разрывные болты уста навливаются в отверстиях стыковочных шпангоутов с ра диальным зазором и работают только на растяжение, а направляющие штыри — на срез.
Применяемые в БРСН устройства отделения могут быть расталкивающего и тормозящего типов.
В устройствах расталкивающего типа к ГЧ и кор пусу последней ступени прикладываются равные и про тивоположно направленные вдоль их продольных осей силы. Такие силы создаются пружинными, пневматиче скими или пороховыми толкателями. Источником энер гии в толкателях служит энергия сжатой пружины, дав ление сжатого воздуха или давление, создаваемое поро ховыми газами при сгорании пороха.
Таким образом, в устройствах расталкивающего типа головной части придается дополнительная скорость, ко торая должна быть постоянной от ракеты к ракете.
Вустройствах отделения тормозящего типа создают ся силы, действующие только на корпус ступени в на правлении, противоположном ее движению.
Вкачестве устройств тормозящего типа могут быть использованы тормозные пороховые двигатели, закреп ленные на корпусе последней ступени, или специальные тормозные сопла, приваренные к одному из топливных баков. Тормозящая сила создается в таких устройствах за счет силы тяги, возникающей при работе пороховых двигателей, или за счет газов наддува топливных баков, истекающих через сопла баков.
С и с т е м ы р а з д е л е н и я ступеней предназначены для соединения ступеней при эксплуатации и разделения их в полете. Эти системы состоят из устройств крепле ния и разделения.
В качестве устройств крепления, как и в системах крепления ГЧ, применяются разрывные болты. Конст рукция устройств отделения зависит от принятого спосо ба разделения ступеней: путем огневого разделения или торможением отделяемой ступени.
При огневом разделении сначала запускается дви гатель верхней ступени, затем выключается двигатель нижней ступени и срабатывают устройства крепления. Переходные отсеки в этом случае выполняются в виде ферм. Верхнее днище топливного бака нижней ступени
3 Зак. 644 |
33 |
должно иметь теплозащитное покрытие во избежание прогорания при работе двигателя верхней ступени.
В системах разделения с торможением отделяемой ступени сначала выключается двигатель нижней ступени,
затем |
запускается рулевой двигатель |
верхней ступени, |
|||||||||||
|
|
|
|
|
срабатывают |
|
узлы |
крепления |
|||||
|
|
|
|
|
ступеней и устройства торможе |
||||||||
|
|
|
|
|
ния, после чего запускается ос |
||||||||
|
|
|
|
|
новной двигатель верхней ступе |
||||||||
|
|
|
|
|
ни. В качестве устройств тормо |
||||||||
|
|
|
|
|
жения |
могут |
быть |
использованы |
|||||
|
|
|
|
|
пороховые |
реактивные |
двигате |
||||||
|
|
|
|
|
ли. Сила тяги, создаваемая при |
||||||||
|
|
|
|
|
их работе, направлена в сторону, |
||||||||
|
|
|
|
|
противоположную |
движению |
от |
||||||
|
|
|
|
|
деляемой ступени. |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
К с и с т е м а м п и т а н и я от |
||||||||
|
|
|
|
|
носятся |
топливные |
системы, |
си |
|||||
|
|
|
|
|
стемы наддува и пневмосистемы. |
||||||||
|
|
|
|
|
Топливные |
системы |
предназ |
||||||
|
|
|
|
|
начены для размещения на ра |
||||||||
|
|
|
|
|
кете необходимого запаса топли |
||||||||
|
|
|
|
|
ва и его подвода от баков к на |
||||||||
|
|
|
|
|
сосам под определенным давле |
||||||||
|
|
|
|
|
нием и в нужном |
количестве, а |
|||||||
Рис. |
2.8. Топливная |
си |
также |
для |
|
заправки |
баков |
и |
|||||
|
|
стема: |
|
|
слива из них компонентов топли |
||||||||
1 — бак |
окислителя; 2, |
4 — |
ва в случае несостоявшегося пу |
||||||||||
клапаны; |
3 — бак |
горючего; |
|||||||||||
5, 6 — трубопроводы; 7, |
13 — |
ска ракеты. |
Они состоят из двух |
||||||||||
заправочно-сливные клапа |
автономных систем: |
системы оки |
|||||||||||
ны; |
8, |
14 — заправочные |
|||||||||||
трубопроводы; 9, |
12 — пере- |
слителя |
и |
|
системы |
горючего |
|||||||
крывные |
клапаны; |
10 — на |
|
||||||||||
сос |
горючего; |
11 — насос |
(рис. 2.8). |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
окислителя |
|
Конструкция |
топливных |
сис |
|||||||
|
|
|
|
|
тем зависит |
от |
назначения |
раке |
ты, ее конструктивных особенностей, устройства двига телей, состава топлива и от других факторов. Однако в любом случае она представляет собой совокупность емкостей, трубопроводов и агрегатов автоматики (кла панов, регуляторов), регулирующих подачу топлива. Счи тается, что топливные системы должны иметь минималь ный вес и минимальные гидравлические потери, быть герметичными, обеспечи&ать удобство и безопасность за правки, а также долговременное нахождение ракеты в
34
заправленном состоянии. В процессе работы системы не должно быть вибрации трубопроводов и гидроударов.
Герметичность систем является важнейшим требова нием. Известно, что некоторые жидкие топлива обладают взрывоопасностью, токсичностью, способностью к само воспламенению при смешивании и т. д. Естественно, что отсутствие герметичности систем может привести к са мым тяжелым последствиям. Поэтому при проектирова нии систем серьезное внимание уделяется выбору типа соединений трубопроводов и агрегатов автоматики, а так же материалов для элементов систем и технологии их изготовления.
Удобство заправки предусматривает такое размеще ние заправочных горловин, которое позволяет произво дить автоматическое подсоединение и отсоединение на земных заправочных приспособлений. Безопасность за правки достигается дистанционным управлением заправ кой и сливом компонентов топлива. Личный состав во время заправки удаляется со стартовой позиции.
Долговременное нахождение ракет с заправленным топливом допускается только при применении высококипящих компонентов. Поскольку некоторые из этих ком понентов являются самовоспламеняющимися и обладают высокой агрессивностью к большинству конструкцион ных материалов, при проектировании систем рекомен дуется выбирать стойкие к компонентам топлива мате риалы и принимать меры, предотвращающие контакт компонентов как в жидкой, так и в парообразной фазах.
Вибрация трубопроводов возникает в результате ра боты двигателя и перемещения отсеков, к которым кре пятся трубопроводы, а также вследствие пульсации давления Жидкости в последних. При совпадении частот возмущающих колебаний с частотами собственных коле баний трубопроводов возникают резонансные явления, в результате которых возрастают амплитуды колебаний трубопроводов и напряжения в них, что может привести к разрушению трубопроводов. Для устранения этого яв ления обычно выбирают соответствующие характеристи ки трубопроводов, а также места и способы крепления их к двигателю и корпусу ракеты. В связи с тем что вибрация трубопроводов зависит от большого числа па раметров ракеты и двигателя, теоретическое решение этого вопроса представляет определенные трудности.
з |
35 |
Под гидроударом понимается резкое повышение дав ления жидкости в трубопроводе, вызванное быстрым пе рекрытием трубопровода, по которому двигался компо нент топлива. При определенных условиях повышение давления жидкости может привести к разрушению тру бопровода. Поэтому при проектировании систем выявля ют возможности возникновения гидроудара и намечают меры по уменьшению его интенсивности.
Рассмотрим некоторые конструкции трубопроводов и элементов их креплений.
Трубопроводы состоят из отрезков труб с приварен ными фланцами или только из труб. В первом случае трубопроводы сочленяются, образуя топливную магист раль, фланцевыми соединениями, а во втором — свар кой. Трубы изготавливаются из алюминиевых сплавов или из сталей. Благодаря большой удельной прочности алюминиевых трубопроводов, высокой стойкости к воз действию агрессивных компонентов и к коррозии их при менение в системах питания ракет считается более пред почтительным. Трубы могут быть цельнотянутыми и сва рными. Последние используются в трубопроводах очень больших диаметров, изготовление которых прокаткой затруднено.
Трубопроводы систем с верхним расположением баков имеют большую длину и при хранении ракет в горизонтальном положении могут прогибаться под дейст вием силы тяжести, а в условиях полета — терять устой чивость под действием осевых нагрузок. Для исключе ния этих явлений магистральные трубопроводы цент руются по всей длине относительно тоннельных труб, расположенных в нижних баках. Центрование дости гается созданием местных утолщений (рис. 2.9) из теф лона или стекловолокна; этими утолщениями трубопро вод опирается на тоннельную трубу. Если применяется жидкий кислород, трубопровод для уменьшения интен сивности теплообмена между окислителем и окружаю щей средой обматывается теплоизоляционным материа лом (стеклоткань, стекловата).
Трубопроводы оснащаются компенсаторами, которые представляют собой устройства, состоящие из двух флан цев, соединенных сильфоном. Сильфон выполняется в виде тонкостенной гофрированной трубы, которая обла дает способностью деформироваться в осевом направле
36
нии и отклоняться в любом направлении от продольной оси. Компенсаторы применяются для компенсации по грешностей изготовления элементов систем при уста новке трубопроводов, а также для устранения напряже ний в трубопроводах, которые возникают в результате
Рис. 2.9. Трубопровод:
I — компенсатор; 2 — теплоизоляционный слой; 3 — центрующие вы ступы; 4 — фланец; 5 — труба
нагружения соединяемых устройств ракеты. Заметим, что компенсаторы в некоторой степени гасят колебания, передающиеся через трубопроводы, а также уменьшают интенсивность гидроудара, так как при внезапном повы шении давления в системе они могут значительно дефор мироваться.
Таким образом, компенсаторы играют |
важную роль |
в системах питания и они особенно |
необходимы в |
тех участках, которые находятся между жесткими опо рами.
Соединения составных частей систем питания долж ны обеспечивать надежную герметичность как при
действии рабочих нагрузок, |
так и при транспорти |
ровке. |
|
Системы наддува предназначены для поддержания |
|
требуемого давления в газовой |
подушке топливных ба |
37
ков с целью обеспечения бескавитациогшой * работы на сосов двигателя и для повышения прочности баков при воздействии на них осевых сжимающих нагрузок.
На ракетах используются различные системы надду ва. Все они должны безотказно действовать, иметь ма лый вес и небольшие габариты элементов систем, быть
|
|
|
2 |
1 |
удобными и |
безопасными |
в эксплуа |
|||
|
|
|
тации. |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
системы |
предстартово |
|||
|
|
|
|
|
Различают |
|||||
|
|
|
|
|
го и бортового наддува топливных ба |
|||||
|
|
|
|
|
ков. Первые предназначены для над |
|||||
|
|
|
|
|
дува баков перед запуском двигателя, |
|||||
|
|
|
|
|
а вторые— для наддува баков во вре |
|||||
|
|
|
|
|
мя полета ракеты. |
|
|
|
||
|
|
|
|
|
Принципиальная |
схема |
устройства |
|||
|
|
|
|
|
системы |
бортового |
наддува |
приведена |
||
|
|
|
|
|
на рис. 2.10. Она включает источник |
|||||
|
|
|
|
|
наддува, жиклер, клапан, трубопро |
|||||
|
|
|
|
|
вод, разрывную мембрану |
и газорас- |
||||
|
|
|
|
|
пределитель. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Источник наддува служит для хра |
|||||
Рис. |
2.10. |
Система |
нения или выработки газов наддува.. |
|||||||
|
наддува: |
|
Жиклер |
или |
другое |
регулирующее |
||||
1 — |
газораспредели- |
устройство обеспечивает заданный рас |
||||||||
тель; |
2 — разрывная |
|||||||||
мембрана; |
|
|
трубо |
ход газа |
наддува. Клапан |
пропускает |
||||
провод; |
4 — клапан; |
газы наддува в топливный бак или |
||||||||
5 — жиклер; |
6 — ис |
|||||||||
точник |
наддува |
прекращает его поступление в бак по |
соответствующим командам от времен ного механизма системы управления. Разрывная мемб рана предназначается для устранения проникания па ров компонентов топлива в трубопроводы наддува. Газораспределитель служит для уменьшения интенсивности воздействия струи газа наддува, поступающего в бак, на верхний слой топлива.
При воздействии газа наддува на поверхность топ лива происходит его вспенивание и увеличение теплооб мена между газом и жидкостью.
Элементы системы наддува соединены трубопрово дами.
* К а в и т а ц и я — разрыв сплошности потока жидкости с об разованием в нем пустоты, в которую выделяются пузырьки насы щенного пара и растворенных в жидкости газов.
38
В зависимости от источника газа наддува различают следующие типы систем наддува:
—с газовым аккумулятором давления;
—с газогенераторами;
—с испарителями;
—с вспрыском реагента в топливный бак;
—с политропным расширением газа в баке;
—с пороховым аккумулятором давления.
Всистеме с газовым аккумулятором давления в ка честве емкостей для запаса газа наддува могут исполь зоваться торовые баллоны и баллоны шаровой или ци линдрической формы.
Вбаллоны заправляются газы под высоким давле
нием.
Вкачестве газов могут использоваться гелий, азот, воздух.
Всистемах наддува с газогенераторами применяются два газогенератора, один из которых вырабатывает газ
свосстановительными свойствами для наддува бака го рючего, а другой — газ с окислительными свойствами для наддува бака окислителя. Иногда для получения газа для наддува используется основной газогенератор дви гателя, в котором вырабатывается восстановительный газ. Получившийся газ охлаждается и поступает в бак горючего.
Виспарительных системах наддува используются па
ры основных компонентов топлива. Для этого основные компоненты отбираются и поступают в испарители (змее вики), которые омываются выхлопными газами из турбины. В испарительных системах можно применять только те компоненты топлива, которые не разлага ются при нагревании. К ним относятся: жидкий кисло род, четырехокись азота, аэрозин-50, жидкий водород
идр.
Всистемах с впрыском реагента в топливный бак в качестве газов наддува служат газы, которые образуют ся непосредственно в баках при впрыске специальных реагентов.
Всистемах наддува с политропным расширением га зов в баке наддув осуществляется из наземных источ ников газа перед стартом ракеты. На борту ракеты ни каких устройств для наддува бака нет. В процессе рас ходования топлива давление в баках хотя и падает,
39