книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

мыми топливами, системами подачи и конструкцией основных узлов. Многие из этих двигателей освоены в производстве и экс­ плуатации и выпускаются крупными сериями.

Перейдем теперь к рассмотрению устройства некоторых кон кретных двигателей.

У с т р о й с т в о ж и д к о с т н о г о р а к е т н о г о д в и г а т е л я р а к ет ы д а л ь н е г о д е й с т в и я

Одним из наиболее сложных и совершенных типов ЖРД яв

ляются двигатели баллистических ракет дальнего действия. В ка­

няется 930 мм, диаметр горловины (критического сечения) сопла— 400 мм, диаметр выходного сечения — 730 мм. Вес камеры двига­ теля составляет 420 кг.

В днище камеры сгорания расположено 18 одинаковых форкамер 3. Каждая форкамера служит местом установки форсунок, через которые горючее и окислитель в мелкораспыленном виде

122 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

поступают в камеру сгорания. Отверстия, распиливающие окисли­ тель, расположены в форсуночной головке, к которой ведут трубо­ проводы окислителя 5. Форсунки горючего размещены на боковых

/—сопло, 2—система подачи горючего (спирта) для внутрен­

стенках форкамер. Горючее поступает в форсунки из верхней по­ лости головки, в которую оно попадает из рубашки охлаждения двигателя, пройдя через главный спиртовой клапан 6.

Охлаждение двигателя осуществляется следующим образом. Основная масса спирта, прежде чем попасть в форкамеры, по тру­

бопроводам 7 подается в полость охлаждения, образованную двой­ ными стенками камеры и сопла. Двигаясь со значительной ско­ ростью по этой полости, спирт отбирает тепло от внутренних стенок камеры и сопла и таким образом охлаждает их (система на­ ружного охлаждения). Часть спирта поступает по специальным

трубопроводам из форкамер, через систему отверстий 2 впрыски­ вается на внутреннюю («газовую») поверхность стенки двигателя

и, испаряясь на ней, создает паровую завесу (система внутреннего охлаждения).

Сжатие и подача топлива в двигателе производятся центробеж­ ными насосами окислителя 16 и горючего 14. Для привода насосов служит парогазовая турбина 15. Турбина и два насоса, объединен­ ные общим валом, образуют турбонасосный агрегат (см. фиг. 3.7). Мощность турбонасосного агрегата — 465 л. с., вес— 160 кг.

Труба 18, соединяющая главный клапан горючего 6 и насос, не­ обходима для вытеснения воздуха при заполнении системы горючим и для предотвращения гидравлического удара в рубашке охлажде­

ния при выключении двигателя. Окислитель, подаваемый насосом 16, проходит через главный клапан окислителя 13, откуда по трубам 5 подводится к форкамерам.

Необходимый для работы турбины парогаз вырабатывается в парогазогенераторе путем разложения концентрированной пере­ киси водорода НгОо. При разложении перекиси водорода выделяет­ ся количество тепла, достаточное для нагрева продуктов разложе­ ния до 400—500° С (в зависимости от разбавления перекиси водо­ рода водой). Надежное и быстрое разложение перекиси водорода происходит в присутствии катализатора. Таким катализатором слу­ жит концентрированный раствор перманганата натрия NaM n04.

Парогазогенератор включает в себя бак перекиси водорода 12 и бачок с раствором перманганата 9. Эти вещества подаются в реак­ тор 11 путем вытеснения их из баков сжатым воздухом. Запас сжа­ того воздуха помещается в баллонах 8. Перед поступлением в баки парогазогенератора давление воздуха снижается в редукторе 10.

В парогазогенераторе вырабатывается в секунду 2 кг парогаза, что обеспечивает необходимую мощность турбины. Выработанный в реакторе 11 парогаз по трубам 17 подводится к турбине 15.

Вес парогазогенератора со всей необходимой арматурой состав­ ляет 148 кг.

Сила тяги, развиваемая двигателем, передается посредством си­ ловой рамы на корпус ракеты. Рама двигателя весит 56 кг. Таким образом, полный вес двигателя составляет 930 кг, т. е. меньше 40 г на килограмм развиваемой двигателем тяги.

Запуск, работа и выключение двигателя происходят следующим образом.

Перед пуском ракеты после опробования всей аппаратуры не­ посредственно на стартовой площадке ракета заправляется не­

121 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

обходимыми для работы двигателя горючим, окислителем, перекисью водорода, раствором перманганата натрия и сжатым воздухом.

В момент запуска зажигаются пиропатроны на вращающейся подставке, помещаемой в камере сгорания. Пиропатроны распола­ гаются так, что реактивная сила вытекающих из них газов застав­ ляет подставку вращаться. Благодаря этому вращению раскаленные продукты сгорания пиропатронов равномерно заполняют камеру двигателя и прогревают ее. При достижении необходимого прогре­ ва (спустя 2—3 сек. после начала запуска) перегорает магниевая полоска, расположенная в самом недоступном для прогрева месте камеры. Это является сигналом к продолжению запуска. Посредст­ вом электропневматической системы немного приоткрываются глав­ ный клапан горючего 6 и главный клапан окислителя 13. Спирт и кислород только под давлением столбов соответствующих жидко­ стей (самотеком) начинают поступать в камеру сгорания в срав­ нительно небольших количествах. Топливо, попадающее в двига­ тель, воспламеняется от горячих пороховых газов, и горение ста­ новится более интенсивным. Устойчивое горение топлива достига­ ется в течение 2—3 сек., затем можно увеличивать подачу топлива. Для этого при помощи электропневматической системы в работу включаются парогазогенератор и турбонасосный агрегат. Воздух из баллонов 8 начинает поступать в редуктор давления 10 и в баки 12 и 9, вытесняя из них перекись водорода и перманганат в реак­ тор 11. Образующийся при этом парогаз начинает вращать тур­ бину. Давление, развиваемое насосами, постепенно открывает на полное проходное сечение главные клапаны горючего и окисли­ теля. За 2—3 сек. расход топлива достигает номинального значе­ ния в 125 кг/сек. К этому времени ракета уже начинает свой полет.

В полете необходимо иметь в баках горючего и окислителя дав­ ления, обеспечивающие надежную работу насосов. С этой целью в бак горючего подается воздух из атмосферы под давлением, рав­ ным скоростному напору, а в бак окислителя поступает небольшое количество кислорода, испаренного в теплообменнике выхлопными газами турбины.

Выключение двигателя происходит двумя ступенями. Сначала, при срабатывании электропневматической системы, уменьшается по ступление перекиси водорода в реактор. В связи с этим меньше парогаза начинает поступать в ТНА, и турбина уменьшает число обо ротов. Расход топлива, подаваемого насосом, падает, и тяга дви­ гателя уменьшается примерно до 30% от номинальной. Двигатель переходит, как говорят, на конечную ступень. На конечной ступе­ ни он работает до тех пор, пока ракета не достигнет заданной скорости полета (см. гл. IX). В этот момент полностью прекра­ щается подача перекиси водорода в реактор и закрываются глав­ ные клапаны горючего и окислителя. Двигатель окончательно выключается.

126 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

под давлением горючего медленно перемещается, открывая заслон­ ки 18. Этим самым обеспечивается плавное нарастание подачи топ­ лива и спокойный выход двигателя на режим. В последующий пе­ риод работы двигателя заслонки остаются открытыми.

Горючее поступает в головку камеры непосредственно, а окис­ литель — пройдя рубашку охлаждения двигателя. Горючее и окис­ литель смешиваются, самовоспламеняются и сгорают в камере сгорания 21.

В отличие от описанного выше двигателя V-2 в данной схеме запуск происходит быстрее, что и необходимо для зенитной ракеты Сама схема двигателя с вытеснительной подачей оказывается так же более простой, чем у двигателя с насосной системой подачи.

Самолетный жидкостный ракетный двигатель

Рассмотрим в заключение жидкостный ракетный двигатель истребителя-перехватчика. Этот двигатель (фиг. 3.11) интересен тем, что его тяга регулируется в полете изменением расхода топ­

лива в широких пределах: от 200 до 1500 кг.

Двигатель работает на самовоспламеняющихся компонентах.' Горючим служит смесь углеводородов — гидразингидрата и мети­ лового спирта, а окислителем — перекись водорода.

Двигатель имеет три группы форсунок, которые включаются и выключаются последовательно по мере необходимости в увеличе­ нии или уменьшении силы тяги. Таким образом, регулировка тяги в двигателе ступенчатая.

При запуске турбонасосный агрегат (в том числе и насос пере­ киси водорода 3) получает вращение от электродвигателя 4. Пере­ кись водорода, подаваемая насосом, направляется в регулятор

расхода перекиси и при соответствующем положении золотника 9 приподнимает регулирующий клапан 12, проходит по обводному каналу вокруг клапана 6 и поступает в реактор 1. В отличие от двигателя ракеты V-2 в этом двигателе применен твердый катали­ затор, который в виде пакета 2 помещается в реакторе. Выработан­ ный в реакторе парогаз продолжает разгонять турбину; при опре­ деленном числе оборотов ТНА электродвигатель муфтой свобод­ ного хода отключается от вала ТНА и останавливается. Турбона­ сосный агрегат работает на холостом ходу. Число оборотов холо­ стого хода устанавливается натяжением пружины 11 регулятора 12, изменяющего проходное сечение доступа перекиси в реактор.

При работе на холостом ходу от насоса перекиси водорода 3 давление передается в камеру сдвоенного главного клапана топ­ лива 20, в результате чего закрываются как клапан перекиси во­ дорода 18, так и клапан горючего 14. Этим устраняется протека­ ние топлива в камеру сгорания двигателя. Для того чтобы вывести

128 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

двигатель на режим, летчик поворачивает золотник 9, вместе с ко­ торым поворачивается спаренный с ним золотник 13. Золотник 13 через окно в левой камере пропускает топливо в цилиндр серво­ поршня 15. Поршень перемещается вправо, открывая тем самым доступ перекиси к трем клапанам 19. При этом горючее получает возможность пройти через рубашку охлаждения двигателя и вой­ ти во внутреннюю полость золотника 13.

Дальнейший поворот золотника 13 приводит к тому, что от­ верстие / золотника пропускает горючее в линию / подачи горюче­ го в двигатель. Одновременно горючее по линии I поступает к сер­ вопоршню 16 клапана 19 подачи окислителя и открывает его. пропуская перекись водорода к линии / подачи перекиси в дви­ гатель. Таким образом, начинает работать группа форсунок I, в камере происходит самовоспламенение компонентов топлива и двигатель выходит на режим L

Одновременно вследствие поворота золотника 9 перекись водо­ рода через соответствующие отверстия получает доступ к клапану 6 и, приподнимая его, проходит в большом количестве в реактор парогазогенератора 1. Как видно из фиг. 3. 11, давление перекиси, зависящее от числа оборотов ТНА, подводится к мембране 8. Последняя, прогибаясь под действием этого давления, стремится закрыть клапан 6 и уменьшить тем самым подачу перекиси. Бла­ годаря такому устройству исключается излишняя подача перекиси и разнос турбонасосного агрегата.

Для дальнейшего увеличения тяги необходимо продолжать по­ ворот золотника 13, который через отверстия II, а затем и III вклю­ чает подачу горючего и окислителя в группы форсунок II и III. При этом регулятор расхода перекиси поддерживает число оборо­ тов ТНА таким, что давление подачи топлива остается постоянным.

Выключение двигателя производится поворотом золотников в об­ ратную сторону, причем в полете ТНА может и не выключаться, л продолжать работать на холостом ходу.

Для предупреждения скопления компонентов топлива в каме­ ре сгорания двигателя из-за утечек в системе подачи на холостом ходу некоторое количество парогаза, отработанного в турбине, на­ правляется в камеру двигателя, разлагает просочившуюся туда пе­ рекись и осуществляет продувку камеры двигателя.

Сдвоенный главный клапан топлива, золотник 13 и три клапана окислителя (/, II, III) конструктивно размещаются в одном блоке. Для предупреждения возможности соприкосновения компонентов топлива и их воспламенения все штоки, проходящие из полости од­ ного компонента в полость другого, герметизированы сильфона­

ми 17.

Мы рассмотрели кратко устройство и работу только трех раз­ личных жидкостных ракетных двигателей. Современная ракетная техника может дать примеры значительно большего числа ракетных двигателей, отличающихся и топливами, на которых они работают,

130 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

когда последующая операция, совершаемая в системе подачи дви­ гателя, не может быть осуществлена, если не выполнена предыду­ щая). Автоматизация системы подачи у современных Ж РД дово­ дится до такого совершенства, что все операции по запуску, вы­ воду двигателя на заданный режим и выключению его производят­

ся после подачи на двигатель только одного командного сигнала.

Ясно, что столь высокая степень автоматизации нужна также и пото­ му, что жидкостный ракетный двига­ тель большей частью устанавливает­ ся на беспилотных летательных аппа­ ратах.

лом клапана и самим клапаном. После дросселирования в указанном зазоре газ поступает в по­

лость низкого давления б и далее в выходной трубопровод.

Степень падения давления определяется степенью открытия клапана редуктора. Чем больше клапан отошел от седла, тем мень­ ше будет перепад давлений. Клапан в процессе работы редуктора перемещается под действием приложенных к нему сил. Эти силы следующие: а) сила давления на клапан входящего в редуктор газа; б) усилие пружины 5; в) сила давления на клапан газа, про­ шедшего через щель; г) усилие главной пружины 2 редуктора, которая через мембрану 9 и тарелку 8 действует на клапан. Пер­