17.Основные весовые и геометрические характеристики ла

Вес «полезной нагрузки», состоящий из веса боевого заряда, приборов системы управления, а также из их оболочки силовой конструкции.

Вес топлива, расходуемого i-ой ступенью.

«Сухой вес» i-го блока, вес конструкции блока, который отделяется в полете, израсходовав рабочий запас топлива.

Полный начальный вес i-ой ступени.

G₀₁=G₀ – полный начальный вес ракеты.

Коэффициент весового совершенства конструкции i-го блока .

Относительный «сухой» вес i-ой ступени

;; - зависит от вида БЧ.

18. Основные конструктивные схемы гибридных, турбореактивных, ракетно-прямоточных двигателей, комбинированных ракетно-прямоточных двигателей. Основные узлы и элементы.

/-диффузор;2 - центробежный компрессор; 3 - камера сгорания; 4 -турбина; 5-сопло

Турбореактивный двигатель состоит из следующих основных элементов- диффузора (входного устройства), компрессора, ка­меры сгорания, газовой турбины и реактивного выходного сопла. В турбореактивных двигателях применяются два типа компрес­соров- осевые и центробежные. Центробежный компрессор (рис 5 29) наиболее прост и надежен в работе. Однако в связи с тем что он имеет только одну ступень, максимальная степень повышения давления невелика и обычно не превышает 4 ... 5. В осевом компрессоре (рис. 5.30) степень повышения давления в одной ступени колеблется в пределах от 1,15 до 1,5 (в перспек­тиве можно достичь даже 2), однако применение многоступен­чатых компрессоров с 5 ... 7 и более рядами лопаток позволяет получить большие дивления в камере сгорания. Осевые компрес­соры имеют более высокий коэффициент полезного действия и меньшую лобовую площадь, чем центробежные. При работе тур­бин основные трудности состоят в уменьшении нагрева лопаток.

/-диффузор; 2 -осевой компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина, 5 - форсажная камера; 6 — сопло

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми. На ЛЛ применяют только последние схемы, центральное тело в таких диффузорах профилируется из нескольких конусов с малыми углами раствора. Обычно применяют двух- или трехскачковые воздухозаборники, так как дальнейшее увеличение скачков не дает положительного эффекта из-за усложнения конструкции и технологии производства. ПВРД с постоянной геометрией диффузора и сопла имеет оптимальные характеристики только при каком-то од­ном режиме полета. Поэтому при изменении скорости полета и давления потока обычно регулируются проходные сечения диффузора и сопла двигателя.

На рис. 5приведены схемы размещения ПВРД и воздухо­заборников на ЛА. Наибольшее применение на ЛА получили лобовые воздухозаборники(рис. в), кольцевые(рис. д) и боковые(секторные) (рис. 5, г, е, ж). ПВРД, установленные на пилонах(рис. а, б), могут использоваться в качестве ДУ одной из ступеней ЛА и после отработки двигателя сбрасываются с целью уменьшения лобового сопротивления ЛА. В компоновках, представленных на рис. в, г, д, е, ж, двигатель является частью корпуса ЛА. Как правило, камера сгора­ния располагается в кормовой части корпуса, а воздухозаборники могут размещаться по-разному, в зависимости от назначения ЛА и формы траектории полета.

Пульсирующий ВРД является конструктивно наиболее простым, но малоэкономичным воздушно-реактивным двигателем, применение которого целесообразно только на дозвуковых ЛА. Принцип работы пульсирующего ВРД (ПуВРД) следующий: горючее, попадающее в камеру сгорания 5, воспламе­няется запальной свечой 4 и сгорает в кислороде воздуха, поступающего через входной диффузор 1 и клапанные решетки 2. Продукты сгорания под давлением закрывают клапаны, и газывыбрасываются через цилиндрическое сопло, создавая тягу. После истечения продуктов сгорания давление в камере сгорания падает, в результате чего клапаны вновь открываются, пропуская воздух в камеру. Такие циклы (пульсации тяги) повторяются через некоторые промежутки времени, на основании чего эти двигатели получили свое название.

Так как для работы ПуВРД требуется на входе достаточный скоростной напор, старт ЛЛ с ПуВРД осуществляется с по­мощью разгонных ускорителей либо путем сброса с самолета-носителя. В настоящее время применение ПуВРД возможно для малоразмерных ДПЛА.

Гибридные двигатели на твердожидком топливе (РДТЖТ)

достоинствами РДТЖТ является их простота и надежность по сравнению с ЖРД, а также-возможность охлаждения камеры сгорания жидким компонентом, что невозможно в РДТТ.

Основным принципом, лежащим в основе выбора твердожидких топлив, является использование богатого горючим твердого топлива и способного к хранению жидкого окислителя. В таком двигателе твердое топливо воспламеняется обычным способом с помощью воспламенителя, а образующиеся при этом горячие газы дожигаются жидким окислителем, поступающим в камеру сгорания через форсунки.

Вкачестве примера смешанного топлива можно привести жидкую перекись водорода и твердый полиэтилен, размещенныйв камере сгорания в виде шашек. Перекись водорода до поступ­ления в камеру разлагается с помощью катализатора. Изменяя расход жидкого окислителя, можно регулировать тягу двигателя в широких пределах.

На рис. 5.34 показана принципиальная схема ракетного дви­гателя на твердожидком топливе, в котором заряд твердого топ­лива / поджигается воспламенителем 4. Образующиеся продук­ты горения направляются в камеры дожигания 3, в которые так­же поступает окислитель 2, вытесняемый продуктами горения твердого топлива через трубопровод с мембраной 5.

Турборакетные двигатели представляют собой комбинацию ТРД и ракетного двигателя твердого или жидкого топлива. На рис. 5.35 показана схема ТРДЖТ. В таком двигателе жидкоетопливо через форсунки подается в кольцевую камеру ЖРД, где происходит неполное сгорание горючею. Полное сгорание горю­чего происходит в камере сгорания ВРД. По сравнению с ТРД такой двигатель обладает следующими преимуществами: исполь­зование для вращения турбины газа, истекающего ИЗ ЖРД подбольшим напором, позволяет с турбины малых размеров и мас­сы снимать большие мощности, кроме того, по сравнению с ЖРД или РДТТ такой двигатель имеет значительно больший удельный импульс тяги

/- диффузор;2 -осевой компрессор;3 -камера ракетного двигателя; 4- топливные форсунки; 5 - турбина; 6 -камера сгорания; 7 - сопло

Ракетно-прямоточные двигатели (РПД) представляют собой комбинацию ПВРД и ракетного двигателя на жидком или твер­дом топливе, называемого газогенератором. Существенный не­достаток ПВРД — невозможность самостоятельного старта ЛА с таким двигателем и низкая эффективность при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета из-за малой степени сжатия, что в РПД частично устраняется за счет работы ракет­ного двигателя.

а — РПДЖТ; б — РПДТТ; в — РПДГТ; / — воздухозаборник; 2 — бак окислителя; 3 — бак горючего; 4 — газогенератор жидкого топлива; 5 — сопло; 6 — камера смешения и дожигания; 7 — сопло РПД; 8 — пилоны; 9 — силовые шпангоуты камеры сгорания; 10 — ВАД; // — газогенератор твердого топлива; 12 — сопла газогенератора; 13 — обте­катель газогенератора; 14 — газогенератор; 15 — сопло ГД; 16 — насос; 17 — бак жид­кого компонента

В последнее время нашли применение комбинированные РПД (КРПД), объединяющие стартовый и маршевый двигате­ли, что приводит к уменьшению общей длины ЛА. Компоновка современных КРПД проводится с использованием объема ка­меры сгорания, в которой располагается заряд стартового уско­рителя. Классификация КРПД приведена на рис. 5.38. В стар­товом ускорителе используется твердое топливо, а маршевый двигатель может работать как на жидком, так и на твердом топ­ливе.

КРПД начинает работать после подачи электрического им­пульса на воспламенительное устройство ускорителя. После окончания работы ускорителя сбрасываются сопло и заглушки, закрывающие воздухозаборники, и одновременно воспламеняет­ся горючее, поступающее в камеру сгорания. Необходимость сброса сопла вызвана тем, что давление в камере сгорания при работе ускорителя превышает в 20 ...25 раз рабочее давление в камере дожигания ПВРД, что вынуждает увеличивать площадь критического сечения в несколько раз. Стадии работы КРПД на жидком топливе со сбрасываемым соплом показаны на рис. 5.39. Недостатком конструкции таких КРПД является то, что тол­щина стенки камеры сгорания выбирается исходя из максималь­ного давления, создаваемого стартовым ускорителем, хотя вре­мя его работы составляет всего от десятых долей до нескольких секунд. Указанного недостатка не имеет схема с размещением стартового ускорителя в камере дожигания (рис. 5.40). После окончания работы ускорителя он под давлением набегающего потока выбрасывается из камеры дожигания вместе со сбрасы­ваемым соплом.

/ — топливо газогенератора; 2 — воздухозаборник; 3 — камера смешения; 4 — заряд твердого топлива ускорителя

/ — отсек полезного груза; 2 — перепускной клапан; 3 — топливо маршевой ступени* 4 — заряд твердого топлива ускорителя

/ — канал поступления воздуха и заглушки; 2 — заряд твердого топлива маршевой ступени; 3 — диафрагма; 4 — заряд твердого топлива ускорителя; 5 — сопло ПВРД; 6 — сбрасываемое сопло; 7 — воспламенитель; 8 — заглушка перепускного воздушного канала; 9 — перепускной воздушный канал; 10 — воздухозаборник

Схема КРПД активно-реактивного снаряда:

я — АРС; б — АРС с заглушкой; / — боевая часть; 2 — топливные элементы; 3 — кор­пус ЛРС; 4 — сопло; 5 — заглушка; 6 — полость для размещения специального веще­ства; 7 —воздушный канал; 8 — воздухозаборник

Схемы КРПД на твердом топливе показаны. В схеме на рис. 5.41 топливо газогенератора содержит не­большое количество окислителя. Генераторный газ через сопло попадает в камеру смешения, где перемешивается с возду­хом и догорает. Конструкция такого КРПД достаточно проста, но она может применяться на ЛА, летящих по определенным траекториям, обеспечивающим постоянное поступление воздуха для догорания генераторного газа.

В КРПД совмещенной схемы (рис. 2) также имеется твердотопливный газогенератор, но расход воздуха регулируется с помощью перепускного клапана 2, что позволяет изменять тягу в полете.

В КРПД открытой схемы (рис. 3) заряды расположены соосно и соединены между собой технологически. После выгора­ния стартового заряда продолжает гореть маршевый заряд, что сводит к минимуму время переходного процесса.

Возможное применение КРПД на активно-реактивных снарядах (ЛРС) показано на рис. 4. После выстрела снаряда из ствола набегающим потоком воздуха выбивается заглушка 5, и топливный заряд воспламеняется за счет нагрева при торможении воздуха внутри снаряда. Заряд выполняется многосекционным с каналом, расширяющимся к соплу.