
- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
806 |
|
|
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
|
||||
|
|
|||||||
проходного сечения камеры у смесительной |
по длине КС, затем возрастает с резко вы |
|||||||
головки КС. По мере развития техники |
раженным пиком в горловине сопла, после |
|||||||
ЖРД этот параметр возрос более чем на по |
чего уменьшается. |
Такое |
распределение |
|||||
рядок величины и достигает 750 г/(с см2). |
объясняется тем, что теплопередача меж |
|||||||
Длина участка камеры от огневого днища до |
ду газовым потоком и конструкцией каме |
|||||||
критического сечения определяется конст |
ры происходит в основном за счет конвек |
|||||||
рукцией смесительной головки (см. ниже |
ции, на долю которой приходится до 95 % |
|||||||
в разделе 6.4). Переход от цилиндриче |
количества теплоты; остальная часть пере |
|||||||
ской части КС к критическому сечению |
дается лучистым (радиационным) теплооб |
|||||||
можно выполнить двумя сопряженными ду |
меном. |
|
|
|
||||
гами окружности. С повышением pк наклон |
Плотность конвективного теплового по |
|||||||
стенки к оси сопла следует уменьшать во |
тока (qк) от газа к стенке камеры определяется |
|||||||
избежание отрыва пограничного слоя и пе |
выражением: |
|
|
|
||||
ремешивания охлаждающей завесы с ядром |
|
|
|
|
||||
потока. Геометрия дозвуковой части камеры |
|
qк г(Тг Тст.г), |
||||||
влияет на формирование звуковой поверх |
где г — коэффициент конвективной теплоот |
|||||||
ности потока, которая имеет криволиней |
||||||||
ную форму. |
|
дачи от |
стенке; Тг — температура тор |
|||||
Габариты и во многом массу современ |
можения |
Тст.г — температура стенки со |
||||||
ной камеры определяет сверхзвуковая часть |
стороны |
Величина qк определяется преж |
||||||
сопла, размеры которой выбирают с учетом |
де всего характеристиками теплового погра |
|||||||
ничного слоя, который образуется на внутрен |
||||||||
располагаемого пространства для размещения |
||||||||
ней стенке камеры. По структуре он является |
||||||||
ЖРД и варьирования массы полезного груза |
||||||||
турбулентным |
и содержит тонкий ламинар |
|||||||
РН (выражаемой через эквиваленты массы и |
||||||||
ный подслой. В пограничном слое температу |
||||||||
размеров сопла). Разгон потока от М 1 до |
||||||||
ра газа резко |
снижается по |
направлению к |
||||||
заданной сверхзвуковой скорости произойдет |
||||||||
стенке и зависит от интенсивности съема теп |
||||||||
на минимальной длине, если контуру сопла |
||||||||
лоты охладителем. Зависимость qк от измене |
||||||||
придать излом в критическом сечении (сопло |
||||||||
с угловой точкой). Для построения сверхзву |
ния pк носит степенной характер с показате |
|||||||
кового участка, |
близкого к оптимальному, |
лем 0,8…0,85. |
|
|
|
|||
В основу расчета плотности лучистого те |
||||||||
иногда используют контур с угловой точкой, |
||||||||
плового потока qл положен известный закон |
||||||||
выводящий поток на равномерное параллель |
||||||||
ное истечение. Этот, базовый, контур (рас |
Стефана–Больцмана и расчет сводится к оп |
|||||||
ределению qл на участке КС с максимальной |
||||||||
считанный методом характеристик) укорачи |
||||||||
вают примерно на половине длины, в диапа |
температурой |
продуктов сгорания. Лучистые |
||||||
тепловые потоки в сопле, учитывая их малое |
||||||||
зоне углов наклона к оси (7…10 ). Из находя |
||||||||
значение в общем тепловом балансе, опреде |
||||||||
щегося в этом |
диапазоне двухпараметриче |
|||||||
ляются эмпирически. |
|
|
||||||
ского семейства |
сопел выбирают контур с |
|
|
|||||
Суммарный тепловой поток передается |
||||||||
|
|
|
|
|||||
F и длиной. Выбранный контур |
||||||||
через стенку за счет теплопроводности: |
||||||||
малым радиусом у критического |
||||||||
|
|
|
|
|||||
— для защиты сопла от обгорания в |
q qк qл ( / )(Тст.г Тст.охл), |
|||||||
угловой точке и в технологических целях. |
||||||||
Укороченный контур может отличаться от |
где — коэффициент теплопроводности ма |
|||||||
оптимального, построенного для тех же дли |
териала стенки, определяемый при средней |
|||||||
ны и степени расширения вариационными |
||||||||
температуре стенки; |
— толщина стенки, |
|||||||
методами [37], в пределах 0,2 %, чем иногда |
Тст.охл — температура стенки со стороны ох |
|||||||
можно поступиться. Ведущие КБ обычно |
||||||||
ладителя. |
|
|
|
|||||
пользуются вариационными методами про |
Теплоотдача от стенки в охладитель опи |
|||||||
филирования сопел. |
||||||||
сывается уравнением: |
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|||
7.1.4.3. Тепловой расчет камеры |
q охл(Тст.охл Тохл), |
|||||||
Теплонапряженность камеры характе |
||||||||
|
|
|
|
|||||
ризуется плотностью теплового потока q, |
где охл — коэффициент теплоотдачи от стенки |
|||||||
Вт/м2, величина которого почти постоянна |
к охладителю. |
|
|
|

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
КАМЕРА |
807 |
|
|
При расчетах теплообмена между горячей стенкой и охладителем используется соотно шение
Nu 0,023Re0,8Pr0,4.
При решении этого уравнения относи тельно коэффициента охл получаем
охл 0,023(7w)0,8K/dг0,2,
где 7 — плотность охладителя, w — его скорость; dг — гидравлический диаметр канала, K — ком плекс физических параметров охладителя:
K (cp /.)0,4 0,6,
где . — динамическая вязкость; — коэффици ент теплопроводности охладителя.
Важной характеристикой охлаждающего тракта является его гидравлическое сопротив ление, которое пропорционально скоростному напору Р 7w2/2. С учетом вышеизложенного получаем:
q 0,023(2P7)0,4(K /dг0,2)(Тст.охл — Тохл).
Охлаждающие свойства топливных компонентов представлены в табл. 7.1.2, где указаны значения тепловых потоков, вос принимаемых охладителем, для различных
Р, при разности температур (Тст.охл — Тохл)200 К для всех охладителей, кроме водо
рода. Для него эта разность принята равной 500 К: при нагреве водорода в охлаждаю щем тракте не образуется двухфазной среды
с резким различием теплофизических ха
рактеристик, и по этой причине |
мож |
но существенно повысить. Как |
из |
таблицы, водород обладает наилучшими ох лаждающими свойствами. Существенно худшими охладителями являются широко используемые в этом качестве горючие НДМГ и керосин. В общем случае горючие в этом качестве предпочтительнее окисли телей, поскольку не являются агрессивной средой (однако расхода горючего может оказаться недостаточно).
Для надежного охлаждения камеры не обходимо выполнить два необходимых ус ловия:
1.После восприятия всей теплоты ох ладитель не должен перегреться выше до пустимой для него температуры: кипения, либо термического разложения. Последнее явление присуще углеводородным горючим типа керосина и приводит к образованию в них вязких смол и твердого кокса. Отлага ясь на стенке, омываемой охладителем, они недопустимо увеличивают термическое со противление, что приводит к прогару стен ки.
2.На всех участках регенеративного
тракта величина Тст.охл не должна превы шать допустимую для данного охладителя
температуру, а величина Тст.г не должна превышать допустимый для данного конст рукционного материала предел по жаро стойкости. Кроме того, характер распреде ления температуры стенки должен быть
7.1.2. Охлаждающие свойства топливных компонентов в сравнении с водой
Охладитель |
Tнач, С |
7нач, кг/м3 |
K |
0,2 МПа |
Р 2,0 МПа |
|||
|
|
|
|
|||||
Вт/м2 |
w, м/с |
q 10 6, Вт/м2 |
w, м/с |
|||||
|
|
|
|
|||||
Вода |
50 |
990 |
440 |
16,8 |
20,1 |
42,2 |
63,6 |
|
Водород жидкий |
253 |
71,3 |
930 |
31 |
74,9 |
78 |
237 |
|
Водород газообразный |
27 |
8,0 |
1792 |
25 |
224 |
62 |
707 |
|
Аммиак |
25 |
610 |
841 |
26,5 |
24,7 |
66,5 |
81,0 |
|
Перекись водорода |
25 |
1431 |
251 |
11,1 |
16,7 |
27,9 |
52,9 |
|
80% N2O4 20% HNO3 |
50 |
1520 |
224 |
10,2 |
16,2 |
25,5 |
51,3 |
|
Кислород жидкий |
183 |
1144 |
171 |
6,92 |
18,7 |
17,4 |
59,1 |
|
Четырехокись азота |
50 |
1350 |
158,5 |
6,85 |
17,2 |
17,2 |
54,4 |
|
НДМГ |
50 |
760 |
195 |
6,70 |
22,9 |
16,8 |
72,6 |
|
Керосин Т 1 |
50 |
795 |
83 |
2,90 |
22,4 |
7,3 |
70,9 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
808 |
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
|
|
Рис. 7.1.21. Конструкция камеры двигателя РД 170:
1 — смесительная головка с фланцем для под соединения подвода окислителя (окислитель ного газа); 2 — корпус; 3 — патрубок подвода горючего
приемлемым по условиям прочности конст рукционного материала.
7.1.4.4. Конструирование камеры
Камера (рис. 7.1.21) включает изготав ливаемые отдельно форсуночную, или сме4 сительную головку (СГ) и корпус. СГ обеспе чивает ввод в рабочее пространство топлив ных компонентов (продуктов газогенера ции) с их должным распределением и сме шением перед сгоранием. В условиях сжа тых габаритов распределительного тракта, наличия в нем резких поворотов и большой диффузорности необходимо обеспечить рав номерные поля полного давления на входе в форсунки (смесительные элементы) без больших гидравлических потерь. С этой це лью по газовому тракту в конструкции СГ часто предусматривают выравнивающую ре шетку с отверстиями шагом 0,3…0,5 от шага расположения форсунок; меньшие значения
нежелательны |
производственным сооб |
ражениям, а |
могут вызвать нерав |
номерность потоков в форсунках. Потери давления в распределительных каналах СГ с решеткой могут достигать уровня гидравли ческого перепада на форсунках, составляю щего 0,5…2,5 МПа.
Устройство СГ решающим образом влияет на реализуемую величину Iу, надеж ность охлаждения и габариты камеры, устой чивость рабочего процесса. Применяемая в отечественной технике пакетная конструк ция СГ содержит внешнее, промежуточное и внутреннее днища, образующие полости окислителя и горючего; два последних дни ща скреплены при помощи форсунок — чис лом до нескольких сотен (рис. 7.1.22). Эти смесительные элементы, изготовленные в виде отдельных деталей, предпочтительны отверстиям и щелям, выполненным непо средственно в корпусе головки. Набором не
Рис. 7.1.22. Смесительная головка камеры дви гателя РД 170:
а — общий вид; б — форсунки основная и вы ступающая

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
КАМЕРА |
809 |
|
|
скольких вариантов типовых элементов лег ко достигается необходимое распределение топливных компонентов, при эксперимен тальной отработке камеры можно оператив но вносить целенаправленные изменения в схему смесеобразования, на стадии серийно го производства легко организовать массо вый выпуск единообразных элементов с на дежным контролем величины и стабильно сти характеристик.
Для форсунок характерны высокие зна чения суммарного расхода, который для га зожидкостных форсунок достигает 3 кг/с и более Располагаемая площадь используется для размещения форсунок в максимальной степени Шаг расположения форсунок опре деляет масштаб смешения, от которого зави сит длина участка у камеры от внутреннего днища до критического сечения: в зависимо сти от типа форсунок ее принимают равной 10…30 шагам. Для СГ схемы «жидкость–жид кость» применяют форсунки струйного и центробежного типов, а также их различные комбинации. Используются двух и одно компонентные форсунки. Первые, из кото рых располагают по концентрическим ок ружностям (рис. 7.1.23), а вторые — по шах матной или сотовой схемам с переходом на периферии к окружности (рис. 7.1.24). Та ким путем достигается распределение топ ливной массы по поперечному сечению КС с определенным соотношением компонен тов — для полного сгорания топлива в ми нимальных размерах КС, без опасных для конструкции колебаний параметров рабоче го процесса.
Качество смешения топлива регулиру ется разностью скоростей и плотностей струй, их турбулентностью и взаимной на правленностью, углом распыла, величиной заглубления места первоначального контак та горючего и окислителя относительно вы
торца форсунки, а также проницае СГ (этот параметр, определяемый отношение площадей газовых каналов и поперечного сечения КС, составляет 0,15… …0,40 и зависит от вида топлива, размерно сти камеры и типа форсунок). Влияние ка чества смешения на характеристики каме ры, как правило, противоречиво: улучшение смешения способствует повышению Iу, но часто снижает устойчивость рабочего про цесса. Компромисс достигается выбором сравнительно малого масштаба смешения,
обеспечивающего выравнивание поля соот ношения компонентов к критическому се чению, в сочетании с растягиванием зоны горения на начальном участке. Последнее осуществляют сочетанием струйного распы ла с центробежным, неравномерным рас пределением расхода в одноименных фор сунках.
Эффективным способом достижения вы сокочастотной устойчивости является установ ка на внутреннем днище антипульсационных перегородок — высотой 25…60 мм, неохлаж даемых, охлаждаемых или выполненных из выступающих форсунок (см. рис. 7.1.22). При меняют также акустические поглотители, ис пользуя для них объемы и каналы газовых компонентов, создавая специальные полости в начале КС.
Внутренние днища подвержены нагреву вследствие интенсивных обратных токов, и необходимо принимать меры по их ослабле нию, отдалению от днищ и обогащению го рючим. В этих целях горючее (или восстано вительный газ) может подаваться по наруж ному обводу форсунки, а окислитель — по центру; подают также часть горючего (1,5…10 % от расхода через СГ) между основ ными форсунками. Для интенсификации ох лаждения устанавливают дефлекторы, повы шающие скорость компонента, омывающего днище.
В отечественной технике применяется конструкция корпуса со связанными оболоч ками: внутренняя стенка и наружная силовая стенка прочно соединены паяными швами через промежуточную гофрированную стенку (проставку) либо через ребра, выфрезерован ные на внутренней стенке. Полученные та ким образом каналы образуют тракт регене ративного охлаждения. Для достижения не обходимой скорости охладителя каналы вы полняют с переменными шириной и высотой по длине камеры (не менее 1,5 мм — во избе жание заплавления каналов при изготовле нии камеры). При этом ограничении ско рость охладителя повышают за счет наклон ного (спирального) оребрения. Теплопереда чу интенсифицируют также нанесением ис кусственной шероховатости по дну каналов (рис. 7.1.25). Для снижения тепловых потоков на внутреннюю стенку наносят теплозащит ные керамические или металлические покры тия (например, диоксид циркония или ни кель, молочный хром).

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
810 |
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
|
|
Рис. 7.1.23. Смесительная головка камеры ЖРД РД 107, РД 108 (форсунки центробежные с тан генциальным подводом, расположенные концентрично):
1 — среднее днище; 2 — днище внутреннее; 3 — фланец с патрубком подвода окислителя; 4 — пере городки соединительные; 5 — секции наружного сферического днища; 6 — форсунка двухкомпо нентная; 7 — форсунка однокомпонентная; 8 — штифт; 9 — силовое кольцо
Как правило, регенеративное охлаждение дополняют завесным: у внутренней стенки создается менее горячий защитный слой жид кости или газа. Завеса поглощает теплоту при испарении, а пар, кроме того, увеличивает толщину пограничного слоя, снижая теплопе редачу в Обычно завеса создается при помощи периферийных форсунок СГ, обра зующих у топливную смесь, обогащен ную горючим. Для выравнивания температуры
по периметру пристеночного слоя периферий ные форсунки желательно устанавливать с меньшим шагом, чем основные. (Однако не обходимо иметь в виду, что уменьшение мас штаба смешения у стенки, где отражается вол на при поперечных акустических колебаниях, может вызвать неустойчивую работу камеры). В особо напряженных КС дополнительно по дают на стенку — через предусмотренные в докритической части пояса завесы — горючее