3. Система запуска двигателя

Процесс запуска является сложным и ответственным режимом работы ЖРД из-за его быстротечности и сложности управления им. Основным требованием к системе запуска является обеспечение надежного выхода ЖРД на номинальный режим работы без значительного повышения давления газов.

Запуск ЖРД с дожиганием на несамовоспламеняющемся топливе требует дополнительных устройств в схеме ДУ: для раскрутки ротора ТНА – стартерная турбина и пороховой стартер, а для воспламенения топлива в камере – пороховая шашка.

4. Управление двигателем

В современных ракетах значение тяги двигателей в полете может регулироваться путем варьирования соотношения компонентов топлива или за счет изменения частоты оборотов насосов.

5. Выключение двигателя

При достижении расчетной скорости полета и соответствующего ей угла тангажа система управления полетом выдает команду на выключение двигательной установки 1-й ступени, на запуск ДУ 2-й ступени и на разрывные болты крепления ступеней ракеты.

Для повышения надежности (исключения гидроудара и разрушения трубопроводов топливной системы) ДУ выключается в два этапа.

По первой команде срабатывают отсечные пироклапаны окислителя и горючего газогенератора. Прекращается подача топлива в газогенератор, резко уменьшается скорость вращения ротора ТНА, понижается давление в топливных магистралях.

По второй команде срабатывают отсечные пироклапаны камеры сгорания. Прекращается процесс горения в камере, ДУ выключается.

Одновременно с выключением ДУ 1-й ступени запускается ДУ второй ступени и разрушаются пироболты крепления ступени. Ступени разделяются.

Для уменьшения разброса импульса последействия последней ступени компонент из межрубашечного тракта камеры сгорания через специальный клапан сбрасывается в окружающую среду.

Команды на запуск и выключение ДУ, на срабатывание разрывных болтов, на управление поворотных камер сгорания (сопел управления) поступают из системы управления полетом ракеты.

6. Задание

• тип ДУ: 2 ступень ракетоносителя (РН);

• тяга двигателя: ;

• давление в камере: ;

• давление на срезе сопла: ;

• коэффициент избытка окислителя: ;

• топливная пара: ;

• с хема ДУ:

3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЖРТ И ЕГО ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ

1. Вводные замечания

При известных значениях тяги , давления в камере и на срезе сопла жидкостного ракетного двигателя и выбранном типе ракетного топлива, теоретические значения основных параметров топлива и его продуктов сгорания находятся по таблицам второго тома справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания».

2. Определение основных параметров ЖРТ

Из рабочей таблицы справочника [2] по известному типу ЖРТ, значению коэффициента избытка окислителя и значению давления рабочего тела в камере двигателя определяются

• коэффициент соотношения компонентов топлива (расходов окислителя и горючего)

• плотность ЖРТ

3. Определение основных параметров продуктов сгорания ЖРТ

Значения основных параметров продуктов сгорания ЖРТ находятся по таблицам справочника [2] для трех сечений тракта камеры двигателя: на входе в сопло («с»), в его критическом («*») и выходном («а») сечениях. Найдённые значения заносятся в таблицу 1.

Табл. 1 – Основные параметры продуктов сгорания ЖРТ

Параметр	Сечение «с»	Сечение «*»	Сечение «а»
	1,0	1,761	1000
	25000	14198	25
	3287	3032	904,04
	11,48	11,53	11,62
	1665	1,0	4,332
	–	1,174	1,224
	–	1802	4276
	–	2342	4433,0
	–	1,0	37,07
	4,298	4,233	3,230
	6,104	5,507	3,230
	0,8763	0,8303	0,3598
	0,6621	0,6273	0,2155
	1,0	0,9131	0,2156
æ	1,179	1,183	1,28
	1,133	1,088	1,000
	0,007	0,004	1,000