- •Глава 1. Основы проектирования летательных аппаратов (ла)
- •Общие сведения о двигательных установках и основные этапы их создания
- •1.2 Компоновочные схемы ла
- •Формула Циолковского и её практическое применение
- •Глава 2. Критерии совершенства и сапр ла
- •2.1. Основные комплексные показатели совершенства ла
- •2.2. Основные слагаемые технического уровня
- •2.2.1 Конструктивное совершенство ла
- •2.2.2 Производственно-технологическое совершенство
- •2.2.3 Эксплуатационное совершенство
- •2.2.4 Интегральный показатель технического совершенства ла
- •2.3. Надежность ла
- •Экономика и эффективность
- •Обобщенные требования к ла при его проектировании
- •2.6. Понятие об автоматизированном проектировании и системе автоматизированного проектирования
- •Глава 3. Проектирование двигателя
- •3. 1. Техническое задание на проектирование двигателя
- •3. 2. Выбор оптимальных параметров
- •3. 3. Выбор схемы двигательной установки
- •3. 3. 1. Выбор способа подачи топлива и организации рабочего процесса
- •3. 3. 2. Выбор количества тна и их конструктивно-компоновочной схемы
- •3.3.3 Выбор агрегатов системы управления и регулирования двигателя
- •3.3.4 Выбор способа создания управляющих усилий
- •Основы проектирования летательных аппаратов
- •Критерии совершенства и сапр ла
- •Конструирование двигателя
Глава 3. Проектирование двигателя
3. 1. Техническое задание на проектирование двигателя
Процесс создания ракетного двигателя начинается с разработки технического задания (ТЗ) и завершается передачей отработанного двигателя в серийное производство.
Этот процесс включает в себя разработку и согласование ТЗ на двигатель, эскизное проектирование двигателя и разработку документации, стендовую отработку двигателя и его агрегатов, летно-конструкторские и зачетные испытания двигательной установки в составе ракеты, подготовку к серийному производству двигателя.
Поскольку большинство задач, возникающих в ходе создания двигателя, как правило, не имеют однозначного решения, то проектные расчеты выполняются в нескольких вариантах. Сопоставление этих вариантов позволяет получить оптимальное решение.
Двигатель определяющим образом влияет на такие параметры ракеты, как стартовый вес, надежность и т. д. Поэтому уже в начальной стадии проектирования ракеты - при ориентировочной оценке ее основных данных, а затем при разработке ее эскизного проекта необходимо знать основные параметры и характеристики будущей двигательной установки: удельный импульс, тягу, габаритные размеры и т. д. Эти параметры устанавливаются в результате предэскизных проработок и расчетов, выполняемых специалистами по двигателю в тесном контакте со специалистами по ракете.
Как правило, двигатель разрабатывается для вполне определенного изделия, хотя в некоторых случаях существующий двигатель (иногда с небольшими переделками) используется на вновь создаваемом объекте.
Техническое задание на двигательную установку содержит все общие требования к ракете, сформулированные применительно к двигательной установке (надежность, условия эксплуатации, хранения и т.п.), и конкретные требования по энергетическим, габаритным, весовым и конструктивным параметрам двигателя.
В ТЗ на двигатель указываются следующие основные требования.
1. Назначение двигателя и его состав.
2. Компоненты топлива: их наименование, номера технических условий на них, расчетные удельные веса при рабочей температуре.
41
3. Характеристики условий эксплуатации:
диапазон изменения температуры и давления окружающей среды, а также компонентов топлива;
величины продольных и поперечных перегрузок;
условия транспортировки;
условия длительного хранения.
4. Количественные характеристики надежности: величина ожидаемой надежности при заданной доверительной вероятности.
5. Основные параметры двигателя:
а) Компоновочная схема двигательной установки и ее основные особенности:
число камер (автономных двигателей) двигательной установки;
тип системы топливоподачи;
способ крепления двигателя к изделию (наличие рамы в случае поворотных камер — угол поворота);
система регулирования двигателя в полете;
способ запуска (источник запуска, количество запусков);
способ выключения (в одну или две ступени, необходимость дренажа и продувки);
параметры агрегатов наддува баков (при газогенераторном наддуве);
тип органов управления полетом ракеты и их параметры.
б) Тяговые характеристики двигателя:
тяга на номинальном режиме и пределы ее изменения
давление в камере и диапазон регулирования его в полете;
величины предельных отклонений тяги отдельных камер от номинальной в многокамерном двигателе;
удельный импульс на номинальном и дроссельном режимах;
соотношение компонентов топлива и диапазон регулирования его в полете.
в) Характеристики запуска и выключения:
время выхода на режим номинальной тяги;
время спада тяги;
величина импульса последействия.
42
г) Предельные весовые и габаритные характеристики двигателя:
вес (сухой и залитый) двигателя;
длина;
ширина или диаметр.
д) Характеристики вспомогательных источников энергии и силовых устройств.
6. Руководящие документы по разработке документации.
Кроме перечисленных могут включаться и другие требования, определяемые спецификой разрабатываемого объекта.
На основании ТЗ разрабатывается эскизный проект. Он имеет целью выбор и обоснование оптимальных параметров, схемных и конструктивных решений, а также реальности требований технического задания.
В ходе эскизного проектирования выполняются все необходимые расчеты (тепловые, гидравлические, газодинамические, прочностные) агрегатов и узлов двигателя, ведется конструктивная разработка их и компоновка двигательной установки, разрабатываются основные вопросы технологии производства и методы контроля.