Основы проектирования РН Куренков

3.В промежутках между днищами должны устанавливаться датчики утечки компонентов топлива и должна быть предусмотрена продувка промежутка совмещенных днищ нейтральным газом.

4.Конструктивно возможно исполнение совмещенных днищ с герметизацией полости между ними и откачкой газов с помощью вакуумных насосов. В этом случае совмещенные днища функционируют с точки зрения теплоизоляции как сосуды Дьюара.

На рис. 10.13, а представлены варианты компоновки топливных отсеков первой ступени ракеты-носителя "Сатурн IВ" [19].

Рис. 10.13. Компоновочные схемы топливных отсеков нижних ступеней ракет-носителей «Сатурн IВ» [19] и «Н-1» [79]

У топливных отсеков, выполненных с отдельными баками, имеются достоинства и недостатки. К достоинствам следует отнести относительно малые габариты составных частей топливного отсека, что, во-первых, позволяет сделать стенки баков тоньше при обеспе-

221

чении достаточной прочности и, во-вторых, облегчает транспортировку его частей на космодром. К недостаткам следует отнести сложную и относительно тяжелую конструкцию соединительных элементов топливного отсека.

На рис. 10.13, б представлена компоновочная схема топливного отсека первой ступени ракеты-носителей: "Н-1" (блок А) [79]. К недостаткам такой схемы следует отнести неплотную компоновку топливного отсека и конструктивное исполнение баков в подвесном варианте, что требует наличие силового корпуса топливного отсека.

К достоинствам следует отнести меньшую толщину стенок сферических баков по сравнению с цилиндрическими и, следовательно, меньшую массу конструкции самих баков, а также меньшую поверхность испарения низкокипящих компонентов топлива. Сварка меньших толщин стенок сферических баков (по сравнению с толщинами стенок цилиндрических баков) более технологична. Кроме того, использование конических ракетных блоков различных габаритов позволяет создавать семейство РН различной грузоподъёмности.

На рис. 10.14 показаны фотографии сохранившихся частей РН «Н-1», которые установлены в парке жилого комплекса космодрома «Байконур».

Рис. 10.14. Части РН «Н-1» в жилом комплексе космодрома Байконур

Слева, на переднем плане, располагается донная защита шести центральных двигателей (перевёрнутая), а справа, на заднем плане, - сферический бак ракетного блока третьей ступени и тепловая защита бака окислителя ракетного блока второй ступени.

222

10.3.2. Компоновочные схемы топливных отсеков верхних ступеней

Как упоминалось, при малых объемах топливных баков, что характерно для верхних ракетных блоков ракет-носителей, компоновку хвостовых отсеков и компоновку топливных баков рассматривают совместно. Такие схемы представлены на рис. 10.15.

Рис. 10.15. Компоновочные схемы топливных и хвостовых отсеков ракетных блоков верхних ступеней ракет-носителей

10.3.3. Определение масс и объемов окислителя и горючего

Масса топлива считается известной из оптимального распределения масс по блокам ракеты-носителя.

Объем топлива ракетных блоков каждой ступени складывается из объема окислителя и объема горючего:

223

Кроме того, геометрические размеры баков зависят от конфигурации отдельных частей бака. На рис. 10.16 приведены три варианта днищ баков: полусферическое днище (а), днище в форме части поверхности сферы (б) и комбинированное днище, состоящее из части поверхности эллипсоида вращения (или тора) и части поверхности сферы (в).

Рис. 10.16. Формы днищ для баков цилиндрической формы

На этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - сферическое днище; 2 - цилиндрический бак; 3 - межбаковый или переходный отсек; 4 - сферический сегмент днища; 5 - часть днища в виде части поверхности эллипсоида.

У каждой схемы есть свои достоинства и недостатки. При реализации схемы а) получается тонкое днище, но высокий межбаковый отсек. При реализации схемы б) межбаковый отсек получается небольшим по высоте, но необходим мощный шпангоут и увеличенная толщина днища по сравнению с баком в форме полусферы. При реализации схемы в) необходима сложная технология изготовления.

Методику расчета геометрических характеристик бака рассмотрим на примере топливного отсека цилиндрической формы с днищами в виде части сферы. Схема для определения размеров бака представлена на рис. 10.17. Исходные данные для расчета: диаметр ба-

ка D , объемы окислителя WOк i и горючего WГ i

В первом приближении можно принять радиус днища равным диаметру бака, то есть R = D. При таком условии обеспечивается равнопрочность цилиндрической и сферической частей бака при одинаковых толщинах этих стенок.

225

Алгоритм определения длины цилиндрического бака

1. Определяется объём компонента топлива WКТ с поправкой на объёмы арматуры, магистралей и др. по формуле WКТ kамWОк i или

WКТ kамWГ i , где kам 1,03...1,05 - поправочный коэффициент.

2. Определяется высота сферической части днища h. Формулу для расчёта можно получить из геометрических соображений:

h R OA R R cos R 1 cos .

следующих равносильных формул, известных из геометрии:

226

Следует заметить, что из объема компонента топлива WКТ вычитается объем только одного днища (части сферы) Wсф , так как при

предварительных расчетах можно принять, что он топливом не заполнен и используется для организации наддува бака.

5. Находится длина цилиндрической части бака по формуле

Расчёты удобно проводить с помощью системы Excel. В качестве примера в табл. 10.2 представлены результаты расчета масс и объёмов компонентов топлива для ракетных блоков (РБ), а в табл. 10.3 – результаты расчёта геометрических размеров баков цилиндрической формы.

Таблица 10.2. Массы и объемы топлива

Если форма баков сложная, то расчет габаритов можно проводить методом последовательных приближений, задаваясь размерами бака и вычисляя его объем.

227

10.3.5. Особенности компоновки твердотопливных отсеков

Твердотопливные отсеки РН представляют собой, по сути, камеры сгорания больших габаритов, в которых располагаются твердотопливные заряды. Корпуса твердотопливных отсеков, в отличие от топливных отсеков с жидкими компонентами топлива, должны выдерживать большие внутренние давления и значительные тепловые потоки. Основные требования, предъявляемые к твердотопливным зарядам (не считая рассмотренных ранее: высокого удельного импульса, высокой плотности, малой стоимости и других требований, которые были рассмотрены в разделе 7), следующие.

1.Обеспечение заданной силы тяги двигателя (достигается за счет горения определенной площади поверхности заряда).

2.Небольшое изменение тяги в процессе работы двигателя (достигается за счет малого изменения общей площади горения твердотопливных зарядов).

3.Малая зависимость силы тяги (скорости горения) от начальной температуры твёрдотопливного заряда.

4.Малое воздействие высоких температур на силовой корпус двигателя.

5.Малая склонность к трещинообразованию в процессе длительного хранения и горения заряда.

6.Простота технологии изготовления и монтажа заряда.

Форма заряда в значительной степени влияет на значение силы тяги двигателя и изменение её в процессе горения заряда. Основная причина связана с изменением площади горения, как это схематично показано на рис. 10.18 для трех форм заряда.

Постоянство площади горения (требование 2) обеспечивается только при использовании схемы а). Однако она неприемлема из-за низкой тяги (не удовлетворяет требованию 1).

Из многочисленных возможных форм зарядов лишь немногие по своим характеристикам подходят для ракетных двигателей твердого топлива ракет-носителей.

На рис. 10.19 показаны формы заряда, при использовании которых обеспечивается большая площадь горения и тяга двигателя изменяется незначительно по времени.

228

Рис. 10.18. Влияние формы заряда на изменение силы тяги двигателя по времени

а

б

в

Рис. 10.19. Формы зарядов твердого топлива:

азаряд телескопической формы; б заряд с продольными щелями;

взаряд со звездообразным каналом

229

Чтобы исключить прямое воздействие горячих газов на стенку корпуса твердотопливного двигателя, его внутренние поверхности покрываются инертной бронировкой. В этом случае корпус можно делать из неметаллических материалов. Изготовление таких корпусов может быть обеспечено намоткой стекловолокна, пропитанного эпоксидной смолой, непосредственно на внешнюю поверхность топливного заряда [15].

При изготовлении твердотопливных ракетных блоков больших габаритов их корпуса, как правило, делают многосекционными, как это показано на рис. 10.20. На этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - днище с воспламенителем; 2 - секция РДТТ; 3 - бронировка зарядов.

Рис. 10.20. Компоновочная схема многосекционного твердотопливного двигателя

Многосекционные корпуса твердотопливных ракетных блоков используются на боковых ускорителях Спейс Шаттл.

В процессе создания РН «Энергия» рассматривался вариант с твёрдотопливными боковыми ускорителями, которые имели следующие характеристики [47]:

-максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;

-длина - 44,92 м;

-степень расширения сопла - 2,8;

-масса конструкции - 60 т;

-масса топлива - 460 т;

-масса снаряженного двигателя - 520 т;

-время работы на установившемся режиме полета - 124 с;

-полное время работы - 138 с;

-максимальное давление в камере сгорания – 6,8 МПа;

-удельный импульс - 2630 м/с;

230