Основы проектирования РН Куренков
.pdf- средняя сила тяги -10500 kH.
Топливо двигателя – твердое, смесевое, с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Корпус двигателя – семисекционный, односопловой. В качестве конструкционного материала для корпуса был принят стеклопластиковый вариант. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольнопоперечной намотки.
Основную сложность в освоении такого двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Поэтому решение было принято в пользу ускорителей на жидких компонентах топлива.
10.4. Компоновка переходных отсеков
Компоновочные схемы переходных отсеков между ступенями ракеты-носителя определяются схемой разделения ступеней.
10.4.1.Схема с холодным разделением
Вэтом случае следует предусмотреть установку тормозных ракетных двигателей твердого топлива на отделяемом ракетном блоке и ускоряющих РДТТ на ракетном блоке, маршевые двигатели которого должны запускаться. Ускоряющие РДТТ необходимы для обеспечения начального ускорения и прилива топлива к заборным устройствам перед запуском маршевых двигателей.
На рис. 10.21 представлена схема сил, действующих на ракетные блоки, и диаграмма изменения этих сил во времени с учетом переходных процессов. На рисунке введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок первой ступени; 2 - тормозной двигатель первой ступени; 3 - вторая ступень, 4 - ускоряющий двигатель второй ступе-
ни; t1 ,t2 ,...,ts - соответствующие моменты времени.
231
|
|
|
|
P2 |
|
|
|
|
|
|
P1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
3 |
Pу |
4 |
|
1 |
|
|
|
Pт |
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
P |
|
P1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
Pт |
|
|
P |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
у |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
P2 |
|
|
|
|
t |
t |
2 |
t3 |
t |
4 |
t5 |
t6 |
t7 |
t |
t |
|
|
1 |
|
|
|
|
|
8 |
|
||||
|
|
Рис. 10.21 Схема и диаграмма сил, действующих |
||||||||||
|
|
на ракетные блоки при холодном разделении |
|
|||||||||
Переходным отсеком при этой схеме разделения может служить |
||||||||||||
оболочка хвостового отсека второй ступени, которая должна сбрасы- |
||||||||||||
ваться либо вместе с отделением блока первой ступени ракеты- |
||||||||||||
носителя, либо вскоре после его отделения (рис. 10.22). |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
На этом рисунке введены сле- |
|||||
|
|
|
|
|
дующие обозначения: 1 - ракетный |
|||||||
|
|
|
|
1 |
блок верхней ступени; 2 - переход- |
|||||||
|
|
|
|
ный отсек; 3 - ракетный блок нижней |
||||||||
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
ступени; 4 - ракетный двигатель |
|||||||
|
|
|
|
|
твердого топлива для создания на- |
|||||||
|
|
|
|
4 |
чальной перегрузки при запуске ос- |
|||||||
|
|
|
|
новного двигателя. Тормозные двига- |
||||||||
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
2 |
тели |
нижней |
ступени |
не показаны |
||||
|
|
|
|
|
(так как они располагаются, как пра- |
|||||||
|
|
|
|
3 |
вило, в нижней части ракетного бло- |
|||||||
|
|
|
|
ка). |
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Рис. 10.22. Схема переходного |
|
|
Достоинством схемы с холод- |
|||||||||
ным разделением является отсутствие |
||||||||||||
отсека с холодным разделением |
||||||||||||
относительно |
тяжелых |
теплозащит- |
||||||||||
|
|
|
|
|
||||||||
232 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ных экранов, предотвращающих повреждение днища бака или приборного отсека ракетного блока нижней ступени при запуске маршевого двигателя верхней ступени ракеты-носителя. Недостатком такой схемы является начальный этап полета верхней ступени как бы в невесомости, так как необходимо применять конструктивные меры для обеспечения надежности безударного разделения и запуска двигателей в невесомости.
Схемы с холодным разделением ранее были характерны для РН США, например, РН «Сатурн-V».
10.4.2. Схема с горячим разделением
В случае выбора схемы с горячим разделением тормозные РДТТ не нужны, так как маршевый двигатель верхней ступени запускается при работающем двигателе нижней ступени (перед окончанием его работы). На рис. 10.23 представлены схема сил, действующих на ракетные блоки при горячем разделении, и диаграмма изменения этих сил во времени с учетом переходных процессов.
|
P2 |
|
P1 |
|
|
||
|
2 1
P |
P1 |
|
P2
t1 |
t2 |
t3 |
t4 |
t5 |
|
t |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Рис. 10.23. Схема и диаграмма сил, действующих на ракетные блоки при горячем разделении
На этой схеме цифрами обозначены: 1 - ракетный блок первой ступени; 2 - ракетный блок второй ступени. Моменты времени
233
t1 ,t2 ,..., ts соответствуют началу или окончанию включения или вы-
ключения каждого из двигателей.
Переходный отсек может быть выполнен в виде ферменной конструкции (рис. 10.24, а) или в виде подкрепленной обечайки с люками (так называемые «вышибные» окна), которые отбрасываются при повышении давления в переходном отсеке (рис. 10.24, б). На этих рисунках введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок верхней ступени; 2 - переходный отсек; 3 - ракетный блок нижней ступени; 4 - переходная ферма; 5 - теплозащитный экран; 6 - люки, открывающиеся газами двигателя.
Верхняя часть нижнего ракетного блока должна быть экранирована прочным теплозащитным экраном (отражателем), иначе огненная струя газов из сопла работающего двигателя может прожечь днище бака ракетного блока, расположенного ниже (или стенки приборного отсека), и разделение ракетных блоков будет нештатным. Для выхода газов срез сопла запускаемого двигателя должен отстоять от теплозащитного отражателя на некотором расстоянии.
|
1 |
1 |
|
|
2 |
4 |
6 |
5 |
|
|
3 |
|
3 |
а) |
б) |
|
Рис. 10.24. Схемы переходных отсеков с горячим разделением: а) с фермой; б) с люками
234
Расстояние lc между срезом сопла двигателя и защитным экраном определяется (рис. 10.25) из условия равенства суммарной
площади sc |
среза сопла двигателя, из которого истекают газы, и |
||
sc |
площади S |
бц |
боковой цилин- |
|
|
c |
|
Scбц
dc
lc
дрической поверхности, построенной на срезе сопла или на приведенной к кругу суммарной площади среза сопла, если двигатель многокамер-
ный, то есть Scбц sc . Учиты-
вая, что sc d c2 
4 , где d c - диаметр сопла двигателя, и
Рис. 10.25. Расчетная схема для оценки |
Scбц dc lc , можно получить |
|
|
|
|
длины переходного отсека |
lc 0,25dc . |
(10.16) |
Для определения длины переходного отсека необходимо добавить к расстоянию lc высоту защитного экрана (который определяет-
ся габаритами верхнего днища отделяемого ракетного блока) и размер выступа сопловой части двигателя (из донной защиты хвостового отсека верхней ступени ракеты-носителя, если он имеется).
Достоинством схемы с горячим разделением являются высокая надежность запуска маршевого двигателя ракетного блока верхней ступени (так как начальный этап его полёта не происходит в невесомости) и высокая надёжность самого разделения. Недостатком такой схемы является необходимость установки относительно тяжёлых теплозащитных экранов.
Схемы с горячим разделением ранее были характерны для РН
СССР, например, РН типа «Союз».
10.4.3.Схема с тёплым разделением
Вэтом случае разделение происходит с помощью управляющих двигателей верхней ступени. Кроме того, при недостаточной тяге
235
управляющих двигателей, а также для повышения надёжности средств отделения могут быть использованы тормозные РДТТ нижней ступени.
Схема сил, действующих на ракетные блоки при разделении с помощью управляющих двигателей верхней ступени, будет такая же, как и для холодного разделения (см. верхнюю часть рис. 10.18), а диаграмма действия сил по времени с учетом переходных процессов будет другая. Она представлена на рис. 10.26.
P P1
|
|
|
|
|
Pт |
|
P |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
у |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
P2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
t5 |
t6 t7 |
t |
|
|
t |
|
t |
t |
|
t |
|
|
|
|
|
|||||
2 |
|
t4 |
8 |
||||||||||
|
|
|
|
||||||||||
1 |
|
|
3 |
|
|
|
|
|
|
||||
Рис. 10.26 Схема и диаграмма сил, действующих на ракетные блоки при тёплом разделении
Переходным отсеком при этой схеме разделения могут служить оболочка хвостового отсека РБ верхней ступени или переходная ферма, которые должны сбрасываться либо вместе с отделением РБ нижней ступени, либо вскоре после его отделения. Схема переходных отсеков для «тёплого» разделения показана на рис. 10.27. На этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок верхней ступени; 2 - переходный отсек; 3 - ракетный блок нижней ступени; 4 - управляющий двигатель верхней ступени; 5 - переходная ферма; 6 - теплозащитное покрытие.
Теплозащитное покрытие предназначено для защиты днища бака или приборного отсека, если двигатель воздействует на него, от струи газов управляющих двигателей. Покрытие имеет относительно небольшую толщину (как правило, несколько миллиметров), наносится методом горячего прессования асбестовой ткани, пропитанной фенолформальдегидной смолой.
Схема с тёплым разделением сочетает в себе преимущества схем
сгорячим и холодным разделением:
-высокая надёжность разделения;
236
1 |
4 |
2 |
3 |
1 |
4 |
5 |
6 |
3 |
Рис. 10.27. Схема переходного отсека с тёплым разделением
-высокая надёжность запуска маршевого двигателя;
-отсутствие тяжёлого защитного экрана;
-минимальная длина переходного отсека в связи с отсутствием необходимости разнесения среза сопла двигателя и защитного экрана.
10.5. Компоновка приборных отсеков
Дополнительные требования к приборным отсекам
1.Минимальные габариты (в частности, длина).
2.Доступ к приборам во время эксплуатации ракеты-носителя (достаточное количество люков).
3.Возможность быстрой замены приборов.
4.Размещение части приборов в межбаковых отсеках.
Длина приборного отсека определяется по зависимости
4W
LПО ПО , (10.17)
D 2
где WПО - объем приборного отсека, рассчитанный по формуле (9.5).
Компоновочные схемы приборных отсеков представлены на рис. 10.28 и 10.29. На этих рисунках введены следующие обозначения: 1 - защитный экран; 2 - корпус приборного отсека; 3 - зона размещения приборов; 4 - днище бака; 5 - бак топливный; 6 - приборы; 7 - крышка
237
люка приборного отсека; 8 - элементы крепления стенки приборного отсека; 9 - несущая конструкция приборного отсека (подкрепленная обечайка); 10 - стенки приборного отсека.
|
1 |
А-А |
|
2 |
6 |
|
7 |
|
|
|
|
А |
А |
8 |
|
3 |
9 |
|
|
|
|
4 |
|
|
5 |
10 |
Рис. 10.28. Компоновочная схема приборного отсека с центральным силовым элементом
При компоновке приборных отсеков следует учитывать геометрию сопрягаемых отсеков (например, радиус днища бака, над которым расположен приборный отсек, внутреннее пространство защитного экрана и др.).
|
1 |
А-А |
|
2 |
9 |
|
|
10 |
А |
А |
|
|
7 |
7 |
|
|
|
|
4 |
|
|
5 |
6 |
|
|
Рис. 10.29. Компоновочная схема приборного отсека с главной и вспомогательными стенками
238
Схемы расположения приборов в межбаковых отсеках представлены на рис. 10.30. На этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - верхний бак; 2 - крышка люка; 3 - рама для установки приборов; 4 - зоны установки приборов; 5 - нижний бак.
|
1 |
4 |
А-А |
2 |
4 |
2 |
|
|
|
|
|
|
||
2 |
3 |
|
|
|
А |
|
А |
|
|
3 |
4 |
|
|
3 |
4 |
|
|
|
|
5 |
|
|
4 |
|
|
4 |
|
Рис. 10.30. Схемы расположения приборов в межбаковых отсеках
10.6. Компоновка космических головных частей
Дополнительные требования к переходным отсекам и головным обтекателям
1. Доступ к наиболее ответственным элементам полезной нагрузки во время подготовки ракеты-носителя к пуску.
2. Возможность термостатирования полезной нагрузки перед пуском.
3. Надёжная схема сброса головного обтекателя.
4. Возможность установки системы аварийного спасения при запуске пилотируемых кораблей.
Схемы компоновки космических головных частей и контейнеров полезной нагрузки приведены на рис. 10.31 и 10.32.
На этих рисунках введены следующие обозначения: 1 - головной обтекатель; 2 - верхний бак ракеты-носителя; 3 - переходник; 4 - полезная нагрузка; 5 - двигатель системы аварийного спасения; 6 - решётчатые стабилизаторы; 7 - ложемент системы аварийного спасения; 8 -контейнер полезной нагрузки; 9 - центральный блок РН.
239
а) |
б) |
в) |
Рис. 10.31. Схемы компоновки КГЧ:
а) КА «Зенит»; б) КА «Союз»; в) КА «Меркурий»
а) |
б) |
Рис. 10.32. Схемы компоновки КГЧ и контейнеров полезной нагрузки: а) блок орбитальной станции; б) полезная нагрузка РН «Энергия»
240