- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
Конструкция ЖРДМТ и его элементов определяется техническими требованиями и условиями работы.
Проектирование ведется с использованием следующих принципов:
1. Проектирование всех элементов с большим запасом.
Особенно это относится к наиболее уязвимым элементам - камере сгорания и электроклапанам. Например, двигатель причаливания и ориентации тягой 2,5 кгс пилотируемого космического корабля серий «Союз Т», «Союз ТМ» и «Союз ТМА» имеет требование в техническом задании по суммарному ресурсу огневой работы в течение 2500 с. Однако, при проектировании в двигатель установили камеру сгорания, отработанную на ресурс 25000 с, т.е. на порядок больше.
Этот же двигатель имеет требование по количеству включений 10000. Применяемые же в двигателе электроклапаны имеют гарантийный ресурс включений 300000, т.е. существует 30-кратный запас по количеству включений.
2. Использование принципа самоустранения дефектов элементов конструкции, которые подвергаются повреждениям в процессе эксплуатации. Например, в приведенном выше двигателе электроклапаны имеют уплотнение «фторопласт по металлу». При попадании под запорный элемент электроклапана посторонней частицы происходит ее «вбивание» во фторопласт, при этом герметичность клапана сохраняется.
3. Использование принципа самовосстановления материалов. Например, в двигателе камера сгорания покрыта жаростойким дисилицидным покрытием. Возникающие при эксплуатации микротрещины покрытия «залечиваются» жидким кремнием, входящим в состав покрытия. Происходит самовосстановление материала покрытия.
4. Принцип упрощения конструкции, уменьшение количества составных частей и, особенно, подвижных элементов. Уменьшение числа стыков, способных к разгерметизации.
5. Учет, анализ и принятие мер, предотвращающих возникновение ситуаций, ведущих к отказу.
6. Разработка методов наиболее полного контроля качества двигателя на всех этапах изготовления, сборки и испытания.
7. Разработка комплексной программы экспериментальной отработки, максимально приближенной к программе летных испытаний.
14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
Объем приведенных ниже расчетов примерно соответствует расчетам, выполняемым на стадии эскизного проектирования, когда определяются принципиальная возможность выполнения технического задания, облик и основные характеристики ракетного двигателя, оцениваются условия и возможности его наземной отработки.
Эскизный проект разрабатывают с целью установления принципиальных (конструктивных, схемных и др.) решений двигателя, дающих общее представление о принципе его работы и устройства. На стадии эскизного проектирования рассматривают варианты двигателя и (или) его составных частей. Эта стадия предшествует стадиям технического проектирования и выпуска рабочей конструкторской документации при реальном проектировании ракетного двигателя.
На этапе эскизного проектирования техническое задание головным предприятием-разработчиком двигательной установки (или головным подразделением-разработчиком) обычно выдается в виде исходных данных, в которых «головником» задаются состав проектируемого ЖРДМТ, его основные номинальные параметры и условия работы. Например, исходные данные могут быть представлены в виде:
«ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ»
на разработку жидкостного ракетного двигателя малой тяги комбинированной двигательной установки (КДУ) объекта