УСТРОЙСТВА СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ УСИЛИЙ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

1.3.3 УСТРОЙСТВА СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ УСИЛИЙ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

В ракетах и ракетных двигателях на твердом топливе наибольшее распространение получили следующие устройства и способы создания управляющих усилий.

1. Поворотные сопловые системы, к ним относятся: одно или четыре поворотных сопла (между камерой и соплом – разъем с уплотнением , см.рис.1.1), блок верньерных (управляющих) двигателей.

2. Сопловые насадки, а именно: поворотная выходная секция сопла, кольцевой сферический руль – дефлектор (рис.110) и выдвижной управляющий щиток.

3. Струйные органы изменения направления тяги: впрыск жидкости или вдув газа в закритическую часть сопла (рис. 1.11).

4. Газовые рули (четыре или три).

5. Неподвижные рулевые сопла (например, для управления по крену).

Основная задача этих устройств – создание управляющих корректирующих моментов по трем осям ракеты: тангажу, рысканию и крену. Нагрузка на органы управления неравномерна по траектории полета частности, высокие требования к органам управления предъявляются на атмосферном участке полета, на участках разделения ступеней.

Создание боковых сил P сопровождаются изменениями осевой тяги и затратами энергии на работу рулевого привода, управляющего положением устройств.

Рис. 1.10 Схема обтекания дефлектора:

1 – точка отрыва потока; 2 – косой скачок; 3 – скачок уплотнения; 4 – граница потенциального течения.

Боковая управляющая сила, осевая тяга и нагрузка на привод изменяются в зависимости от положения сопла и насадка, от расхода вещества во вторичной струе.

Сравнение эффективности различных устройств можно провести по результатам баллистического анализа ракеты. В табл. 1.20 приведены соответствующие данные по ряду устройств для мощной транспортно-космической ракеты при одинаковом уровне потребных управляющих сил.

Характеристики газового руля (c, шарнирный момент) и других устройств уточняются агрегатными и огневыми стендовыми испытаниями с учетом конкретной компоновки и взаимодействия материалов с продуктами сгорания твердого топлива.

Боковая сила, возникающая при вдуве (впрыске) газа(жидкости) в закритическую часть сопла, складывается из реактивной силы этой струи и равнодействующей силы давления на стенку сопла в области взаимодействия струи с основным потоком в сопле.

Источником газа для вдува может быть автономный ГГ или ГГ, сообщающийся с предсопловым объемом РДТТ (рис. 1.12). В этих случаях топливо ГГ выбирается так, чтобы не подвергать клапаны системы вдува чрезмерным тепловым нагрузкам и почти исключить конденсированную фазу в продуктах сгорания (налипание которой приводит к увеличению шарнирного момента при перемещении клапана). Газ для питания системы вдува может так же отбираться из предсоплового объема РДТТ.

Рис. 1.11 Схема взаимодействия основного потока и вдуваемой в сопло струи газа (а) и профили возмущений давления (б):

1 – передняя граница отрывной области; 2 – линия растекания; 3 – отверстие вдува; 4 – линия отрыва потока из-за повышения давления при присоединении вдуваемой струи к стенке.

Таблица 1.20

Устройства создания управляющих усилий

Устройство и способ создания управляющего усилия

Боковая управляющая сила

Потери тяги

Потери массы полезной нагрузки, %

Газовый руль

Поворотное сопло

Выдвижные щитки

Вдув газа (из камеры)

c

P sin

K

K>1

- c

-

2,4

0,0

1,4

0,5

________________

* Коэффициенты подъемной (управляющей) силы c и сопротивления с газового руля зависят от угла атаки, профиля (с учетом затупления передней кромки), размаха и параметров потока продуктов сгорания (F-площадь газового руля).

** Управление по крену с помощью дополнительных устройств.

*** Всего восемь щитков; для управления по крену рабочая поверхность скошена на 1…2.

Рис. 1.12 Схема РДТТ с системой вдува газа в сопло (а) и схема системы впрыска жидкости в сопло (б):

1 – отверстие в перегородке между предсопловым объемом и камерой; 2 – заряд низкотемпературного топлива; 3 – регулятор расхода газа; 4 – пороховой аккумулятор давления; 5 – регулятор давления; 6 – бак с фреоном; 7 – коллектор подачи фреона для впрыска.

В качестве жидкостей для впрыска в закритическую часть сопла нашли применение фреон-12 (третья ступень ракеты «Минитмен» см. рис. 1.12, б) и четырехокись азота, впрыск которой осуществляется в два РДТТ, работающие одновременно с ЖРД в составе первой ступени ракеты «Титан-3С». Всего имеется по шесть форсунок в каждом квадранте, расположены они в сопле(d=2,71м) в сечении d=1,8м; в полете непрерывно определяется N, который сливается через все        24 форсунки, не создавая боковой силы и незначительно увеличивая осевую тягу; удельный импульс впрыскиваемой N100м/с; К=0,95.

Поворотное сопло (см. рис. 1.1) обеспечивает отклонение струи в результате поворота на угол до 10, присоединяется к корпусу с помощью гидравлического или гибкого уплотнения. При этом необходимо обеспечить приемлемый шарнирный момент. В общем виде шарнирный момент определяется зависимостью

М_ш =М_ПОЗ (5) + М(8) ±М_т (в) + Л/тр,

где Мпоз(б) - позиционный шарнирный момент, пропорциональный углу поворота органа управления 5; он связан с несовпадением центра давления газодинамических сил с осью вращения (определяется силами упругого сопротивления гибких связей, например, уплотнения поворотной части сопла относительно неподвижной); М() — группа моментов, зависящих от угловой скорости движения органа управления, в которую входят моменты внешнего демпфирования (сопротивления внешней среды повороту); М) - инерционный момент, возникающий из-за наличия углового ускорения при движении органа управления; М — суммарный момент трения, образующийся в шарнирных узлах и сочленениях.

Поворотные сопла (а также поворотные секции) требуют мощных приводов. Одним из существенных преимуществ таких устройств управления является высокий коэффициент качества:

К==tg(90-),

— угол поворота сопла. Для небольших диапазонов изменения a (6...8°) зависимость управляющей силы от угла поворота сопла практически получается линейной.

В сопле с поворотной секцией соединение частей осуществляется в зоне меньших давлений и температур, чем у поворотного сопла. Уплотнение  соединений осуществляется с помощью эластичной диафрагмы.

Кольцевые рули практически не создают шарнирного момента, так как силы проходят через ось вращения. Для повышения устойчивости характеристик кольцевого руля на конце его выполняется цилиндрический поясок шириной h (0,02...0,04)D_a.

Введение пояска приближает зависимость управляющей силы от угла поворота к линейной. В нейтральном положении потерь тяги нет. В кольцевом руле боковая сила создается вследствие повышения давления на внутренней, вдвинутой в поток поверхности кольцевого руля и примыкающей части раструба (см. рис. 1.10).

Основными составляющими шарнирного момента для кольцевого руля являются газодинамический позиционный момент М_пог(8) и момент трения Mjp.

Газодинамический позиционный момент М_поз(, где с₃ — опытный коэффициент, зависящий от угла поворота руля и ширины пояска.

Момент трения М =fP_pr, где f - коэффициент трения в опоре; P — реакция в опоре; r - радиус опоры.

Шарнирный момент газового руля

МFb,

где b - средняя аэродинамическая хорда газового руля; М;

h -  расстояние от центра давления до оси вращения.

1.3.4. ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

Система воспламенения (рис. Д .13) включает в себя:                     первичный источник тепловой энергии;                                                        устройство, формирующее и направляющее горячий поток;      воспламенительное устройство (ВУ), обеспечивающее воспламенение заряда твердого топлива.

В качестве первичных источников тепловой энергии в системах воспламенения наиболее широкое применение получили электрозапалы или пиротехнические патроны. Они имеют мостик накаливания, находящийся внутри инициирующего заряда. Инициирующий заряд представляет собой навеску дымного пороха или специального пиротехнического состава (например, гранулированный бездымный порох 50 %, соли свинца 25 %, перхлорат калия 25 %). В процессе сгорания инициирующего заряда давление в пиропатроне достигает 5…15 МПа, а общее время работы I'от момента подачи тока на мостик накаливания — 10...1,5 • 10² с.

Горячий газ, возникающий при вспышке инициирующего заряда, по направляющему устройству поступает к ВУ. Направляющие устройства в основном представляют собой полые трубки различных конструкций с диаметром канала 5 ...10 мм и длиной 50...200 мм.

ВУ состоит из корпуса, первичного воспламенительного состава, основного воспламенительного состава, элементов крепления. Для крупногабаритных РДТТ в качестве ВУ применяют пусковые двигатели.

Конструкция корпуса ВУ должна удовлетворять следующим основным требованиям.

|1. Корпус должен быть достаточно прочным, чтобы не разрушиться от внутреннего давления со взрывом, сохранить свою конструкцию до конца работы ВУ и сгореть во время горения топливного заряда. В РДТТ многоразового использования ВУ не сгорает.

2. Конструкция корпуса должна герметизировать расположенный в
нем пиротехнический состав во время хранения, транспортировки и эксплуатации воспламенителя.

3. Конструкция корпуса должна обеспечивать амортизацию ударных нarpyзок, действующих на воспламенительный состав при эксплуатации ВУ.

При сгорании пиротехнического состава в ВУ развивается давление до 1…З,0, МПа. Через многочисленные отверстия в корпусе после разрушения обтюрирующей оболочки происходит истечение газов в свободный объем камеры сгорания РДТТ.

Суммарная площадь отверстий для истечения газов (= 1) определяется исходя из максимального давления, допускаемого прочностью корпуса.

В малогабаритных РДТТ применяются ВУ замкнутого объема, так называемые коробчатые воспламенители. Коробчатый воспламенитель состоит из небольшого металлического или пластмассового корпуса, в котором находятся электрозапал и воспламенительный состав. В качестве воспламенительного состава используется гранулированный дымный порох, пиротехнические смеси.

Рис.   1.13.  Воспламенительное устройство РДТТ:

1 - первичный источник горячих газов; 2 - направляющее устройство; 3 - заряд пиротехнического топлива (в таблетках); 4 — герметизирующая оболочка ВУ;    5 - корпус ВУ; 6 - промежуточный заряд

Для воспламенения зарядов крупногабаритных двигателей основной воспламенительный заряд выполняется из быстрогорящего твердого топлива (рис. 1.14). Поток продуктов сгорания формируется сопловым насадком и направляется на заряд РДТТ. Учитывая малое время горения воспламенительного состава (0,1...0,3 с), конструкцию его заряда выполняют с развитой поверхностью горения.

Масса воспламенительного устройства с зарядом из таблеток пиротехнического топлива (см. рис. 1.13) в первом приближении пропорциональна средней поверхности горения твердотопливного заряда (S ): т2,2W²^/3, где m_ву измеряется в кг, a W В м³.

Расход из воспламенительного ГГ (см. рис. 1.14) пропорционален расходу из РДТТ на установившемся режиме работы: m_ву  0,084m.

Рис. 1.14. Воспламенительное устройство с многоканальной шашкой твердого топлива:

1 - корпус; 2 - каналы; 3 — заряд быстрогорящего высокоэнергетического твердого топлива; 4 -отверстия; 5 — пирозапал; 6 — фланец; 7 — каучуковая лента.

1.3.5. УЗЕЛ ОТСЕЧКИ ТЯГИ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

С целью обеспечения заданной дальности и точности полета баллистических ракет на твердом топливе осуществляется отсечка тяги последней ступени.

Отсечка (выключение, реверс, обнуление) тяги может быть осуществлена различными способами:

1)  открыванием дополнительных сопел - головных (рис. 1.15)
или боковых;

2)  отделением части двигателя;

3)  гашением заряда в результате:

    а) открывания дополнительных сопел;

    б) впрыска охладителя в ракетную камеру;

    в) впрыска охладителя после вскрытия дополнительных сопел;

4)   использованием подвижных механических реверсивных устройств;

5) отделением работающей основной двигательной установки путем
запуска тормозных двигателей, сообщающих работающему основному
двигателю кратковременный и сильный толчок в обратном направлении
и в сторону.

Возможна также отсечка тяги РДТТ с помощью комбинации каких-либо из перечисленных способов.

Основные требования к системе отсечки тяги РДТТ баллистических ракет состоят в том, чтобы обеспечить:

определённый  тормозной импульс последней ступени ракеты;

минимальный разброс конечной скорости;                                                        возможность стрельбы в определенном диапазоне изменения дальности.

При этом продукты сгорания топлива, истекающие из отсечных отверстий, не должны возмущать отделившуюся головную часть.

Первое требование реализуется подбором площади проходных сечений отсечных сопел с учетом наклона их к оси ракеты. Для надежного отделения головной части необходимо, чтобы суммарная противотяга от всех отсечных сопел была примерно на 10 % больше тяги основного сопла.

Рис. 1.15. Отсечка тяги РДТТ открыванием дополнительных головных сопел (я) или отделением сопловой части (б):

1 - раструб; 2 — детонационный шнур; 3 — крышка узла отсечки; 4 - теплозащитное покрытие; 5 - корпус РДТТ; 6 – электродетонатор

Минимальный разброс конечной скорости обеспечивается конструкцией узла отсечки тяги, предусматривающей его быстрое вскрытие взрывным способом (подрыв пироболтов или детонирующих зарядов), а также применением двухступенчатой отсечки тяги РДТТ. Такая система основана на последовательном вскрытии реверсивных сопел с определенным временным интервалом.

Для уменьшения возмущения воздействия продуктов сгорания топлива, истекающих из отсечных сопел на отделившуюся головную часть, отсечное сопла располагают на переднем днище под углом к оси ракеты. Возможность стрельбы в определенном диапазоне изменения дальности обеспечивается конструкцией заряда. Возможны варианты расположения узлов отсечки тяги на боковой поверхности РДТТ.

Рис. 1.16. Выключение тяги РДТТ перемещением сопла по коническим болтам:

а — до выключения тяги; б - после выключения тяги; 1 - сопловая часть корпуса; 2 — конический болт; 3 - разрывной болт (условно показан один); 4 - фланец сопла.

На схеме, приведенной на рис. 1.16, отсечка тяги РДТТ основана на перемещении сопла по коническим болтам, выступающим за сопловой фланец и имеющим более широкую часть на заднем конце. На маршевом режиме сопло удерживается частично из-за плотной посадки на конических болтах, частично пироболтами. После срабатывания пироболтов по команде на обнуление тяги сопло отодвигается по коническим болтам на некоторое расстояние. Происходит их протяжка через отверстия во фланце, сопло останавливается, и в сопловой части корпуса образуется большое окно, площадь которого превышает площадь критического сечения сопла в несколько раз. Время перемещения сопла порядка (1...2) 10² с, расстояние примерно 20 см. Часть газов, вытекающих через это большое окно, тормозится на скошенном сопловом фланце и тем самым создает некоторое усилие, направленное назад. После опорожнения двигателя заряд гаснет.

Такой способ отодвигания сопла с постоянным его торможением на конических болтах почти не приводит к увеличению осевых перегрузок в период отсечки.

содержание   .. 1 2 3 4 5 6 7     ..