Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)

2.      Находим приращение радиуса под действием нагрузки:

1=               2*10-3*              127 =                мм

2=               2,5*10-3*              127=    мм

3=              5*10-3*              127=    мм

4=               7,5*10-3*              127=    мм

5=               10*10-3*              127=   мм

6=               12,5*10-3*              127=   мм

7=               15*10-3*              127=   мм

8=               17,5*10-3*              127=   мм

9=               20*10-3*              127=   мм

10=               22,5*10-3*              127=   мм

3.      Определяем при заданных температурах:

При t1=500 0C     1/град

При t2=100 0C      1/град

Зная , находим Et - коэффициент температурного расширения:

Et1=0,0096500                                                        Et2=0,0009600

4.      Находим окружную деформация для каждой оболочки:

5.      Принимаем окружные  напряжения для каждой оболочки, согласно их температурам и деформации En по диаграмме деформирования стали ЭП53 и сплава БрХ08: (значения в Мпа)

6.      Находим давление в камере сгорания Рг.

7. Строим графики:

10. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.

Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропневмоклапаны 5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны горючего 17 и окислителя 7 открыты на предварительную ступень.

При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением 50±2 атм с предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается. Производится заполнение шаробаллона 13 газообразным азотом давлением 200 ±5 атм от наземной установки через обратный клапан 12.

При заправке баков ракеты компонентами топлива жидкий кислород заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив магистрали двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.

Перед запуском двигателя включается продувка форсуночной головки по линии горючего и пояса дополнительного охлаждения камере сгорания. Продувка осуществляется газообразным азотом, подаваемым с предыдущей ступени ракеты через обратные клапаны 3 и 34. В процессе продувки в камере сгорания лепестковой диафрагмой пирозажигательного устройства 2, установленного в критическом сечении, поддерживается определенное давление, обеспечивающее надежное воспламенение пиропатронов.

Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиропатроны пирозажигательного устройства. Одновременно подается напряжение на пироклапан запуска 14, и азот из шаробаллона через редуктор давления поступает в управляющую систему двигателя.

Через 0,8 сек после воспламенения пиропатронов подается напряжение на электропневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляющей полости клапана окислителя 7, клапан открывается на предварительную ступень и удерживается в этом положении разрывным болтом; отсечной клапан горючего 32 открывается при поступлении азота в управляющую полости. Одновременно с командой на открытие топливных клапанов (мембраны принудительного прорыва 4 и 42) прекращает продувка камеры сгорания с предыдущей ступени ракеты. Компоненты топлива поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель выходит на режим предварительной ступени.

Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется пороховая шашка газогенератора. Пороховая шашка при своем сгорании обеспечивает раскрутку турбины 22, а также создает необходимый тепловой импульс для начала процесса термического разложения НДМГ в газогенераторе 25. В конце горения пороховой шашки подаете напряжение на электропневмоклапан 8, управляющий клапаном 29. При открытии клапана 29 горючее подходит к обратному клапану 24, одновременно прекращается перепуск горючего в бак ракеты.

При снижении давления пороховых газов горючее, открывая обратный клапан 24, поступает в газогенератор и разлагается, обороты турбонасосного агрегата увеличиваются. С увеличением давления компонентов топлива за насосами клапаны горючего 17 и окислителя 7 открываются на главную ступень (клапан окислителя резко открывается после разрушения разрывного болта). При повышении давления газов в камере сгорания происходит выброс пирозажигательного устройства.

При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кислород через обратный клапан 15 поступает в испаритель 23, где испаряется засчет тепла отработанных газов турбины и идет на наддув бака окислителя. Наддув бака горючего осуществляется продуктами разложения НДМГ, которые отбираются после газогенератора и балласти­руются жидким горючим в смесителе 20.

Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40. Не­обходимый для управления полетом момент сил создается перераспреде­лением расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла при помощи заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.

При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31, одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 и все пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закры­ваются. Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель выключается.

11. Описание конструкции двигателя по разрезу, представленному в графической части.

Камера сгорания (КС) выполнена в виде паяно- сварной неразъемной конструкции и состоит из форсуночной головки 1 и нижней части, включающие среднюю часть 2 и две секции сопла.

Форсуночная головка состоит из 37 центробежных двухкомпонентных форсунок и 24 центробежных  однокомпонентных жидкостных форсунок горючего для охлаждения паяного шва и огневого днища. Расположение форсунок концентрическое с переменным шагом: а=28 мм для двухкомпонентных, и а=20 мм для однокомпонентных. Применение двухкомпонентных форсунок обеспечивает смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в КС, что приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и уменьшению объема КС.

Скрепление наружного днища с внутренним и средним выполнено с помощью форсунок штырей. Проточная часть форсунок штырей не отличается от основных форсунок.

Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован сваркой по огневой стенке, а также по опорному и биметаллическо­му кольцам .

В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы мо­гут самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все детали полости окислителя форсуночной головки выполнены из ста­ли или бронзы. Для стыковки стального корпуса головки с рубаш­кой средней части, выполненной из титанового сплава, предусмот­рено биметаллическое кольцо. Кольцо состоит из внут­ренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между со­бой твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе, имеющей круглый профиль, а также по круговым торцовым шипам. Так как паяное соединение биметаллического кольца недостаточно пластично то осевые и радиальные нагрузки, возникающие при ра­боте камеры, воспринимаются резьбой и круговыми шипами, припой же-предназначен только для герметизации соединения.