Конструкция

и проектирование

комбинированных

ракетных двигателей

на твердом топливе

Под общей редакцией

д-ра техн. наук В.А. Сорокина

Издание второе, переработанное и дополненное

Допущено Учебно-методическим объединением вузов

по университетскому политехническому образованию

в качестве учебника для студентов

высших учебных заведений, обучающихся по направлению

подготовки бакалавров и магистров «Авиационная

и ракетно-космическая техника», специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей»

направления подготовки дипломированных специалистов «Двигатели летательных аппаратов»

Москва 2014 УДК 629.7.036.22.001(075.8) ББК 68.52 К65 Авторы:

Б.В. Обносов, В.А. Сорокин, Л.С. Яновский, Д.А. Ягодников, В.П. Францкевич, Н.П. Животов, Е.В. Суриков, Г.Г. Кобко, М.А. Тихомиров, М.С. Шаров Рецензенты:

кафедра «Конструкция и проектирование двигателей летательных аппаратов» Московского авиационного института (национального исследовательского университета) (заведующий кафедрой д-р техн. наук, проф. Ю.А. Равикович);

д-р техн. наук, проф. Г.Н. Амарантов Конструкция и проектирование комбинированных ракетных К65 двигателей на твердом топливе : учеб. / [Б. В. Обносов и др.] ; под общ. ред. В. А. Сорокина. – 2-е изд., перераб. и доп. – М. : Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. – 303, [1] с. : ил.

ISBN 978-5-7038-3984- Изложены основы комплексного проектирования и экспериментальной отработки комбинированных ракетных (ракетно-прямоточных) двигателей на твердом топливе. Центральное место в книге занимает методология расчетно-конструкторской разработки двигателей различных схем для выбора базовой компоновки на этапе технического предложения. Приведены конструктивно-компоновочные схемы и конструкции узлов комбинированных двигателей.

Для студентов старших курсов и аспирантов авиа- и ракетостроительных специальностей высших технических учебных заведений, научных работников и инженеров, занимающихся разработкой, проектированием и испытаниями высокоскоростных летательных аппаратов и комбинированных ракетных двигательных установок на основе ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе.

УДК 629.7.036.22.001(075.8) ББК 68. © Оформление. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, ISBN 978-5-7038-3984-3 Предисловие ко второму изданию Вышедшее в 2012 г. учебное пособие «Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе» явилось отражением возникшей в начале XXI века потребности в наличии научных и инженерно-технических кадров, способных реализовать на практике задачи разработки реактивных двигательных установок для перспективных летательных аппаратов. В это же время в ведущих высших учебных заведениях России, в частности Московском государственном техническом университете им. Н.Э. Баумана, Московском авиационном институте, Пермском национальном исследовательском техническом университете и других началось обучение студентов по дисциплине «Авиационная и ракетно-космическая техника», направленное на формирование у выпускников как общепрофессиональных, так и профессионально-специализированных компетенций, обеспечивающих способность выполнять расчеты параметров рабочего процесса, напряженно-деформированного и теплового состояния, а также осуществлять конструирование деталей, узлов и элементов ракетных-прямоточных двигателей на твердом топливе.

Содержащийся в первом издании информационный и методический материал был использован базовыми кафедрами указанных высших учебных заведений в процессе разработки учебнометодических комплексов и основных образовательных программ, включающих в себя программы дисциплин, методические указания и руководство по решению задач; создания наглядных пособий, раздаточных материалов, электронных обучающих средств, контрольно-измерительных материалов и др. В то же время не были в достаточном объеме рассмотрены вопросы, связанные с применением твердых топлив и оценкой их эффективности.

Учитывая данное обстоятельство, а также отзывы и рекомендации 4 Предисловие ко второму изданию научно-педагогических работников, авторы сочли необходимым при подготовке второго, исправленного и дополненного, издания включить в учебник дополнительную главу, содержащую фактический материал о составе, термодинамических характеристиках, а также перспективах использования твердых борсодержащих топлив в РПД. Кроме того, во втором издании были исправлены замеченные опечатки и неточности.

Предисловие В последние годы в нашей стране и за рубежом тактическое ракетное вооружение, наряду с ростом могущества и развитием систем управления и наведения, т. е. повышением эффективности использования вооружения в составе боевых комплексов, развивается по пути совершенствования двигательных установок на базе комбинированных ракетно-прямоточных двигателей (КРПД) на твердом топливе (ТТ) (далее комбинированный ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе (КРПДТ)).

В таких комбинированных двигательных установках (КДУ) благодаря интеграции разных двигателей наилучшим образом реализуются преимущества ракетных двигателей в стартово-разгонной ступени и высокие экономические показатели ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе (РПДТ) – в маршевой ступени.

Особенность КДУ заключается в том, что их разрабатывают в качестве интегрированной с ЛА системы, что предопределяет методологию их комплексного проектирования и экспериментальной отработки. Точность расчетов параметров рабочего процесса, геометрических, тягово-экономических характеристик и надежность создаваемых КРПДТ в значительной мере определяется степенью совершенства как теоретических основ и инженерных методов проектирования, так и экспериментальной отработки двигателей. Этот фактор обусловливает необходимость и актуальность развития научного, методического и инженерного обеспечения проектно-конструкторских работ по созданию КРПДТ.

В учебном пособии изложена методология расчетно-конструкторской разработки КРПДТ различных (возможных) схем с обоснованием выбранных массогабаритных параметров КДУ и ее составных агрегатов с описанием методов расчетных исследований дроссельных характеристик воздухозаборных устройств (ВЗУ), высотно-скоростных и тягово-экономических характеристик, прочноПредисловие сти основных силовых агрегатов конструкции в условиях аэродинамического и внутреннего нагрева и др.

Для иллюстрации выбора компоновки КРПДТ, удовлетворяющей требованиям технического задания, рассмотрены конструктивные схемы КДУ, различающиеся количеством, формой и местом расположения ВЗУ и других устройств, на примере ЛА класса воздух – воздух, к которым предъявляют наиболее жесткие требования к массогабаритным параметрам.

Сравнительный анализ различных компоновок КДУ выполнен на основе верифицированных расчетных методов и методов инженерного проектирования КРПДТ. Большой объем книги посвящен конструкциям КРПДТ и их агрегатов.

Авторы выражают благодарность коллективу кафедры «Конструкция и проектирование двигателей летательных аппаратов» Московского авиационного института (национального исследовательского университета) (зав. кафедрой – д-р техн. наук, профессор Ю.А. Равикович) и Главному конструктору ФГУП «Научно-исследовательский институт полимерных материалов» заслуженному деятелю науки РФ, д-ру техн. наук, профессору Г.H. Амарантову за большую работу по рецензированию рукописи.

Авторы считают необходимым выразить признательность коллегам, с которыми выполнялись отдельные исследования: сотрудникам ЦИАМ Н.П. Дулепову, канд. физ.-мат. наук В.А. Степанову и канд. техн. наук В.А. Виноградову, сотрудникам МКБ «Искра»

В.А. Любимову, Д.А. Ореханову, П.В. Никитину и Е.А. Стирину, принимавшим участие в выполнении работ при проектировании КРПДТ. Особую благодарность авторы выражают сотрудникам ГосМКБ «Вымпел»: Главному конструктору В.К. Елецкому и начальнику отдела двигательных установок В.Н. Афонину, чей опыт и знания были использованы при выполнении исследований в данной предметной области и подготовке рукописи к изданию.

В приложении приведены результаты расчетов термодинамических характеристик топлива стартово-разгонной и маршевой ступеней, коэффициентов расхода и восстановления полного давления разных компоновочных схем ВЗУ при разных углах атаки ЛА, результаты расчетов обтекания носового модуля с ВЗУ различных компоновочных схем.

Основные обозначения и сокращения БСРДТ – бессопловой ракетный двигатель на твердом топливе ВЗУ – воздухозаборное устройство ЗКС – защитно-крепящий слой ИПВРДТ – интегральный прямоточный воздушно-реактивный КДУ – комбинированная двигательная установка КРДТ – комбинированный ракетный двигатель на твердом КРПДТ – комбинированный ракетно-прямоточный двигатель на НДС – напряженно-деформированное состояние ПВРД – прямоточный воздушно-реактивный двигатель РДТТ – ракетный двигатель на твердом топливе РПДТ – ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе ТЗП – теплозащитное покрытие Fкр – площадь критического сечения сопла маршевого двигателя, м pэксп – эксплуатационное давление, Па теплоемкость удельная, Дж/(кг.K) коэффициент теплопроводности, Вт/(м.K); коэффициент скорости а – скорость звука в потоке в законе горения – скорость звука в критическом сечении акр (), (), (), (), q() – газодинамические функции – внутренняя энергия удельная, Дж/кг eвн Iу – удельный импульс тяги, м/с – молярная масса газовой фазы, г/моль z – массовая доля конденсированной фазы – угол атаки, градус; коэффициент избытка воздуха – коэффициент восстановления полного давления – стехиометрический коэффициент массовый Km – коэффициент динамической вязкости, вязкость, Н.с/м – первое главное напряжение, Н/м nв – коэффициент запаса прочности nэ – коэффициент эжекции

ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ

КОМБИНИРОВАННЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

1.1. Классификация комбинированных ракетных двигателей Развитие ракетного вооружения является радикальным средством повышения эффективности авиационных боевых комплексов, зенитно-ракетных систем и ракетно-артиллерийских комплексов, играющих определяющую роль в локальных конфликтах современности.

Отсутствие возможности существенного совершенствования ракетного вооружения за счет модернизации широко применяемых ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ), которые практически достигли предела своего совершенства, привлекает особое внимание к двигательным установкам, энергетические возможности которых могут быть улучшены за счет использования атмосферного воздуха. К наиболее перспективным для высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) с внутриатмосферной зоной эксплуатации относятся комбинированные двигатели с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД), которые включают в себя и ракетно-прямоточные двигатели на твердом топливе.

Возросший в настоящее время в нашей стране и за рубежом интерес к комбинированным ракетным двигателям (КРД) на основе ПВРД (РПДТ) и РДТТ обусловлен областью их применения (по высоте H и скорости полета в диапазоне изменения числа Маха M), в которой ПВРД наиболее экономичны по сравнению с ракетными и другими реактивными двигателями при достаточном уровне удельного импульса тяги Iу (рис. 1.1, 1.2). Комбинированные ракетные двигатели позволяют значительно повысить скорость ЛА на конечном участке траектории полета, обеспечив ему сверх- или гиперзвуковую скорость. Скорость полета ЛА со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) находится в диапазоне изменения числа М = 1,5…3,5; с гиперзвуковым 50 Глава 1. Основные конструктивные элементы КРДТ необходимо обеспечить одновременную подачу напряжения питания на контакты соединителей Х6, Х7 длительностью не менее 0,03 с, а на контакты Х10, Х11 – в течение времени работы маршевого ГГ. При подаче напряжения питания на Х6 происходит срабатывание электровоспламенителя маршевого ГГ, а при подаче на Х7 – срабатывание электровоспламенителя механизма вскрытия заглушек ВЗУ. Одновременно напряжение питания должно поступить на ДД ГГ и на ДД ВЗУ1 – ВЗУ4, по выходным сигналам которых осуществляется регулирование расхода топлива маршевой ступени КДУ.

Вопросы и задания для самопроверки 1. Дайте определения следующим параметрам КРДТ:

удельный импульс тяги;

удельная тяга;

удельный расход топлива;

удельная масса двигателя.

2. Назовите основные термодинамические параметры циклов РПДТ и РДТТ.

3. Поясните зависимости параметров РПДТ от числа Маха и высоты полета.

4. Как атмосферные условия влияют на параметры РПДТ?

5. Изобразите схемы РПДТ и ПВРД на твердом топливе.

6. В чем заключаются преимущества и недостатки КРПДТ по сравнению с РДТТ?

7. Назовите уровень значений удельного импульса РПДТ и ПВРД и сравните его с таковым для ракетного двигателя.

8. Поясните классификацию комбинированных ракетных двигателей на основе РПДТ.

9. Изобразите и опишите схему КРПДТ с маршевой ступенью на основе РПДТ.

10. Какие схемы стартово-разгонных двигателей используют в КРДТ? В чем их преимущества и недостатки?

11. Что представляет собой бессопловой ракетный двигатель?

12. В чем преимущества и недостатки БСРДТ по сравнению с РДТТ?

13. Как изменяются геометрические и режимные параметры БСРДТ в процессе работы?

14. Опишите систему запуска стартово-разгонного и маршевого двигателей.

15. Опишите конструкцию маршевой ступени КДУ.

16. На каком принципе основана работа регулятора расхода топлива в ГГ маршевой ступени КДУ? Назовите типы приводов регулятора расхода топлива.

17. Опишите схему и работу регулятора расхода топлива маршевого двигателя с электроприводом.

18. Опишите схему и работу регулятора расхода топлива маршевого двигателя с пневмоприводом.

19. Для какой цели служит переходное устройство КДУ?

20. Назовите назначение и состав электрооборудования КДУ.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННЫХ

РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

2.1. Этапы разработки комбинированных ракетных двигателей Комбинированные ракетные двигатели на твердом топливе относятся к сложным техническим системам, поэтому их разработка ведется поэтапно.

Необходимое требование, обеспечивающее решение задачи создания двигателя, – соблюдение принципа системного подхода.

Системный подход означает, что КРПДТ рассматривают как систему, состоящую из множества взаимосвязанных частей, определяющих свойства и качество двигателя в целом. Вместе с тем проектируемый КРПДТ – часть более сложной системы ЛА, влияющая на нее. Системный подход реализуется с использованием системы автоматизированного проектирования (САПР) и интеллектуальной системы автоматизированного проектирования (ИСАПР).

Современная САПР содержит CAD-, CAM-, CAE-, PDM-подсистемы. Различные геометрические модели и чертежи строят с использованием CAD-подсистем. CAM-подсистемы позволяют моделировать технологический процесс изготовления элементов конструкции КРПДТ. С помощью CAE-подсистем проводят газодинамические, тепловые, прочностные и другие расчеты моделей элементов конструкции двигателя. PDM-подсистемы содержат базы данных и обеспечивают возможность управления процессами проектирования и поиска данных.

Интеллектуальную систему автоматизированного проектирования, базирующуюся на методах искусственного интеллекта, можно представить в виде нейронных сетей и различных систем: продукционных, фреймовых и др.

При разработке КРПДТ нового поколения важно гармонично совместить традиционный подход, основанный на нормативно-технических документах, с системами автоматизированного проектиГлава 2. Проектирование КРДТ Вопросы и задания для самопроверки 1. Опишите этапы и содержание работ по созданию КРПДТ нового поколения?

2. Что включено в техническое задание при проектировании 3. В чем заключается этап технического предложения при проектировании КРПДТ?

4. В чем заключается этап эскизного проектирования при создании 5. Какие виды технической документации разрабатывают на этапе рабочего проектирования двигателей?

6. Какие виды испытаний проводят в процессе проектирования двигателей?

7. Назовите основные возможные конструктивные схемы КРПДТ.

8. Какие основные исходные данные необходимы при разработке комбинированного ракетного двигателя для ЛА класса воздух – воздух?

9. Перечислите основные массогабаритные характеристики КДУ на твердом топливе.

10. Перечислите основные требования, предъявляемые заказчиком 11. Назовите основные этапы работ при проектировании двигателя.

12. Какие требования предъявляются к ТТ регулируемых КДУ?

13. Перечислите металлические горючие в порядке увеличения энергетической эффективности.

14. В чем заключаются особенности и отличия использования алюминия и бора как горючего реактивных двигателей?

15. Перечислите преимущества и недостатки борсодержащих твердых горючих и топлив.

16. Дайте определение массового соотношения компонентов топлива.

17. Дайте определение коэффициента избытка окислителя и каким образом он рассчитывается?

18. Дайте определение окислительного потенциала ТТ.

19. Что понимают под положительным и отрицательным кислородным балансом и какой кислородный баланс у ТТ для РПДТ?

20. Перечислите параметры, являющиеся исходными для выполнения термодинамического расчета состава продуктов сгорания ТТ.

2.10. Расчет аэродинамического нагрева и прочности элементов 21. Как начальная температура топлива влияет на удельный импульс тяги?

22. Перечислите основные аэродинамические характеристики ЛА 23. Назовите основные характеристики ВЗУ для КДУ.

24. Назовите основные характеристики топлива маршевой ступени.

25. Какие виды потерь давления по газовому тракту КДУ вы знаете?

26. Укажите критерий выбора наилучших проектных параметров КДУ для авиационных ЛА.

27. Какие параметры двигателя маршевой ступени КДУ следует определять на этапе технического предложения?

28. Назовите исходные характеристики топлива маршевой и стартово-разгонной ступеней, которые необходимы при выполнении термодинамических расчетов КДУ.

29. Что влияет на определение массы топлива стартово-разгонной и маршевой ступеней КДУ?

30. Опишите работу регуляторов расхода продуктов газогенерации топлива маршевого двигателя с поворотным и осевым исполнительными механизмами.

31. Объясните причину чувствительности скорости горения топлива в канале заряда ТТ стартово-разгонного двигателя к скорости газового потока.

32. Влияет ли деформация заряда ТТ на внутрибаллистические характеристики бессоплового РДТТ?

33. Какие значения имеет показатель степени в законе горения топлива маршевого двигателя для регулируемого ГГ КРПДТ ЛА класса воздух – воздух типа «Метеор»?

34. Как влияет аэродинамический нагрев (воздушное охлаждение) на изменение поверхности горения заряда ТТ маршевого двигателя?

35. От каких параметров и как зависит требуемая длина камеры дожигания маршевого двигателя?

36. Объясните, почему с увеличением числа сопел ГГ повышается полнота дожигания продуктов газогенерации.

37. Объясните, как влияют коэффициент избытка воздуха и число Маха на полноту сгорания продуктов газогенерации в камере дожигания.

38. Какие технические решения можно предложить для предотвращения возникновения колебаний в ВЗУ на переходном от стартового к маршевому режиму?

39. Объясните, почему расчет аэродинамического нагрева камеры дожигания маршевого двигателя проводят лишь применительно к маршевому режиму полета.

40. Опишите, что конструктивно представляет собой ТЗП ГГ маршевого двигателя.

41. Объясните, как оценивается коэффициент запаса прочности элементов корпуса при расчете напряженно-деформированного состояния бессоплового РДТТ.

42. Как наличие к-фазы в продуктах маршевого топлива в газогенераторе влияет на работу узла регулирования расхода топлива?

РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУХОЗАБОРНЫХ

УСТРОЙСТВ И СОПЕЛ КОМБИНИРОВАННЫХ

РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

3.1. Конструктивные схемы коробчатых воздухозаборных устройств К числу перспективных относятся коробчатые ВЗУ (рис. 3.1).

Патрубок такого ВЗУ представляет собой рукав прямоугольного профиля, на входе которого размещено центральное тело. Выход ВЗУ проектируют в виде фланца с прямоугольным отверстием, пристыкованного к ответному фланцу КС двигательной установки.

Вход патрубка ВЗУ по задней плоскости относительно продольной оси КДУ образует угол в диапазоне 30…40°.

Рис. 3.1. Типичная конструктивная схема коробчатого четырехпатрубкового ВЗУ На стартовом режиме работы КДУ входное отверстие ВЗУ закрыто заслонкой. На маршевом режиме входное отверстие ВЗУ посредством пиромеханизма открывается, формируя центральное тело. В критическом сечении центрального тела имеется поперечная щель, обеспечивающая работу ВЗУ на промежуточных режимах. Избыточный воздух, поступающий через щель центрального тела ВЗУ, истекает через сливные отверстия, размещенные на боковой щеке ВЗУ в зоне центрального тела. Количество элементов крепления ВЗУ к корпусу КДУ и их размещение определяется 180 Глава 3. Расчет характеристик воздухозаборных устройств и сопел Рис. 3.30. Поле чисел Маха в тракте сопла Рис. 3.31. Поле давления в тракте сопла (локальное давление отнесено к давлению торможения в КС КРПДТ) 3.2. Расчет характеристик сопел маршевых двигателей Вопросы и задания для самопроверки 1. Опишите конструктивную схему несимметричного ВЗУ с двумя патрубками для КДУ.

2. Почему численный расчет характеристик ВЗУ необходимо выполнять с учетом обтекания носового модуля ЛА?

3. Какие характеристики ВЗУ улучшают клин слива пограничного слоя?

4. Назовите дроссельные характеристики ВЗУ КДУ и объясните, как они определяются.

5. Как влияет число Маха полета, угол атаки и угол скольжения на дроссельные характеристики ВЗУ?

РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЯГОВО-ИМПУЛЬСНЫХ

И ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

КОМБИНИРОВАННЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

4.1. Особенности регулирования Известно, что двигатели ЛА, в том числе КРДТ, не могут функционировать без специально разработанных органов регулирования и программ управления. Для достижения требуемых значений, например, тяги и расхода топлива по траектории полета необходимо осуществлять регулирование КРДТ. С учетом интегрального принципа конструкции КРДТ регулирование должно обеспечивать взаимосвязанное изменение характеристик таких узлов, как ВЗУ, ГГ, КС и маршевое сверхзвуковое сопло.

При рассмотрении вопросов регулирования КДУ следует различать регулируемые параметры и регулирующее воздействие.

К первым можно отнести тягу, массовый расход топлива, соотношение компонентов топлива. Их изменение в соответствии с определенным законом, заданным до начала полета или вычисляемым по командам системы автоматического управления полетом ЛА, позволяет достичь конечных целевых функций и выполнить поставленную задачу.

Изменение регулируемых параметров осуществляется посредством управляющих воздействий, например варьированием расхода ТТ и воздуха в ГГ, что достигается регулированием геометрических характеристик газодинамического тракта КРДТ (площади и геометрии ВЗУ, площади выходных сопел ГГ, критического сечения маршевого сопла).

Рассмотрим особенности регулирования базовых конструктивных узлов КРДТ: ВЗУ, твердотопливного ГГ и сверхзвукового маршевого сопла.

4.3. Выбор закона регулирования расхода топлива Законы управления расходом топлива маршевой ступени состоят в следующем. По заданной программе изменения параметров в полете или по текущим значениям параметров полета ЛА система управления (вычислитель) по заложенному в нее алгоритму определяет требуемое значение расхода топлива маршевой ступени.

Располагая текущими значениями давления в камере ГГ, начальной температурой заряда, вычислитель определяет значение требуемой площади проходных сечений регулятора. По имеющейся в вычислителе математической модели определяется перемещение исполнительного органа регулятора. Для вращающейся заслонки – угол поворота вала привода, для осевого клапана – осевое перемещение штока привода. Регистрируя давление в камере дожигания, можно уточнить полученные параметры и скорректировать перемещение исполнительного механизма регулятора. Аналогично реализуется режим разгона КРПДТ путем увеличения расхода топлива маршевой ступени с выходом на режимы менее экономичные, но с большей тяговооруженностью.

Блок-схема системы регулирования расхода топлива КРПДТ, основанная на описанных законах управления расходом топлива, представлена на рис. 4.10.

Вопросы и задания для самопроверки 1. Перечислите способы регулирования ВЗУ.

2. Какое значение должен иметь показатель степени в законе горения ТТ в случае регулируемого КРПДТ?

3. Чем обусловлены потери при регулировании КРПДТ?

4. Дайте определение высотно-скоростной характеристики КРПДТ.

5. Как реализуется дискретное регулирование расхода топлива маршевой ступени? В чем преимущества и недостатки этого способа?

6. Назовите наиболее распространенные методы непрерывного (плавного) регулирования расхода топлива маршевой ступени.

7. Опишите конструктивную схему и работу регуляторов расхода продуктов газогенерации с поворотным и осевым исполнительными механизмами.

МЕТОДОЛОГИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ

ИССЛЕДОВАНИЙ КОМБИНИРОВАННЫХ

РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

5.1. Особенности наземной отработки* Процесс создания КРДТ представляет собой совокупность взаимосвязанных этапов, образующих полный жизненный цикл изделия, начинающийся с возникновения потребности и завершающийся утилизацией. Опытно-конструкторская отработка КРДТ является одной из ведущих стадий и, как правило, проводится в условиях наземных автономных и комплексных испытаний, в процессе которых подтверждается работоспособность КРДТ при совместной работе с системами и узлами ЛА, а также летных испытаний.

Наземная отработка КДУ включает в себя огневые стендовые, эксплуатационные и другие виды специальных испытаний.

Огневые стендовые испытания КРДТ – один из важнейших этапов создания ракетного комплекса. Основные задачи этого этапа заключаются в проверке работоспособности систем и агрегатов двигателя, подтверждении внутрибаллистических, энергетических, эксплуатационных и других характеристик. В процессе этих испытаний обеспечиваются режимы работы КРДТ, имитирующие реальные условия эксплуатации и применения. К ним, в первую очередь, следует отнести действие эксплуатационных факторов (температурный диапазон применения, влажность, воздействие виброударных нагрузок, реализуемых в процессе жизненного цикла изделия). Огневые стендовые испытания проводят также для имитации условий реальной работы двигательной установки, таких как положение двигателя на стенде, разрежение окружающей среды, имитация углов атаки и, в некоторых случаях, действие полетных перегрузок.

Использованы материалы издания: Волков В.Т., Ягодников Д.А.

Исследования и стендовая отработка ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007.

226 Глава 5. Методология экспериментальных исследований КРДТ Вопросы и задания для самопроверки 1. Перечислите основные виды испытаний КРДТ.

2. Какие задачи решаются в процессе проведения огневых стендовых испытаний?

3. Перечислите основные внешние факторы, воздействующие на КРДТ в процессе эксплуатации ЛА.

4. Назовите основные способы защиты КРДТ от неблагоприятных факторов внешней среды.

5. Перечислите виды испытаний, которые необходимо провести при разработке КРДТ.

6. Какие параметры определяют при испытаниях ВЗУ комбинированного двигателя в аэродинамической трубе?

7. Дайте описание схемы стенда с присоединенным воздухопроводом для испытаний КРДТ. Перечислите параметры, измеряемые в этих испытаниях.

8. С какой целью проводят стендовые испытания двигателя в составе ЛА в свободной струе воздуха? Влияние каких параметров можно исследовать в таких испытаниях?

9. Назовите, с какой целью проводятся летные испытания КРДТ в составе ЛА и какие параметры необходимо измерять в этих испытаниях?

ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ТВЕРДЫХ

ТОПЛИВ В РПД

Как уже отмечалось, для РПД наиболее эффективны смесевые твердые топлива и пиротехнические составы, в которых с целью повышения энергетических характеристик и плотности присутствуют металлические добавки (до 50 % и более по массе), например алюминий, бор, магний и др. В настоящее время в качестве добавок к горючему широко используется алюминий, поскольку, обладая относительно высокой плотностью и теплотой сгорания в различных окислительных средах, он удобен в эксплуатации (не токсичен, не боится вибраций и перегрузок, не подвергается физико-химическим превращениям при длительном хранении), имеет доступную сырьевую базу, относительно легко воспламеняется и горит. У магния более низкие энергетические характеристики и плотность, поэтому он является менее эффективным. Бор, обладая большей, чем у алюминия, теплотой сгорания, пока не позволяет на практике полностью реализовать свои преимущества, что связано со значительными сложностями его воспламенения и горения. Особенности этих процессов у бора рассмотрим более подробно.

6.1. Особенности воспламенения и горения частиц бора Согласно классификации Т. Бржустовского и И. Глассмана, определяющими особенности процессов воспламенения и горения частиц металлов являются температуры плавления и кипения металла и его высшего оксида. Бор относится к подклассу нелетучий металл – летучий оксид, поскольку оксид бора B2O3 обладает температурами плавления и кипения, меньшими, чем температура плавления бора (см. табл. 6.1). В этом случае особенность макрокинетических характеристик процесса воспламенения частиц бора будет определяться, с одной стороны, состоянием оксидной пленки – находится ли она в твердом, жидком состоянии или интенсивно испакип ряется при TB2 O3. С другой стороны, состояние самой частицы и находящейся на ее поверхности оксидной пленки определяется 6.2. Перспективные борсодержащие твердые топлива Рис. 6.15. Влияние шлакообразования на уменьшение площади сопловых отверстий газораспределительной головки газогенератора Вопросы и задания для самопроверки 1. Какие преимущества имеют борсодержащие ТТ?

2. Какие недостатки имеют борсодержащие ТТ?

3. К какой группе относится бор по классификации Бржустовского – Глассмана?

4. В чем заключаются особенности процесса воспламенения частиц бора?

5. В чем заключаются особенности процесса горения частиц бора?

6. Какие компоненты используются в ТТ для РПД в качестве окислителя и горючего?

7. Назовите предельные массовые концентрации магния, алюминия, бора в ТТ для РПД.

8. К каким последствиям приводит добавка порошкообразных металлических горючих к ТТ для РПД?

9. Перечислите соединения, находящиеся в конденсированном виде в продуктах сгорания.

10. Каким образом можно понизить содержание в продуктах сгорания конденсированной фазы?

11. Каким образом можно снизить влияние зашлаковки элементов конструкции РПД на ТТ?

Литература Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. Москва, Наука, 1976, 888 с.

Александров В.Н., Быцкевич В.М., Верхоломов В.К. и др.

Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчета. Москва, Академкнига, 2006.

Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. и др. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1987, 568 с.

Верхоломов В.К., Котенков Г.К., Котова В.Н. и др. Шлакообразование и работоспособность ПВРД на твердых топливах.

Труды ЦИАМ, 2002, № 1317, 61 с.

Вовчук Я.И., Золотко А.Н., Клячко Л.А. Время горения частиц бора с учетом влияния диффузионного и кинетического факторов.

Химическая физика процессов горения и взрыва. Горение конденсированных систем. Черноголовка, 1977, с. 90–93.

Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Секундов А.Н. К созданию универсальной однопараметрической модели для турбулентной вязкости.

Известия РАН, Механика жидкости и газа, 1993, № 2.

Гуревич М.А., Кирьянов И.М., Озеров Е.С. Горение одиночных частиц бора. Физика горения и взрыва, 1969, т. 5, № 2, с. 217–222.

Ерохин Б.Т., Липанов А.М. Нестационарные и квазистационарные режимы работы РДТТ. Москва, Машиностроение, 1977.

Зуев В.С., Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. Москва, Машиностроение, 1971, 367 с.

Исаченко В.П., Осипов В.А., Сукомел А.С. Теплопередача.

Москва, Энергия, 1975.

Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, 2-е изд., перераб. и доп. Москва, Машиностроение, 1989, 264 с.

Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. В.К. Кошкин, ред. М.: Машиностроение, 1975.

Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю., Рейдель А.Л. и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов. Москва, Машиностроение, 1967, 424 с.

Райзберг Б.А., Ерохин Б.Т., Самсонов К.П. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на твердом топливе. Москва, Машиностроение, 1972, 383 с.

Соркин Р.Е. Теория внутрикамерных процессов в ракетных системах на твердом топливе: внутренняя баллистика. Москва, Наука, 1983, 368 с.

Сорокин В.А., Яновский Л.С., Козлов В.А. и др. Ракетнопрямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах.

Основы проектирования и экспериментальной отработки. Москва, Физматлит, 2010, 320 с.

Тимнат И. Ракетные двигатели на химическом топливе. Москва, Мир, 1990, 294 с.

Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах (АСТРА.4/рс). Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1995, 40 с.

Хилькевич В.Я., Шевченко И.В., Яновский Л.С. Устойчивость рабочего процесса в газогенераторах и двигателях на твердых топливах. Москва, Российская инженерная академия, 2000, 108 с.

Шишков А.А., Панин С.Д., Румянцев Б.В. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: справочник. Москва, Машиностроение, 1989, 235 с.

Ягодников Д.А. Воспламенение и горение порошкообразных металлов. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009, 432 с.

Рис. П2. Поле чисел Маха в продольной плоскости, перпендикулярной передним кромкам ВЗУ, при М = 2,0 и a = 0° (а), М = 2,5 и a = 0° (б) (вариант расчета IV) Оглавление Предисловие

Предисловие ко второму изданию

Основные обозначения

Глава 1. Основные конструктивные элементы комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе.............. 1.1. Классификация комбинированных ракетных двигателей

1.2. Конструктивные схемы и конструкции маршевых ступеней комбинированных ракетных двигателей

1.3. Конструктивные схемы и конструкции стартоворазгонных ступеней комбинированных ракетных двигателей

1.4. Конструкции газогенераторов с регулируемым расходом продуктов газогенерации

1.5. Переходное устройство комбинированных ракетных двигателей

Глава 2. Проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе

2.1. Этапы разработки комбинированных ракетных двигателей

2.2. Основные требования к комбинированным ракетным двигателям при проектировании

2.3. Виды работ на этапе технического предложения............ 2.4. Формирование основных исходных данных

2.5. Термодинамический расчет топлива стартово-разгонной и маршевой ступеней комбинированных ракетных двигателей

2.6. Распределение массы заряда твердого топлива по ступеням и геометрические параметры комбинированного ракетного двигателя

2.7. Расчет характеристик стартово-разгонной ступени комбинированных ракетных двигателей

2.8. Расчет характеристик газогенераторов маршевых ступеней комбинированных ракетных двигателей

2.9. Расчет характеристик внутрикамерных процессов комбинированных ракетных двигателей

2.10. Расчет аэродинамического нагрева и прочности элементов конструкции комбинированных ракетных двигателей

Глава 3. Расчет характеристик воздухозаборных устройств и сопел комбинированных ракетных двигателей.................. 3.1. Конструктивные схемы коробчатых воздухозаборных устройств

3.2. Расчет характеристик сопел маршевых двигателей........ Глава 4. Регулирование тягово-импульсных и высотноскоростных характеристик комбинированных ракетных двигателей

4.1. Особенности регулирования

4.2. Определение высотно-скоростных и тягово-импульсных характеристик

4.3. Выбор закона регулирования расхода топлива маршевой ступени

Глава 5. Методология экспериментальных исследований комбинированных ракетных двигателей

5.1. Особенности наземной отработки

5.2. Информативность огневых стендовых испытаний......... 5.3. Этапы стендовой отработки

5.4. Организация стендовых испытаний

5.5. Особенности испытаний комбинированных ракетных двигателей

5.6. Летные испытания комбинированного ракетного двигателя на твердом топливе в составе ЛА

5.7. Требования к надежности комбинированных ракетных двигателей и оценка воздействия окружающей среды... Глава 6. Перспективы использования твердых топлив в РПД

6.1. Особенности воспламенения и горения частиц бора...... 6.2. Перспективные борсодержащие твердые топлива.......... Литература

Приложение

Сорокин Владимир Алексеевич Ягодников Дмитрий Алексеевич Францкевич Владимир Платонович Суриков Евгений Валентинович Тихомиров Михаил Александрович

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ

КОМБИНИРОВАННЫХ

РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Выпускающий редактор Ж.В. Мартынова Технический редактор Э.А. Кулакова Компьютерная графика О.В. Левашовой, Н.Г. Столяровой Компьютерная верстка И.Д. Звягинцевой в Издательстве МГТУ им. Н.Э. Баумана.

В оформлении использованы шрифты Студии Артемия Лебедева.

Сертификат соответствия № РОСС RU. AE51. H 16228 от 18.06. Подписано в печать 11.06.14. Формат 6090 1/16.

Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана.

105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1.

Отпечатано в типографии МГТУ им. Н.Э. Баумана.

105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1.