Двигательная установка второй ступени

Фото 1.3. Жидкостная ракетная двигательная установка 11Д49

Двигательная установка 11Д49 (фото 1.3) второй ступени, разработана в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством А.М. Исаева. В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ [2].

Маршевый ЖРД однокамерный, с четырьмя рулевыми соплами, выполнен по схеме без дожигания, с турбонасосной системой подачи топлива. Двигатель имеет два режима тяги (основной и промежуточный), может повторно запускаться для выведения КА на высокие орбиты и питается как из основных баков ступени (при первом включении), так и из баков СМТ (при втором включении). Маршевый двигатель имеет камеру, моноблочный ТНА, питаемый восстановительным газогенератором, два пиростартера предварительной раскрутки ТНА, окислительный и восстановительный газогенераторы наддува соответствующих основных баков ступени, азотную пневмосистему, управляющую работой большинства клапанов и агрегаты автоматики. Отработавший на турбине ТНА газогенераторный газ по системе газоводов направляется к четырем подвижным рулевым соплам, имеющим возможность отклоняться в одной плоскости на углы до 70 градусов с помощью электроприводов. Двигатель имеет двухступенчатый запуск и двухступенчатое выключение через промежуточную (около 550 кгс) ступень тяги, создаваемой рулевыми соплами при неработающей камере. Этот режим обеспечивает «полугорячее» разделение ступеней, стабилизацию второй ступени перед включением камеры на основной режим тяги и точное «довыведение» КА. На основном режиме автоматика двигателя осуществляет регулирование тяги по командам от системы РКС, регулирование (при первом включении) или стабилизацию (при втором включении) соотношения компонентов в камере с целью синхронизации опорожнения баков и стабилизацию температуры в основном газогенераторе [2].

Двигатель СМТ представляет собой четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор – газогенератор СМТ. Этот двигатель имеет один режим малой (около 10 кгс) тяги, запускается один раз, питается из баков СМТ и предназначен для стабилизации ступени в «пассивном» полете между включениями маршевого ЖРД. Двигатель имеет восстановительный газогенератор СМТ, систему газоводов, четыре малых подвижных рулевых сопла, жестко связанных и отклоняемых вместе с соплами маршевого ЖРД, и пироуправляемые пускоотсечные клапаны. Он запускается и выключается в одну ступень, не регулируется и может непрерывно функционировать свыше 60 мин. Оба двигателя тесно увязаны между собой в конструкции и при функционировании ДУ [2].

Характеристики двигателей [1]

Подготовка и запуск

Подготовка РН Космос-3М к пуску производится на техническом и стартовом комплексах. Ступени РН и головной обтекатель поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода или из хранилищ в специальных железнодорожных вагонах в расстыкованном состоянии. В МИКе проводится проверка ступеней, установка на них необходимого оборудования, сборка и стыковка ступеней, стыковка РН с КА и головным обтекателем. Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Подготовку Космос-3М к пуску обеспечивает на техническом комплексе за 34-36 часов расчет общей численностью до 105 человек. После сборки и проверки РН на техническом комплексе она перегружается на специальную железнодорожную транспортно-установочную тележку и отправляется на стартовый комплекс. На стартовом комплексе РН устанавливается в вертикальное положение, проводится установка необходимого оборудования и цикл предстартовых проверок. Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, осуществляется его прицеливание и пуск. Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются расчетом численностью 120...135 человек в течение 8-10 часов. Следует отметить, что РН «Космос-3М» была создана на основе баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных процессах ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот РН на пусковом столе на направление стрельбы, отвод от РН кабель-мачты перед запуском двигателя первой ступени. В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН Космос-3М около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы [2].

Пуск ракеты-носителя «Космос-3М» производится дистанционно с простого пускового устройства – стартового стола. Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20…26 человек. Разделение первой и второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД первой ступени, осуществляется запуск маршевого двигателя второй ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходной отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД первой ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов, одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на первой ступени и осуществляется плавное расхождение ступеней. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте порядка 75 км при скоростном напоре около 14 кг/м². При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляется с помощью пружинных толкателей. Выведение КА на низкие орбиты осуществляется с однократным включением двигательной установки второй ступени. Перед отделением КА маршевый двигатель второй ступени переводится на режим работы рулевых сопел с целью уменьшения импульса последействия и уменьшения уровня возмущений при отделении КА. После полного выключения двигателя механическая связь между второй ступенью и КА разрывается и последний отталкивается от ступени с помощью специальных пирозамков-толкателей. После отделения КА на второй ступени включается пороховой двигатель, установленный под углом к оси ступени. При работе этого РДТТ ступень тормозится и закручивается, уходя с траектории полета ИСЗ [2].

СПЕЦИАЛЬНАЯ ЧАСТЬ

Редукторы давления

Редукторы давления предназначены для понижения и поддержания на заданном уровне давления сжатого газа, поступающе­го из баллонов в пневмосистему. Настройка редуктора большей частью бывает постоянной и не изменяется во время работы дви­гателя.

Схемы редукторов с постоянной настройкой показаны ни рис. 2.1. Редуктор состоит из регулирующего органа-клапана 7 и чувствительного элемента-мебраны 4. Мембрана 4 вместе с пружинами 2 и 8 служит для создания силы, необходимой для подъема клапана 7, с которым она связана штоком 6 [3].

Рис 2.1. Схемы редукторов [3]:

а – прямого действии; б – обратного действия; 1 – входной ка­нал; 2 – пружина; 3 – регулировочный винт; 4 – мембрана; 5 – выходная полость редуктора; 6 — шток клапана; 7 – клапан; 8 –замыкающая пружиня; р _вх – давление газа на входе в редуктор; р _вых – давление газа на выходе из редуктора

Принцип работы редуктора, показанного на рис. 2.1, а,сво­дится к следующему. Газ под высоким давлением р _вх входит через канал 1,проходит под клапаном 7, где происходит его дрос­селирование (уменьшение давления), и выходит с пониженным давлением р _вых [3].

Величина понижения давления в редукторе определяется сте­пенью открытия клапана 7. Чем больше клапан отошел от сед­ла, тем меньше будет перепад давлений. Клапан в процессе ра­боты редуктора перемещается под действием приложенных к не­му сил. Пружина 2 и сила давления входящего газа на клапан 7 стремятся открыть клапан, а па мембране из-за давления газа р_иых возникает сила, стремящаяся закрыть клапан. В результате устанавливается равновесие сил, при котором клапан будет под­нят на некоторую высоту, соответствующую заданному давле­нию полости 5. Величину давления р_иых устанавливают с помощью регулировочного винта 3, изменяя натяжение пружи­ны 2 [3].

В рассмотренном редукторе высокое давление способствует открытию клапана. Такие редукторы называются редукторами прямого действия; в редукторе обратного действия (см. рис. 2.1, б)высокое давление стремится прижать клапан к седлу [3].

В качестве чувствительного элемента вместо мембраны мо­жет применяться сильфон или поршень.

В системах топливоподачи ЖРД в основном применяются ре­дукторы обратного действия из-за того, что в случае поломки замыкающей пружины 8 нет опасности резкого повышения давления на выходе из редуктора. В редукторе прямого действия для устранения этого недостатка отказываются от замыкающей пружины, соединяя клапан жестко со штоком или устанавливая под клапан поршень, на который действует давление газа.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В курсовой работе были рассмотрены: в основной части: РН «Космос-3М» ее краткая история, краткое техническое описаниеконструкции ракеты и ее двигателей, а также их тактико-технические характеристики; в специальной части: регулятор давления его назначение, устройство и принцип действия.

Ракета-носитель «Космос-3М» хорошая ракета, надежная и она очень точно выводит КА на орбиты. Однако эта ракета разрабатывалась в конце 1960-х годов и морально устарела. Кроме того двигатели РН «Космос-3М» работают на очень токсичных компонентах топлива. В связи с этим в настоящее время в России создаются новые ракеты-носители легкого класса «Союз-2-1в» и «Ангара-1» на основе новых технологий и работающие на менее токсичных компонентах топлива.

Сегодня в мире передовыми странами в создании РН легкого класса считаются Россия и США, однако есть и новые конкуренты: это Европейское космическое агентство с РН «Вега»; Китай с CZ-1D, -2С; Индия с PSLV; Южная Корея с KSLV-1 (с помощью России) и т.д. Поскольку на рынке космических услуг существует потребность ракет этого класса, то останавливаться в разработках перспективных РН легкого класса еще рано.

Тем более в настоящее время отчетливо видно, что независимо от глобальных экономических кризисов ни одно из иностранных государств не отказывается от создания и совершенствования собственных РН. Не уменьшились и финансовые средства на создание новых РН и КА, а в некоторых странах даже увеличились.

В заключении можно сделать вывод, что бурное развитие космической индустрии продолжается. И в будущем еще о многих новых РН легкого класса мы сможем услышать и увидеть их изображение в технических журналах.