Основные технические данные

ВВЕДЕНИЕ

Учебно-методическое пособие по изучению двигателя РД253 (11Д43) предназначено для изучения конструкции, принципа работы и технических данных двигателя и его основных узлов. В пособие включены сведения о назначении двигателя, его основных технических данных, работе пирогидравлической схемы. Также включены разделы по конструкции двигателя и его основных узлов и агрегатов.

Принятые сокращения

Общие сведения

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель РД253 (11Д43) разработан ОКБ-ГДЛ в 1961-65 гг. для РН «Протон» (8К82). Используется в двигательной установке первой ступени, состоящей из 6 двигателей РД253.

Двигатель выполнен по схеме с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания. Двигатель работает на компонентах топлива: Окислитель - азотный тетроксид (АТ). Горючее -диметилгидразин несимметричный (НДМГ)

Основные технические данные

Экологические характеристики (ЭХ)

Экологические характеристики двигателя определяются компонентами ракетного топлива. Окислитель - азотный тетроксид (АТ). Горючее – диметилгидразин несимметричный (НДМГ). Высокотоксичные вещества предельно допустимые концентрации паров НДМГ в рабочей зоне составляет 0,1 мг/м³ окислов азота 0,5 мг/м³ . Работа с ними допускается только в защитных средствах, с противогазами, при больших концентрациях изолирующими. Наиболее опасные операции при работе с двигателем-заправка ракеты (с выбросом дренажных паров) и заглушек. Проливы на грунт, технические поверхности должны нейтрализоваться. Загрязнение атмосферы происходит при падении отработавших ступений ракеты «Протон» с невыработанными компонентами.

2. Общая компоновка

Двигатель 11Д43 представляет собой однокамерный двигатель с турбонасосным агрегатом, расположенным вдоль оси камеры сгорания, и узлами качания, обеспечивающими поворот двигателя в одной плоскости относительно оси, перпендикулярной оси изделия.

Общий вид двигателя представлен на рис. 1. Основными агрегатами и узлами двигателя являются:

· камера сгорания 1,

· турбонасосный агрегат 2,

· газогенератор 3,

· траверсы 4,

· агрегаты управления и трубопроводы,

· газогенератор наддува и смеситель.

3. Пневмогидравлическая схема двигателя

В состав пневмогидравлической схемы двигателя (рис. 2.) входят следующие агрегаты и системы:

· камера сгорания,

· турбонасосный агрегат,

· система окислителя,

· система горючего,

· система газогенерации,

· агрегаты системы управления и регулирования двигателя,

· пиротехнические средства,

· система наддува баков ракеты,

· система питания РМ.

Управление двигателем после команды «Пуск ДУ» производится автоматически, путем подачи электрических команд на соответствующие агрегаты двигателя системой управления ракеты. Процесс работы двигателя включает следующие этапы: запуск, работа на режиме главной ступени и выключение.

Запуск двигателя. По команде «Пуск» происходит включение программного токораспределителя. Через ~0,7 сек. ПТР выдает команду «Пуск ДУ». По этой команде подается напряжение на пиропатроны пиромембранных клапанов горючего 16 и окислителя 18.

При срабатывании пиропатронов происходит прорыв мембран ПМК. Под, воздействием давления наземного наддува баков ракеты и гидростатического давления столбов компонентов топлива начинается заполнение магистралей двигателя окислителем и горючим. Компоненты топлива из насоса окислителя 12 и второй ступени насоса горючего 14 с опережением «О» поступают в газогенератор 27 и самовоспламеняются. Окислительный газ поступает на рабочие лопатки турбины 30, раскручивая ротор ТНА, и далее в камеру сгорания 3.

Горючее из первой ступени насоса 13 подается к коллектору камеры сгорания и, пройдя по зарубашечному пространству, через форсунки впрыскивается в КС с некоторыем запаздыванием относительно окислительного газа. Определенное весовое соотношение компонентов обеспечивается установкой расходных шайб: 6-горючее и 31-окислитель.

В камере сгорания компоненты смешиваются и воспламеняются. Продукты сгорания при истечении из КС открывают заглушку 34, установленную в критическом сечении КС.

По мере нарастания числа оборотов ТНА растут давления компонентов в магистралях и КС - двигатель выходит на предварительную ступень работы. Режим предварительной ступени двигателя обеспечивается соответствующей настройкой регулятора расхода 23 и клапана “О” 35.

При выходе двигателя на предварительную ступень происходят срабатывание мембранных узлов 4 и 20 и начинается наддув баков ракеты через газогенератор 5 и смеситель 21. Номинальные расходы компонентов топлива, поступающих в газогенератор, обеспечиваются жиклерами 32 и7 установленными в пироклапане 33 и трубопроводе подвода “Г” к газогенератору. Окислительный газ и окислитель подаются в смеситель через жиклеры 24 и 25.

Также после выхода двигателя на предварительную ступень происходит прорыв мембран 15 и 17 на трубопроводах подвода горючего на рулевую машинку и окислителя на струйный преднасос 19 соответственно.

Через 1.8±0.44 секунды от команды «Пуск ДУ» программный токораспределитель выдает команду ГСТ. По этой команде подается напряжение на пиропатроны пирочек регулятора расхода 23 клапана 35. Проходные сечения регулятора расхода и клапана увеличиваются, увеличивая расходы горючего и окислителя через газогенератор, что приводит к увеличению оборотов ТНА, расходов и давлений компонентов топлива. Двигатель выходит на режим главной ступени работы.

На режиме главной ступени при достижении тяги, превышающей вес ракеты, последняя отрывается от стартового устройства. При этом проходит сигнал КП и включаются в работу системы РКС и СОБ, в систему безопасности носителя подключается сигнализатор давления в КС 1.

Изменение режима работы двигателя при полете ракеты производится системой РКС. При отклонении скорости ракеты от программной система РКС подает команду на привод 22 регулятора расхода.

Расход горючего через газогенератор изменяется, что приводит к изменению оборотов ТНА, расходов и давлений компонентой топлива и тяги двигателя. Для ограничения величины изменении тяги двигателя в заданных пределах применено регулирование по давлению газов в КС с использованием обратной связи, элементом которой является датчик давления 2.

В случае отсутствия сигнала от системы РКС регулятор расхода обеспечивает неизменный расход горючего через ГГ, поддерживая тем самым заданный режим работы двигателя.

Изменение соотношения расходов компонентов топлива через двигатель осуществляется дросселем горючего по командам системы СОБ.

Система СОБ обеспечивает одновременное опорожнение баков ракеты и, следовательно, минимальные остатки компонентов топлива в баках ракеты к моменту выключения двигателя. При рассогласовании уровней окислителя и горючего в баках эта система подаст команду на привод 10 дросселя 11.

Проходное сечение дросселя меняется, что приводит к изменению расхода горючего через двигатель и, в итоге, к необходимому изменению уровня горючего в баке ракеты.

Команда на останов двигателей выдается по достижению ракетой заданной скорости через программный токораспределитель.

Для уменьшения гидроударов, возникающих в магистралях двигателя при закрытии клапанов, выключение производится в две ступени и за определенное время перед выключением, в случае работы двигателя на режиме форсирования, система РКС обеспечивает перевод работы двигателя на номинальный режим.

По первой команде на выключение закрываются пироклапан горючего 28 основного газогенератора и пироклапан 33 окислителя газогенератора наддува 5, что приводит к прекращению расходов соответствующих компонентов топлива через газогенераторы. По этой же команде происходит выключение систем РКС и СОБ, блокируется сигнализатор давления 1, задействованный в СБН.

Вторая команда на выключение двигателя подается через 0,2 ± 0,03 сек. По этой команде закрываются пироклапаны 26 окислителя основного газогенератора, клапан 9 горючего. КС и открывается дренажный клапан 8. При закрытии указанных клапанов прекращается доступ соответствующих компонентов топлива в газогенераторы, камеру сгорания и смеситель. Двигатель прекращает работу. При открытии дренажного клапана 8 горючее из за рубашечного пространства КС выбрасывается в атмосферу для уменьшения импульса последействия.

Схема ракеты предусматривает аварийное выключение двигателей при запуске. По решению технического руководителя может быть подана «вручную» команда АВД, если через 2,0±0,1 секунды от команды ГСТ не проходит сигнал КП. Порядок срабатывания агрегатов автоматики при АВД такой же, как и при нормальном выключении двигателей, но при этом открытие дренажного клапана 8 не производится.

Кроме того, возможно выключение двигателей при полете ракеты на активном участке от СБН, порядок срабатывания агрегатов такой же, как и при нормальном выключении.

4. Камера сгорания

4.1. Общие сведения и основные технические данные

Камера сгорания предназначена для создания реактивной тяги, возникающей в результате сгорания в ней компонентов топлива, и истечения образовавшихся продуктов сгорания через сопло.

Камера сгорания (рис. 3.) представляет собой паянно-сварную конструкцию, состоящую из плоской форсуночной головки, цилиндрической части камеры и профилированною сопла, закритическая часть которого выполнена с угловым входом.