Министерство образования И НАУКИ Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
Высшего образования
«Сибирский государственный университет науки и технологии
Имени академика М.Ф. Решетнева»
Институт/факультет ИКТ
Кафедра ДЛА
ОТЧЕТ
О ПРОХОЖДЕНИИ УЧЕБНОЙ ПРАКТИКИ
(вид практики)
Тип практики________________________________________________________
____________________________________________________________________
Обучающийся____________________________________________________
(Ф.И.О., группа, курс)
Место прохождения практики Сибирский университет науки и технологий
Сроки прохождения практики __________________________________________
Руководитель практики
от университета Толстопятов М.И., доцент
ФИО, должность
Руководитель практики
от организации
ФИО, должность
Отчет сдан ____________ защищен _____________
Оценка ____________________________________
Красноярск 20 17 г.
Содержание
Введение. 3
1.Технические характеристики НК33. 4
2. Основные компоненты, схема и принцип работы НК33. 6
Заключение. 9
Библиографический список. 11
Введение
Двигатель РД-191
Таблица 1.Основные параметры.
| Параметры | |||
| Удельный импульс,земной/пустотный | 297,5с | 331.2с | |
| Тяга,земная/пустотная,тс | 1509,2 кН | 1680,4 кН | |
| Время работы | 200 с | ||
| Масса,сухая/залитая,кг | |||
| Ступень | 1 ступень | ||
| Применение | РН «Союз-2-1», РН «Антарес» | ||
ЖРД оснащён двухпозиционным раздвижным сопловым насадком. На первом этапе (от старта и до большой высоты полёта) последний убирается и двигатель функционирует на оптимальных режимах, не допуская работы сопла с потерями на перерасширение газов. Затем, при достижении «ближнего космоса», насадок выдвигается, и высотность сопла значительно возрастает, а вместе с ней растёт важнейший показатель экономичности двигателя – удельный импульс. Фактически в одном изделии совмещены два: маловысотный ЖРД с коротким «атмосферным» соплом и высотный двигатель с большой степенью расширения сопла.
ЖРД поворачивается по двум осям благодаря шарнирному подвесу. Неохлаждаемый сопловой насадок изготовлен из углерод - углеродного композиционного материала. Для развёртывания насадка во время работы двигателя применяется реечный электромеханизм.
| Характеристика | Значение | ||
| Тяга (Земля), тс | 154.6 | |||
| Тяга (пустота), тс | 172.1 | |||
| Удельный импульс (Земля), с. | 297.5 | |||
| Удельный импульс (пустота), с. | 331.2 | |||
| Время работы, секунд. | ||||
| Масса (сухая), кг. | ||||
| Масса, кг. | ||||
| Масса (сухая, ТНА), кг. | ||||
| Диаметр, метра. | 1.47 | |||
| Высота, метра. | 3.93 | |||
| Соотношение расхода (окислитель/горючее). | 2.6 | |||
| Диапазон регулирования процентов. | 55-100 | |||
| Высота, метра. | 3.78 | |||
| Скорость (вращения вала ТНА) об/мин | ||||
| Давление (на срезе сопла), кг/см в кв. | 0.554 | |||
| Давление (в камере сгорания), кгс/см в кв. | 148.3 |
1.Технические характеристики РД-191
| Давление (на срезе сопла), кгс/см в кв. | 0.73 | |
| Скорость (вращения вала ТНА), об/мин | ||
| Температура (газа на турбине), градусов Цельсия | ||
| Температура (газа в ТНА), градусов | ||
| Угол качания камеры сгорания, градусов | ||
| Время создания, годы | 1999-2003 |
|
Основные компоненты, схема и принцип работы НК-33
Основной ТНА системы подачи компонентов топлива выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего. Для повышения давления компонентов топлива перед входом в основной ТНА используются бустерные насосные агрегаты (БНА). Привод БНА окислителя осуществляется генераторным газом, отбираемым с выхода турбины основного ТНА, а привод БНА горючего - основным горючим, отбираемым с выхода первой ступени насоса. Регулирование тяги двигателя осуществляется с помощью регулятора, установленного в линии подачи горючего в газогенератор, а регулирование массового соотношения компонентов топлива - с помощью дросселя, установленного в линии подачи горючего в камеру. Управление регулятором тяги и дросселем соотношения компонентов осуществляется с помощью электрических приводов, команды на которые поступают от системы управления (СУ) РН. В составе двигателя на входе по горючему имеется разделительный клапан, отсекающий бак горючего от двигателя при стоянке РН и обеспечивающий возможность вакуумирования полостей двигателя перед их заполнением горючим. На двигателе используются пневмоуправляемые пускоотсечные клапаны горючего и окислителя. Подача управляющего давления к указанным клапанам осуществляется с помощью соответствующих электропневмоклапанов (ЭПК), установленных в пневмоблоке двигателя. Для воспламенения компонентов топлива в камере и газогенераторе используется пусковое горючее, размещаемое в специальных ампулах и установленных в соответствующих магистралях двигателя. Пусковое горючее вытесняется из ампул основным горючим, поступающим из пускового бачка, наддуваемого в процессе запуска двигателя гелием из пневмоблока.
Рисунок 1.Основные компоненты и принцип работы РД-191.
1-линия топлива; 2- линия окислителя; 3-фильтр; 4-бустерный насос; 5-подвес;6-основной турбонасос;7-насос окислителя; 8-топливный насос;9-рулевой привод;10-камера сгорания;11-газогенератор;12-система воспламенения.
Рисунок -2.Инженерная схема РД-191.
Заключение
РД-191 для новогоракетно-космического комплекса «Ангара» (легкий, средний и тяжелый классы). РД-191 превосходит по своим техническим параметрам многие ранее созданные ЖРД данного класса.
Рисунок-3.Фотография РД-191.
РД-191 представляет собой дальнейшее развитие двигателей семейства РД-170/171, которые были разработаны для универсальной транспортной системы «Энергия», а сейчас используются в составе РН «Зенит».
Семейство развивалось в направлении создания более легких двигателей: если РД-170, примененный в первой ступени тяжелой РН «Энергия», был четырехкамерным, то созданный на его базе экспортный мотор для модернизированных американских носителей семейства Atlas III/IV РД-180 представляет собой как бы его «половинку» с двумя камерами сгорания. РД-191 - это и вовсе «четвертинка» двигателя «Энергии»: камера сгорания в нем всего одна. Тем не менее, он развивает рекордную в своем классе тягу — 221 тонна при собственном весе 2,2 тонны. Такой показатель достигнут сочетанием хорошо отработанного еще советским ракетостроением решения, называемого «дожиганием окислительного газа» (заключается в подаче выхлопа турбонасосных агрегатов в камеру сгорания вместо бесполезного его выбрасывания) с новой формой камеры сгорания, отработанной на трехмерных математических моделях и обеспечивающей более оптимальное использование энергии горения ракетного топлива.
Еще одна особенность двигателя, крайне редко встречающаяся в ракетостроении и делающая его характеристики уникальными, - это возможность плавного регулирования тяги от 38% до номинала.
Библиографический список
1. Основы теории и расчета ЖРД: Учебник для авиации специальных вузов: в 2-х кн. 4-е издание, перераб. и доп. / А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. -М.: Высшая школа, 1993.
2. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: Учеб. Для студ. вузов по спец. «Авиационные двигатели и энергетические установки» / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; Под общ. ред. Г.Г. Гахуна. М.: Машиностроение, 1989.
3. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учеб. Для вузов. 2-е изд., перераб. И доп. / Под ред. Д.А. Ягодникова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.
4. Дорофеев А.А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. Теория, расчет и проектирование: учебник для авиа- и ракетостроительных специальностей вузов/А.А. Дорофеев. – Изд. 2-е – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010. – 463, [1] с.