Формирование облика ракетного двигателя твердого топлива с поперечной тягой тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Князев, Иван Александрович

• Князев, Иван Александрович
• кандидат технических наук
• 2010

Оглавление диссертации кандидат технических наук Князев, Иван Александрович

Введение.

1. Обзор литературных источников и формирование задачи исследования.

1.1. Исполнительные устройства системы управление тягой

РДТТ с вращающимися управляющими соплами.

1.2. Исполнительные устройства системы управление тягой

РДТТ с изменяемой площадью критического сечения сопла.

1.3. Недостатки и проблемы, связанные с использованием механизмов управления тягой РДТТ.

2. Ракетный двигатель на твердом топливе с поперечным вектором тяги.

2.1. Область применения.

2.2. Конструкция РДТТ с поперечной тягой для двигательной установки системы аварийного спасения.

2.3. Объект исследования.

2.4. Исходные данные для разработки РДТТ с поперечной тягой

3. Газодинамические расчеты.

3.1. Общие положения.

3.2. Расчет модели

3.3. Термогазодинамические расчеты предсопловых камер различной геометрии.

3.4. Приближенная аналитическая методик расчета.

3.4.1. Осреднение неравномерных потоков газа.

3.4.2. Потери при осреднении газовых потоков.

3.4.3. Приближенная аналитическая методик расчета конструкции РДТТ с поперечной тягой.

4. Стендовые испытания конструкции РДТТ с поперечной тягой . 98 4.1. Статически стендовые испытания.

4.2. Огневые стендовые испытания.

5. Проектирование РДТТ с поперечной тягой для двигательной установки системы аварийного спасения космического корабля

5.1. Анализ расчета.

Выводы.

Список используемой литературы.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Формирование облика ракетного двигателя твердого топлива с поперечной тягой»

Развитие и совершенствование твердотопливной ракетной техники и твердотопливных двигательных установок идет по пути повышения - -энергетических характеристик, совершенствования габаритно-массовых характеристик и увеличения их надежности. В настоящее время особое внимание уделяется совершенствованию методов и способов управления полетом ракеты при помощи создания боковых управляющих усилий [26, 77, 90].

Одна из проблем, связанная с запуском пилотируемого космического корабля «Союз-ТМА» с космодрома «Восточный», заключается в том, что необходимо обеспечить увод срабатываемой двигательной установки системы аварийного спасения (ДУ САС) в определенный район, имеющий диаметр падения 1 км. Это условие необходимо для приземления спускаемого космического аппарата в расчетном месте в случае аварии ракетоносителя.

В настоящее время на зенитных управляемых ракетах изменение вектора направления полета достигается поворотом закрылок, что не всегда удовлетворяет требованием ТЗ. Для уменьшения градиента времени изменения вектора направления полета ракеты необходимо приложить к ракете дополнительную силу, перпендикулярную ее оси и максимально удаленную от ее центра тяжести. При этих условиях ракета в течение малого времени сможет не только повернуть в нужное направление, но и развернуться на 180° при минимальном радиусе разворота. В результате такой модернизации зенитных управляемых ракет вероятность поражения цели значительно возрастает.

Таким образом, создание РДТТ, обеспечивающего изменение направления вектора тяги на 180° и имеющего регулируемую площадь критического сечения, является актуальной задачей развития и совершенствования ракетных двигателей твердого топлива.

В данной диссертации рассмотрены существующие конструкции исполнительных устройств, с помощью которых создается и регулируется поперечная тяга в РДТТ. Также в диссертации представлена конструкция РДТТ с 4 поперечной тягой, которая разработана и спроектирована с учетом недостатков в существующих конструкциях. Созданная модель конструкции РДТТ с поперечной тягой в программе Solid Works после проведения термогазодинамических расчета в программе COSMOS Flo Works позволила оценить разработанную конструкцию и внестисвои корректировки с целью уменьшения потерь удельного импульса. Анализируя результаты термогазодинамического расчета, было определено отношение давления на входе в сопло к среднему давлению в предсопловой полости, это отношение представлено через коэффициент к, который впоследствии получил название «коэффициент предсопловой камеры». На основании проведенных расчетов модели конструкции РДТТ с поперечной тягой и общепринятых математических методов расчета, при помощи методики Г.А. Любимова разработана методика, позволяющая сформировать приближенную аналитическую зависимость. С помощью разработанной приближенной аналитической методики оцениваются характеристики рабочего процесса на этапе проектирования двигателя.

После изготовления РДТТ с поперечной тягой были проведены экспериментальные исследования. Для этого были созданы экспериментальные установки: две установки для статических испытаний и рабочий образец для огневых испытаний. Для закрепления РДТТ с поперечной тягой на разработанные стенды были спроектированы и изготовлены стапельные оснастки. При статических испытаниях определялось усилие, необходимое для регулирования поперечной тяги, герметичность конструкции и ее прочностные характеристики. Огневые стендовые испытания РДТТ с поперечной тягой также прошли с положительными результатами. Конструкция работоспособна, все требования, предъявляемые к конструкции, выполнялись. В разработанных программах проведения статических и огневых стендовых испытаниях подробно изложена последовательность сборки РДТТ с поперечной тягой и порядок проведения испытаний. Сравнения результатов экспериментальных исследований и расчетов по приближенной аналитической методики представлены в диссертации отдельной главой.

Разработанный двигатель с поперечной тягой будет входить в состав двигательной установки системы аварийного спасения. С помощью него станет возможным изменять направление отделившейся установки, что обеспечивает приземление спускаемого космического аппарата в расчетном месте в случае аварии ракетоносителя. Это требование обеспечивает выполнение одного из условий, которое необходимо для пуска космического корабля с нового космодрома «Восточный».

Разработанная приближенная аналитическая методика внедрена на ОАО «МКБ «Искра», использовалась при создании двигателя поперечного управления для ракетного блока аварийного спасения перспективного пилотируемого транспортного средства, разработанного на РКК «Энергия».

1. ОБРОЗ ЛИТЕРАТУРНЫХ ИСТОЧНИКОВ И ФОРМИРОВАНИЕ

ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

В середине XX века понятие регулируемый твердотопливный двигатель ассоциировалось с чем-то нереальным, технически недостижимым. Считалось, что после запуска двигателя влиять на его работу и характеристики невозможно. Это представление базировалось на сложности управления вектором тяги, как по величине, так и по направлению. Кроме того, для твердотопливного двигателя были характерны большие разбросы тяговых характеристик, зависящие от температуры топливного заряда, разбросов скорости горения топлива и геометрических размеров камеры сгорания, вызванных технологическими факторами. Естественно, что такие "неуправляемые" двигатели с большими разбросами тяговых характеристик не должны были найти широкого применения в ракетной технике, требующей использования высокоточных регулируемых исполнительных устройств [7].

Накопление знаний в области горения и прочности: разработки более точных математических моделей физических процессов; создание новых совершенных топлив, конструкционных теплозащитных и других материалов; совершенствование методов проектирования и отработки двигателей привели к широкому распространению РДТТ. Стали широко применяться в ракетостроении, составляя ЖРД достойную конкуренцию. Преимущества РДТТ основаны на:

- эксплуатационных преимуществах (постоянная боеготовность, простота обслуживания, надежность работы и т.п.);

- повышенном содержании внутренней энергии топлива в единице объема (повышенной плотностью);

- малых разбросах суммарного импульса тяги, который является основной: функциональной характеристикой любого ракетного двигателя, предназначенного для разгона полезной нагрузки или придания ей импульса силы;

- возможности управления полетом ракеты при помощи создания боковых управляющих усилий без изменения модуля тяги;

- возможности обнуления тяги до полного расходования топлива.

В соответствии с действующим стандартом [15] ракетный двигатель может быть: управляемым - ракетный двигатель, тяга которого может изменяться по командам системы управления;

- управляющим - ракетный двигатель, предназначенный для создания управляющих усилий и моментов, используемых для управления положением перемещающегося аппарата или его частей. Отметим, что понятие «управляющий» является более широким. Управляющим двигателем может являться как управляемый ракетный двигатель, так и неуправляемый (например, отделяемый двигатель, передающий тягу по тянущей схеме, импульсный двигатель);

- регулируемым - ракетный двигатель, допускающий выбор режима работы до включения [23,24, 32, 44].

Обычно под управляемыми РДТТ понимаются двигатели с управляющими соплами. Термин «управляющее» используется потому, что сопло управляет внешним (по отношению к двигателю) объектом - летательным аппаратом. Если изменяется тяга двигателя по величине, то объектом управления является, прежде всего, сам двигатель, а его управляющее воздействие на летательный аппарат (ЛА) является следствием управления двигателем.

Многие задачи управления летательными аппаратами можно решить без непрерывного управления величиной тяги. В этом случае используются двигатели с дискретно изменяемыми энергетическими параметрами, например, двигатели с отсечкой тяги. Управляемой целевой функцией при этом является суммарный импульс тяги. Модификацией РДТТ с дискретно изменяемыми параметрами является двигательная установка многократного включения, способная выполнять большинство функций РДТТ космических летательных аппаратов.

При разработке РДТТ практически любого класса и назначения может возникать вопрос целесообразности управления работой двигателя. Во многих случаях выполнение задачи ракетной системой возможно без активного 8 управления внутрикамерными процессами работы РДТТ (управление траекторными способами, аэродинамическое управление, управление посредством изменения моментов импульсов силовых гироскопов и т.д.). Вместе с тем управление посредством ракетного двигателя является самым эффективным и мощным. В некоторых случаях (особенно в условиях космического пространства) единственно возможным управляющим органом является ракетный двигатель. В ракетной технике одинаково важны как развитие управляемого двигателестроения, так и поиск альтернативных более экономичных способов управления. Существование альтернативных способов управления, не требующих больших расходов рабочего тела, приводит к тому, что наиболее распространенными РДТТ являются простые по конструкции высокоэффективные двигатели, не имеющие сложных устройств управления внутрикамерными процессами. Например, маршевые РДТТ баллистических ракет и ракет-носителей являются неуправляемыми (по величине тяги), а входящие в состав этих ракет малогабаритные (по сравнению с маршевыми) управляемые двигатели принято считать вспомогательными. Отнесение этих управляемых двигателей к разряду вспомогательных создает иллюзию чего-то второстепенного. Вместе с тем им при разработке должно уделяться не менее пристальное внимание, чем при разработке маршевых РДТТ. Во-первых, потому, что эти управляемые двигатели являются более сложными системами, а во-вторых, потому, что к ним, как и к двигателям верхних ступеней, предъявляются более высокие требования по энергомассовым характеристикам [1,6, 27, 30, 74].

Накопленный к настоящему времени арсенал технических решений по способам управления процессами работы РДТТ позволяет сделать три вывода:

1) управление работой РДТТ возможно;

2) управляемый РДТТ является не экзотической экспериментально-исследовательской установкой, а реальным двигателем, используемым в ряде ракетно-космических комплексов (прежде всего в США);

3) управляемые РДТТ способны обеспечить достойную конкуренцию ЖРД аналогичного класса.

Для пояснения последнего вывода отметим, что подавляющее большинство управляемых РДТТ являются малогабаритными двигательными установками, имеющими сравнительно малое значение тяги (до 10000 Н).

Традиционно используемые в качестве управляемых энергетических установок жидкостные установки имеют низкие (по сравнению с маршевыми крупногабаритными ЖРД) энергомассовые характеристики, так как ЖРД свойственна меньшая чувствительность к масштабному фактору, на что оказывает влияние масса турбонасосного агрегата, рубашек охлаждения, регулирующих клапанов и т.п. [2, 80, 92].

В середине 70-х годов как у нас в стране, так и за рубежом, были развернуты работы по созданию управляемых твердотопливных энергетических установок. Много внимания было уделено и на разработку механизмов, позволяющих регулировать вектор тяги в РДТТ. Основываясь на ранее изученной теории и практике, предлагается новая конструкция, которая позволит сделать еще один шаг в области управления вектором тяги. Название этой конструкции - РДТТ с поперечной тягой.

Перспективным направлением развития управляемых РДТТ является поиск таких конструктивных схем, которые допускают использование высокоэнергетичных топливных составов, применяемых в маршевых РДТТ [26, 77, 90].