Конспект лекций
"Устройство и проектирование ЛА"
доц. к.т.н. Волхонский А.Е.
Основные обозначения и сокращения
(по ГОСТ 22846-84)
АУТ
ВТБ
ГГ
ГО
ГПО
ГСО
ГЧ
ДПК
ДТБ
ДУ
ЖРД
ИСЗ
КА
КГЧ
КДУ
КК
ККС
КМ
КРК
КРТ
ЛТХ
МБР
МД
ММБ
МТКК
НДМГ
НО
ОИСЗ
ОКТ
ОПГ
ОПН
ОС
ПАД
ПВРД
ПГ
ПГС
ПН
ПТБ
РБ
РБл
РДТТ
РКК
РКН
РН
РР
С
– активный участок траектории
– внешний топливный бак
– газогенератор
– головной обтекатель
– геопереходная орбита
– геостационарная орбита
– головная часть
– дренажно-предохранительный клапан
– дополнительный топливный бак
– двигательная установка
– жидкостный ракетный двигатель
– искусственный спутник Земли
– космический аппарат
– космическая головная часть ГОСТ
– комбинированная двигательная установка
– космический корабль
– конструктивно-компоновочная схема
– композиционный материал
– космический ракетный комплекс ГОСТ
– компоненты ракетного топлива
– летно-технические характеристики
– межконтинентальная баллистическая ракета
– маршевый двигатель
– многоразовый межорбитальный буксир
– многоразовый транспортный космический комплекс
– несимметричный диметил гидразин (гептил)
– наземное оборудование
– орбита искусственного спутника Земли
– окончание компонентов топлива
– отсек полезного груза
– отсек полезной нагрузки
– орбитальная ступень
– пороховой аккумулятор давления
– прямоточный воздушно-реактивный двигатель
– полезный груз
– пневмогидравлическая система
– полезная нагрузка
– подвесной топливный бак
– разгонный блок
– ракетный блок (часть ступени РН, включающая корпус, ДУ, элементы
СУ, систему разделения и пр.
– ракетный двигатель твердого топлива
– ракетно-космический комплекс ГОСТ
– ракета космического назначения ГОСТ
– ракета-носитель ГОСТ
– регулятор расхода
– ступень – отделяемая часть РН
1
САС
САУ
САХ
СВ
СЗ
СК
СКО
СМТ
СОБ
СП
СПТ
СТС
СУ
СЭС
ТВР
ТЗ
ТЗП
ТИ
ТК
ТНА
ТТ
ТТУ
ТТХ
УВГ
УРМ
ФО
ЦД
ЦМ
ЦУП
ЭПК
– система аварийного спасения
– система автоматизированного управления
– средняя аэродинамическая хорда крыла
– средства выведения
– система заправки
– стартовый комплекс ГОСТ
– система контроля и диагностики
– средства межорбитальной транспортировки
– синхронное опорожнение баков
– стартовая позиция
– система подачи топлива
– система термостатирования
– система управления
– система электроснабжения
– тепловлажностный режим
– техническое задание
– теплозащитное покрытие
– теплоизоляция
– технический комплекс ГОСТ
– турбонасосный агрегат
– твердое топливо
– твердотопливный ускоритель
– тактико-технические характеристики
– углеводородное горючие
– универсальный ракетный модуль
– ферма обслуживания
– центр давления
– центр масс
– центр управления полетами
– электропневмоклапан
2
Введение
Современные ракеты-носители являются разновидностью средств выведения. Космические средства выведения являются сложными техническими транспортными системами, предназначенными для транспортировки полезных нагрузок в космическое пространство на заданные орбиты или траектории.
Все существующие космические средства выведения используют в своей основе
принцип реактивного движения, т.е. являются реактивными летательными аппаратами.
Средства выведения – локомотивы космонавтики. Проведение независимой политики в
области космической деятельности без собственных средств доставки грузов в космос невозможно, поэтому многие страны стремились к их созданию. Однако далеко не всем это
оказывается по силам из-за их дороговизны. Высокая стоимость средств выведения стала
тормозить развитие космической деятельности. Особенно остро стал вопрос снижения
стоимости выведения полезной нагрузки в связи с широкой коммерциализацией космической деятельности.
В настоящее время оценкой эффективности созданного средства выведения становится критерий "стоимость-эффективность". С точки зрения выполнения этого критерия, в
настоящее время космические средства выведения могут быть следующими:
– одноразовые ракеты-носители, разработанные на базе многоступенчатых баллистических ракет. Стоимость их создания не являлась основных критерием. РН проектировались заново под каждую заданную полезную нагрузку;
– специально спроектированные КРН, созданные на основе многократного воспроизводства составляющих элементов РН, т.е. блочные конструкции. При блочном принципе дешевизна носителя достигается за счет низких затрат на единичные блоки при их серийном производстве, использующем элементы и узлы уже выпускаемые различными отраслями промышленности;
– средства выведения, выполненные на модульном построении, образующие семейства носителей на основе базовых модулей. При модульном принципе КРН собираются на
базе единого ракетного модуля, позволяющего создать несколько вариантов носителей
различной размерности. Подобные проекты возможны при наличии мощного современного ЖРД, имеющего широкие пределы регулирования тяги (от 0,4–0,5 Рном до 1,2 Рном).
Эффективность таких РН наибольшая, если в ступени используется 3–5 модулей, а двигатели имеют 1–2 камеры;
– средства выведения многократного использования, в том числе одноступенчатые.
3
На рис. показано изменение доли различных типов носителей по годам проектирования и изготовления, в том числе и прогнозируемое в относительно ближайшем будущем.
Из рис. следует, что самым массовым и эффективным летательным аппаратом в начале нынешнего тысячелетия является одноразовая РКН, построенная на принципе использования блочных и модульных конструкций.
4
1. Строение и основные параметры атмосферы Земли
Атмосфера Земли представляет собой газообразную оболочку, которая состоит из
нескольких слоев. Нижний слой толщиной 10–12 км называется тропосферой, над ней до
высоты 40 км простирается стратосфера, от 40 до 80 км – мезосфера, а далее — термосфера, которая состоит из ионосферы (80 < h < 500 км) и экзосферы (h > 500 км)/ Экзосфера постепенно переходит в околоземное космическое пространство.
Слой озона, называемый озонным экраном и расположенный на высоте 25–30 км,
поглощает значительную часть губительного для всего живого ультрафиолетового излучения Солнца. Слои атмосферы выше 40 км интенсивно поглощают космические лучи, а
еще более высокие слои атмосферы на h > 100 км экранируют Землю от рентгеновских
лучей. Метеорные потоки сгорают в атмосфере Земли на высотах 70–100 км.
Основными параметрами воздуха являются плотность, давление и температура. Газовая постоянная R=287,1(Дж/кг·град) и показатель адиабаты К = 1,4 воздуха зависят от
химического состава атмосферы и до высоты Н = 90 км практически остаются неизменными. Выше под действием ультрафиолетового и корпускулярною излучения Солнца газ
становится сильно ионизированным. Кроме ионизированных атомов и молекул в верхних
слоях атмосферы содержатся свободные электроны. Это оказывает сильное влияние на
температурный режим атмосферы, представленный на рис. 1.1.
С увеличением высоты на тропосферном участке (Н < 11 км) температура падает по
политропическому закону:
⎛ p⎞
T = T0⎜ ⎟
⎜p ⎟
⎝ 0⎠
n −1
n
,
где: Т, р — температура и давление на текущей высоте, Т0 — температура воздуха на
уровне моря, р0 — давление на уровне моря; n — показатель политропы.
Рис. 1.1. Изменение температуры воздуха с высотой
5
С высоты 11 км температура воздуха остается почти неизменной и равной Т = 217 °К
Затем с высоты 30 км наблюдается повышение температуры до максимума, расположенного на высоте 50 км. Это повышение объясняется повышенным содержанием озона на
этих высотах, который интенсивно поглощает ультрафиолетовое излучение Солнца. Далее
начинается новое понижение температуры и на высоте 80–100 км она снова достигает минимума. Затем идет неизменное возрастание температуры, 4–10 связано с бомбардировкой
самых верхних слоев атмосферы космическими частицами и, естественно, с прямой солнечной радиацией. На высотах h = 250–300 км температура, а точнее, температурный молекулярно-кинетический эквивалент составляет величину Т = 1000ј2000 °К. Однако
вследствие необычайной разреженности среды передача энергии от газа любому телу оказывается ничтожной. В результате баланс между тепловой энергией, полученной от газа и
потерянной телом через радиацию, устанавливается при низкой температуре. Поэтому
большее значение приобретает подвод тепла солнечной радиацией и от работающих бортовых систем. Именно эти два источника берутся в расчет при анализе температурного
режима космических аппаратов.
Законы измeнeния параметров атмосферы с высотой устанавливаются по результатам наблюдений, полученных при помощи шаров-зондов, географических ракет и орбитальных аппаратов. Необходимые для аэродинамических и баллистических расчетов параметры атмосферы задаются таблицей стандартной атмосферы. В этой таблице содержатся значения плотности, давления, температуры с интервалом 20 км у Земли и с увеличенными интервалами на больших высотах.
Для выполнения аэродинамических и баллистических расчетов параметры стандартной атмосферы для слоев тропосферы (h < 11 км) описываются следующими зависимостями:
n
1
⎛ n − 1 g0 ⋅ h ⎞ n −1
⎛ n − 1 g0 ⋅ h ⎞ n −1
⎜
⎟
⎟
p0 = p0 1 −
⋅
; ρ = ρ0 ⎜1 −
⋅
⎜
⎟
⎜
n R ⋅T 0 ⎠
n R ⋅ T 0 ⎟⎠
⎝
⎝
n − 1 g0 ⋅ h
T = T0 −
⋅
n
R
(1.1)
На уровне моря по международному стандарту принимается: р0 = 760 мм рт. ст.; Т0 =
288,16 °К; n = 1,23;
= 1,225 кг/м3 ; R = 287,1 Дж/К F град.
С учетом этих значений указанные зависимости приводятся к виду:
6
⎛
h ⎞
p = p0 ⎜⎜1 −
⎟⎟
⎝ 44300 ⎠
5,256
;
⎛
h ⎞
ρ = ρ0 ⎜⎜1 −
⎟⎟
⎝ 44300 ⎠
T = T 0 − 0,0065 ⋅ h ,
4,256
;
(1.2)
где высота h выражается в метрах.
Для нижних слоев стратосферы (11 < h < 25 км) законы изменения давления, плотности и температуры по высоте имеют следующий вид:
⎡ (h − 11000 )⎤
p = 0,2227 ⋅ exp − ⎢
⎥;
⎣ 6340 ⎦
ρ = 0,629 ⋅ p ⋅10 − 5 ;
T = 216,7°K ≠ f (h ) .
(1.3)
Параметры стандартной атмосферы в сокращенном виде приведем в табл. 1.1.
Таблица 1.1
Стандартная атмосфера (сокращенная) Земли
h, км
0
1
5
10
15
20
25
30
40
50
60
70
80
90
100
p/p0
1
0,887
0,533
0,261
0,120
0,0545
0,0249
0,0117
0,0029
0,835·10–3
0,238·10–3
0,576·10–4
1,1·10–5
1,82·10–5
0,32·10–6
/ 0
1
0,908
0,601
0,338
0,159
0,0725
0,0332
0,0146
0,00327
0,878·10–3
0,271·10–3
0,757·10–4
1,71·10–5
0,284·10–5
0,441·10–6
Т, °К
288,2
281,6
255,6
223,1
216,7
216,7
216,7
230,4
257,7
274
253,4
719,1
185
185
209
1.1. Классификация ракет
В настоящее время известно большое количество уже созданных и разрабатываемых
разнообразных ракет. Некоторые из них имеют между собой много общего по конструкции, двигательным установкам, энергетическим системам, назначению и т.д. Это дает
возможность, как это показано во введении, классифицировать ракеты, разделяя их на
группы по отдельным признакам, что, в свою очередь, существенно облегчает процесс их
изучения.
7
Классифицировать ракеты можно по различным признакам (рис. 1.2):
• по многократности применения;
• по компоновочным схемам;
• по конструкции отсеков;
• по весу и габариту;
• по источнику энергии;
• по агрегатному состоянию топлив;
• по способу подачи топлива;
• по типу старта;
• по назначению;
• по боевому применению.
8
p`jeŠ{
По весу и
габаритам
l=л/е
q!ед…,е
Š ›ел/е
По многоразовости
l…%г%*!=2…/е
nд…%“23Cе…ч=2/е
По способу
подачи
топлива
nд…%*!=2…/е
)=“2,ч…%
o%л…%“2ью
g=*!/2= “.ем=
mеC!е!/"…/е
m=“%“…=
a=л%……=
b/2е“…,2ель…=
По компоновке
q=м%ле2…/L
o=*е2/
j%!=Kель…/L
o%д",›…/е
q%“2="…/е
Перекисьводородные
Азотнокислые
Фтористые
Кислородные
По типу
старта
u,м,че“*,е
pd + obpd
j%мK,…,!%"=……/е
“pd + obpd
“де!…/е
`"2%“=м%.%д…/L
m= г3“е…,ч…%м .%д3
По источнику
энергии
q C%"е!. …. ƒемл,
q2=ц,%…=!…/е
r…,2=!…/е
p=ƒдель…%L C%д=ч,
f,д*%“2…/е
q ме2=лл,че“*,м,
д%K="*=м,
Š"е!д%2%Cл,"…/е
c,K!,д…/е
l…%г%*%мC%…е…2…/е
p=ƒдель…%L C%д=ч,
p=ƒдель…%L C%д=ч,
j%мK,…,!%"=……/е
x=. 2…/L
o%д"%д…/L
nд…%*!=2…/е
}ле*2!,че“*,е
d"3.*%мC%…е…2…/е
fелеƒ…%д%!%›…/L
o%дл%д%ч…/L
j%мK,…,!%"=……/е
m,ƒ*%*,C ?,е
o`d
f`d
o%“лед%"=2ель…/е
b/“%*%*,C ?,е
n2*!/2= “.ем=
a=лл,“2,че“*,е
b%е……/е
По агрегатному
состоянию топлива
gе…,2…/е
d=ль…ег%
деL“2",
q!ед…еL
д=ль…%“2,
l=л%L
д=ль…%“2,
p=ƒ…/е
По назначению
m%“,2ел,
p=*е2/-…%“,2ел,
lе2е%!%л%г,че“*,е
}*“Cе!,ме…2=ль…/е
dл !=*е2
r“*%!,2ел,
p,“. 1.2. jл=““,-,*=ц, !=*е2
dл “=м%ле2%"
grp
`…2,!=*е2/
0
2. Характеристика реактивного принципа движения и особенности
ракетного полета
Реактивный принцип движения – движение под воздействием силы отдачи, т.е.
реакции потока частиц, отбрасываемых от аппарата.
Всякий способ передвижения основан на силах отдачи, т.е. на отбросе какой-то массы в обратном направлении (лодка и пароход отбрасывают массу воды; винтовой двигатель самолета отбрасывает массу воздуха; человек отбрасывает назад Землю и т.д.). Но
такое движение не принято называть реактивным, потому что оно возникает в результате
реакции непрямого действия. При этом типе движения между двигателем (источник или
преобразователь энергии) и отбрасываемой массой имеет промежуточный механизм –
движитель. (У лодки двигатель – гребец, движитель – весла; у парохода – движитель –
гребной винт; самолета – воздушный винт; человека – ноги.)
У реактивного принципа характерным является отсутствие движителя и возникающая реакция поэтому называется реакцией прямого действия.
Для осуществления реактивного движения необходимы следующие компоненты:
– источник энергии;
– рабочее тело (вещество, масса которого отбрасывается в обратном направлении).
Масса воды, отбрасываемая гребным винтом парохода несет в себе функции рабочего тела, но называть ее так не принято. Это пассивная масса окружающей среды и к пароходу она не относится.
Масса воздуха, попадающая в камеру ВРД через заборник содержит кислород воздуха, используемый для сжигания горючего, а продукты сгорания и не участвующий в реакции горения азот истекают через сопло с высокой скоростью, вследствие чего и создается
реактивная сила.
Всю отбрасываемую массу называют рабочим телом, т.к. ее состояние в результате
предварительного сжатия и последующего нагрева изменилось (это не пассивная внешняя
масса, а масса, участвующая в рабочем процессе двигателя). Работа ВРД связана с наличием атмосферы. Без кислорода нельзя обеспечить горения и энергию, а без массы воздуха не было бы рабочего тела, т.е. в вакууме ВРД работать не может.
Двигатели, энергия и рабочее тело которых черпаются только из запасов, находящихся на борту ЛА называются ракетными, а ЛА – ракетами. Т.е. понятие "ракетный"
включается в более общее – "реактивный".
10
При большом разнообразии ракетных двигательных систем, основанных на использовании различных видов энергии, они решают одну задачу – выбрасывание из ракеты некоторой массы, запас которой (так называемое рабочее тело) находится внутри ЛА. На
выбрасываемую массу со стороны ракеты действует некоторая сила, и согласно одному из
основных законов механики – закону равенства действия и противодействия – такая же
сила, но противоположно направленная, действует со стороны выбрасываемой массы на
ракету. Эта сила, приводящая ракету в движение, называется силой тяги.
При исследовании движения ЛА с работающим двигателем мы имеем дело с тремя
группами сил.
1. Реактивные силы. Возникают в результате реакции истекающей среды. Это силы
внутреннего взаимодействия между различными частями одной механической системы.
2. Массовые силы. Подчинены закону всемирного тяготения. Применительно к ЛА
складываются из элементарных сил, приложенных к каждой элементарной частице массы
ЛА. Являются внешними силами.
3. Поверхностные силы. Аэродинамические силы, приложенные к каждой элементарной площадке поверхности корпуса ЛА. К ним относятся силы, действующие на органы управления, распложенные в зоне действия истекающих газов (силы на газоструйных
рулях). Включаются в число внешних сил.
Результатом действия всех сил на ракету является ускорение, которое она получает.
Результирующее ускорение складывается из ускорений, сообщаемых каждой силой Fi в
отдельности: a р =
∑M
Fi
(М – масса ракеты в некоторый момент времени).
i
Ракета является телом переменной массы. Такие тела с размерами, несоизмеримо
малыми по сравнению с проходимыми ими путем под действием всех сил, рассматривают
как точки переменной массы.
2.1. Траектория полета ракеты-носителя
Траектория полета – путь, проходимый ракетой-носителем при выведении полезного груза на орбиту. Основные участки траектории полета ТКС см на рис. 2.1.
11
Рис. 2.1. Траектория ракеты-носителя
1 – Земля; 2 – вертикальный участок полета; 3 – активный участок полета 1-й ступени; 4 – активный участок
полета 2-й ступени; 5 – активный участок полета 3-й ступени; 6 – орбита КА; 7 – пассивный участок полета
ракетного блока 2-й ступени; 8 – пассивный участок полета ракетного блока 1-й ступени; 9 – местный горизонт; 10 – направление радиуса Земли
Активный участок полета – движение системы с работающими двигателями.
За вертикальным участком полета (2) следует программный разворот (3), в соответствии с задаваемой системой управления (СУ) программой выведения для решения требуемой целевой задачи.
Пассивный (свободный) участок полета по траектории (7, 8) или орбите (6). ЛА
или отработавшие ракетные блоки (РБ) совершают полет, как свободно брошенное тело.
Ракета-носитель служит для выведения на опорную орбиту космического аппарата
(КА).
Орбита космического аппарата – путь КА в поле центральной силы, определяемый воздействием силы тяготения (космический аппарат считается бесконечно малым телом, масса его мала по сравнению с массой центрального тела, что его можно считать
притягиваемым центральным телом, но не притягивающим последнее).
Поле притягивающей силы – поле тяготения, создаваемое однородным и сферическим телом (применительно к ИСЗ – Земля с ее полем тяготения).
12
Рис. 2.2. Орбиты космического аппарата в поле центрального тела
1 – центральное тело; 2 – силовое поле центрального тела; 3 – круговая орбита; 4 – эллиптическая орбита;
5 – параболическая орбита; 6 – гиперболическая орбита
Рис. 2.3. Элементы орбиты ИСЗ
i – наклонение орбиты: а – большая полуось орбиты; W – долгота восходящего угла; w –
угловое расстояние перигея от восходящего узла;
1 – направление на точку весеннего равноденствия; 2 – центр орбиты; 3 – линия узлов; 4 –
нисходящий узел; 5 – Земля; 6 – перигей орбиты (точка орбиты, ближайшая к центру Земли); 7 – плоскость орбиты; 8 – плоскость экватора Земли; 9 – восходящий узел; 10 – фокус
орбиты; 11 – апогей орбиты (точка орбиты, наиболее удаленная от центра Земли)
13
2.2. Силы и моменты, действующие на ЛА на активном участке
траектории полета
ЛА, совершающий полет на активном участке траектории, рассматривают как точку
переменной массы. Классическая механика, при установлении соотношений между силами, действующими на материальную точку и ее ускорением, исходит из постоянства массы точки, поэтому ее законы для изучения движения точек переменной массы неприменимы.
Задачу вывода зависимостей, учитывающих изменение массы в процессе движения,
впервые решил И.В. Мещерский, разработавший общую теорию движения точки переменной массы.
2.2.1. Движение точки переменной массы
В классической механике для решения задач поступательного движения тела массой
M = const используют уравнение:
Ma =
∑P
i
(2.1)
i
∑P
i
– сумма проекций всех внешних сил на направление движения.
i
Как изменится это выражение в случае M = var?
Рассмотрим ракету, имеющую в момент t массу М, абсолютную скорость V, летящую в безвоздушном пространстве при отсутствии гравитационного поля. С борта ракеты
за время Δt отбрасывается масса ΔМ с относительной скоростью W = V – V1 противоположно направлению
V
. Тогда абсолютная скорость массы ΔМ будет V1 = V – W, а абсо-
лютная скорость массы М – ΔМ соответственно – V – ΔV (ΔV – приращение скорости в результате отброса массы ΔМ).
По закону сохранения количества движения:
MV = (M – ΔM)(V + ΔV) + ΔM(V – W).
(2.2)
Пренебрегая величинами второго порядка малости, получим:
MΔV = ΔM W .
(2.3)
14
Из (2.3) следует, что в процессе i-го отброса массы ΔMi ракета приобретает приращение скорости:
ΔV i =
ΔMi
W .
M
(2.4)
При последовательном отбросе ряда элементарных масс ΔMi ракета непрерывно будет получать приращение скорости ΔVi, а ее скорость в любой момент времени
, пред-
шествующий очередному i-му отбросу массы ΔMi будет:
i −1
V i −1 =
∑ ΔV
i
.
(2.5)
i =1
Откуда после i-го отброса массы скорость ЛА:
Vi = Vi-1 + ΔVi .
Поделив левую и правую части (2.3) на Δt и перейдя к пределу при Δt Î 0, получим
уравнение движения точки переменной массы (уравнение Мещерского):
dV
dM
=−
W .
dt
dt
M
(2.6)
Обозначим секундный расход массы (но не веса!):
m = −M = −
dM
, [кг/с] .
dt
Часто вместо массового, рассматривают секундный весовой расход:
G сек = − g0 m , [кг/с] .
Тогда уравнение Мещерского:
M V = m W ,
(2.7)
или:
G
M V = сек W
g0
В правой части выражения (2.7) – реактивная сила, обусловленная отбросом элементарных активных масс. Это основная движущая сила, но это еще не тяга двигателя (!)
Применительно к движению ракеты в среде без действия внешних сил реактивная
сила будет единственной, действующей на ракету. Эта сила является движущей, если
dM
< 0 , т.е. в процессе движения масса уменьшается.
dt
Из выражения (2.4) следует, что по мере движения ракеты непрерывно растет ее ускорение.
15
Из выражения (2.5) следует, что конечная скорость ракеты определяется величиной
ее активной массы – запасом топлива, увеличение которого на борту приводит к увеличению ее скорости.
2.2.2. Тяга ракетного двигателя и показатели его эффективности
Представим двигатель условно в виде одной камеры (см. рис. 2.4). Тягу камеры
можно определить как равнодействующую сил давления, действующих на внутреннюю и
внешнюю поверхности камеры.
Рис. 2.4. Силы, действующие на стенки камеры
На внутреннюю поверхность камеры действует переменное давление P, изменяющееся от давления Pк в камере сгорания до давления Pa на срезе сопла, которое, отличается от давления Pн окружающей среды, действующего на внешнюю поверхность камеры.
Согласно определению тяга камеры:
R=
∫
p cos(nx )dS =
S
∫
S вн
p cos(nx )dS −
∫
p cos(nx )dS = Pвн + Pн
Sн
где n – нормаль к поверхности; х – продольная ось камеры; S – полная (внутренняя и
внешняя) поверхность камеры; Pвн – равнодействующая внутренних сил на стенки двигателя; Pн – равнодействующая наружных сил давления невозмущенной среды стенки двигателя.
Равновесие сил наружного давления нарушается из-за наличия в камере отверстия –
выходного сечения сопла площадью Sa. Вследствие этого возникает неуравновешенная
сила Pн, характеризующая тягу, создаваемую силами давления окружающей среды, приложенными к внешнему контуру:
R н = Р н cos(nx )dS = рн S a = Pн
∫
Sн
Для определения тяги, создаваемой силами давления, приложенными к внутреннему
контуру, воспользуемся УРАВНЕНИЕМ ЭЙЛЕРА: сумма сил, действующих на ограни16
ченный контрольной поверхностью объем газа, равна разности секундных количеств
движения газа, втекающего и вытекающего из этого объема.
На объем газа со стороны внутренней поверхности камеры действует отрицательная
сила (–Рвн), а со стороны газового потока, находящегося за выходным сечением сопла –
положительная сила (+раSa).
Количество движения газа, втекающего в рассматриваемый объем, равно нулю (т.к.
весь двигатель условно представлен в виде одной камеры), а количество движения газа,
вытекающего из этого объема (из сопла) равно m W а (Wa – скорость истечения газов на
срезе сопла).
Следовательно, уравнение Эйлера для рассматриваемой камеры:
− Pвн + pa S a = 0 − m W a
(2.8)
Откуда, тяга Rвн, снимаемая с внутреннего контура, зависящая только от параметров
рабочего процесса в камере, определится:
R вн =
∫ p cos(nx )ds = p S
a
a
+ m W a = Pвн
S вн
Таким образом, тяга ракетного двигателя определится:
R = R вн + R н =
∫
p cos(nx )ds =
S вн
∫
pн cos(nx )ds = т W a + S a ( pa − ph ) ,
(2.9)
Sн
ph – давление атмосферы на высоте h.
Скорость истечения Wa продуктов сгорания на срезе сопла определяется:
Wa =
⎛ K −1 ⎞
⎟⎤
⎜
⎡
⎝ K ⎠
⎛
⎞
p
2K
a
⎢
⎥
R кT к 1 − ⎜⎜ ⎟⎟
⎢ ⎝ pк ⎠
⎥
K −1
⎢⎣
⎥⎦
где: К – показатель адиабаты продуктов сгорания; Rк, Тк, рк – газовая постоянная, абсолютная температура и давление в камере сгорания соответственно.
Таким образом, сила тяги по своей природе является поверхностной силой. Однако
на корпус она передается либо в виде сосредоточенных сил (в местах присоединения
стержней рамы двигательной установки), либо в виде распределенной по контуру поперечного сечения корпуса нагрузки (при наличии сравнительно большого числа опорных
стержней у рамы или при использовании вместо стержневой системы подкрепленной оболочки).
Из выражения (2.9) следует, что вследствие внешнего атмосферного давления рh тяга
уменьшается у поверхности Земли, где ph = p0, она минимальна (стартовая тяга):
R 0 = m W a + S a ( pa − p0 )
(2.10)
17
и достигает наибольшего значения, называемого пустотной тягой в вакууме, где ph = 0:
R п = m W a + S a pa
(2.11)
Отличие R0 от Rп определяется площадью Sa выходного сечения сопла и для реальных РД составляет 10–15%.
Из выражения (2.9) следует, что тяга складывается из двух слагаемых: реактивной
силы R р = m W a и статической тяги Rст = Sa(pa – ph).
Изменение силы тяги РД по времени полета зависит от закона изменения по времени
высоты полета ракеты.
Прибавив и отняв в правой части выражения (2.9) слагаемое Sap0 = Rп – R0, получим:
⎡
⎛
p ⎞
p ⎤
R = m W a + S a ( pa − p0 ) + S a p0 − S a ph = R 0 + S a p0 ⎜⎜1 − h ⎟⎟ = R 0 ⎢λ − (λ − 1) h ⎥ ,
p0 ⎠
p0 ⎦
⎣
⎝
где: λ =
(2.12)
Rп
– высотность двигателя.
R0
Используя таблицы характеристик стандартной атмосферы с помощью выражения
(2.12) удобно получать зависимости R = R(h).
Коэффициент
РД, как правило известен и для реальных РД меняется в пределах
= 1,1...1,25.
Выражение пустотной тяги Rп можно представить в форме реактивной силы:
R п = m W e ,
где: W e = W a +
(2.13)
S a pa
, We – эффективная скорость истечения.
m
В реальных РД We > Wa на 10–15%.
Из выражения (2.8) следует:
Pвн = m W a + S a pa = R п .
Таким образом, пустотная тяга – это результирующая сил давления, распределенных по внутренней поверхности камеры. Это давление не зависит ни от скорости V полета, ни от условий окружающей среды. Поэтому пустотная тяга Rп – одна из основных характеристик не условий полета, а самого двигателя.
Для обеспечения постоянства тяги в течение требуемого времени необходимо иметь
равенство количества газов, образующихся в камере при горении топлива за единицу времени и вытекающих из сопла за это же время. При этом условии в камере будет поддерживаться постоянное давление pк , чем и обеспечивается постоянство тяги.
Массы внешней среды в создании тяги не участвуют, а следовательно, РД может работать в вакууме. Это одна из его важнейших особенностей.
18
Основные показатели эффективности РД:
Удельная тяга – тяга РД, отнесенная к секундному весовому расходу топлива:
Pу =
W
S
R
R
=
= a + a ( pa − ph ) ,
g0 m g0
G сек m g 0
[P ] = [R ]
у
[G ] = [с].
(2.14)
сек
В разговорной речи размерность "секунда" заменяется словом "единица".
Чем больше удельная тяга, тем больше абсолютная тяга РД при заданном секундном
расходе топлива или тем меньше секундный расход при заданной тяге двигателя, т.е. тем
более экономичен и совершенен РД.
Чем больше удельная тяга, тем при прочих равных условиях будет больше дальность
полета ЛА при одинаковом суммарном расходе рабочего тела.
С изменением высоты удельная тяга изменяется от стартовой удельной тяги Pу0:
Pу0 =
Wa
S
+ a ( pa − p0 )
g0 m g0
(2.15)
W a S a pa W e
+
=
.
g0 m g0
g0
(2.16)
до пустотной удельной тяги Pуп:
Pуп =
Для современных РД пустотная удельная тяга составляет 250–450 с.
Удельный импульс – это импульс, приходящийся на единицу веса израсходованного топлива:
Pу =
Rt
,
G сек
(2.17)
] = [c] .
[P ] = [Rt
у
[G ]
сек
Удельный импульс и удельная тяга в принципе одно и то же. Терминологическая
приверженность определяется лишь сложившимися традициями.
Удельный импульс тяги Jу – тяга РД, отнесенная к секундному массовому расходу
топлива:
Jу =
R
= g0 Pуп = W e .
m
(2.18)
Таким образом, удельный импульс тяги РД – это эффективная скорость We истечения, применение которой теперь распространяется и на атмосферный участок.
Следует помнить, что Jу ≈ 10Ру , что устраняет смысловое искажение при сокращениях в разговорной речи. Если удельный импульс оценивается сотнями "единиц" – значит
19
речь действительно идет об удельном импульсе, а если тысячами – удельном импульсе
тяги, измеряемом в м/с.
Причины изменения тяги ЖРД на траектории активного участка полета:
– падение барометрического давления Ph с высотой, а следовательно, снижение неуравновешенной силы PH = PhSa , характеризующей тягу, создаваемую силами давления
окружающей среды, приложенными к внешнему контуру;
– программное изменение секундного массового расхода m топлива в регулируемых
жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).
На параметры траектории вполне ощутимо вредно влияют начальный и конечный
отрезки времени работы двигателя, протекающие в неустановившемся режиме. Для их
уменьшения на этих участках изменяют секундный массовый расход m (а, следовательно,
и тягу R двигателя) следующим образом.
Запуск ЖРД производится при неполной подаче компонентов, т.е. при небольшом
расходе. Необходимо время, чтобы в объеме камеры была достигнута относительная однородность параметров состояния продуктов сгорания.
Для многодвигательных ЛА во избежание заметных угловых возмущений необходимо еще и предварительное выравнивание тяг у противостоящих двигателей. Турбина
турбонасосного агрегата (ТНА), обеспечивающего подачу топлива в камеру сгорания, после подачи команды на полный расход набирает номинальные обороты не сразу, а в течение некоторого промежутка времени. Поэтому выведение всех двигателей на режим полной тяги требует некоторого времени.
Предстартовый расход топлива невелик, но его необходимо учитывать при определении заправочных запасов топлива. Отрыв ракеты от стартового устройства происходит
в момент t = 0, когда нарастающая тяга сравняется со стартовым весом (рис. 2.5). В дальнейшем масса ракеты меняется в полете в соответствии с зависимостью:
t
∫
M = M 0 − m (t )dt ;
0
0
M 0 = M запр −
∫ m (t )dt ,
(2.19)
t запр
где: M0 – стартовая масса в момент t = 0; Мзапр – масса заправленной ракеты; tзапр < 0 –
время подачи команды на зажигание.
20
Рис. 2.5. Изменение тяги и секундного массового расхода топлива по времени активного
полета
В конце участка выведения, когда подается команда на выключение ДУ, остатки догорающего в камере топлива, сообщают ракете некоторый неконтролируемый импульс
последействия. Для уменьшения влияния его разброса на скорость полезного груза в
конце участка выведения, двигатель за 2–5 с до полного выключения, по предварительной команде, переводится на режим конечной ступени. Недостающая до расчетной скорость набирается на пониженной тяге. Затем по главной команде в момент tк производится полное выключение двигателя. Такое программное изменение тяги ЖРД достигается регулированием секундного массового расхода m топлива с помощью регулятора расхода, поддерживающим фактическую тягу на участке выведения близкой к номинальной
(Rфакт ≈ Rпот).
Для первых ступеней ракет-носителей регулятор обеспечивает обычно m = const. На
последующих ступенях РН регулятор реализует программное изменение m , а следовательно и тяги R. РН на этих ступенях выводится по относительно пологой траектории и,
следовательно, потери скорости на земное тяготение не столь ощутимы, как на первой
ступени. Поэтому можно снизить тяговооруженность n 0 =
R0
и ввести режим постепенно
G0
уменьшающейся во времени тяги. Программное изменение расхода обеспечивает требуемый закон изменения тяги по времени, который вводится в интегрируемые уравнения
движения.
21
2.2.3. Первая задача Циолковского
Рассмотрим движение ракеты в безвоздушном пространстве при отсутствии гравитационного поля. Движение в этом случае будет происходить только под действием реактивной силы.
Какую скорость V приобретет ракета к моменту, когда начальная масса М0 уменьшится до конечного значения Мк (до полной выработки топлива)? Это – первая задача
Циолковского.
Запишем уравнение Мещерского:
M
dV
dM
= m we = −
we .
dt
dt
После разделения переменных получим:
dV = −we
dM
.
M
Т.к. we = const , после интегрирования получим:
V = − ∫ we
dM
= −we ln M + C .
M
Значение С получим из начальных условий: при t = 0 скорость V = V0 =0 и масса М =
М0 .
Тогда: V 0 = −we ln M 0 + C = 0 .
Откуда: q = we ln M 0 .
Подставив С в выражение для V, окончательно получим:
V = −we ln M + we ln M 0 = −we ln
M
= −we ln μ .
M0
(2.20)
где: М – текущая масса ракеты;
μ =
M
– относительная текущая масса ракеты.
M0
Это формула Циолковского для определения идеальной скорости одноступенчатой
ракеты, которая характеризует энергетические характеристики собственно ракеты.
По мере выработки топлива масса М и соответственно
уменьшаются, а скорость V
– возрастает.
22
В частности, при значении μ =
1
= 0,368 скорость V ракеты всегда равна эфe
фективной скорости we истечения (см. рис. 2.6).
Рис. 2.6. Изменение скорости V в зависимости от
для различных we
Когда топливо будет полностью выработано, а двигатель выключен, скорость V достигнет своего наибольшего конечного Vк значения:
V * = −we ln μ * = we ln z
где: μ * =
,
(2.21)
M*
– относительная конечная масса;
M0
Mк , M0 – конечная и начальная масса ракеты соответственно;
V*
M0
z =
= e w – число Циолковского.
M*
e
Другая форма записи конечной скорости:
V * = − g 0 P3 .C . ln μ * = g 0 P3 .C . ln z = g 0 P3 .C. ln
M0
1
,
= g 0 P3 .C . ln
M 0 − MŠ
1 − μŠ
где: МТ – масса топлива;
μŠ =
MŠ
– относительная масса топлива.
M0
Рассмотрим, от каких параметров зависит путь SК, пройденный ракетой в идеальных
условиях за время tК .
tj
Очевидно: S j = − ∫ we ln μdt .
0
= const текущая масса М ракеты линейно зависит от времени:
При m
23
M = M 0 − m t .
m
m
t ; dμ = −
dt .
M0
M0
Поэтому: μ = 1 −
Тогда после замены переменных:
M0
= we
m
Sj
μj
∫ ln μdμ
,
1
или после интегрирования:
S j = we
M0
(1 + μ j ln μ j − μ j ) .
m
Так как:
Ro = m we ,
то:
M0
M 0 g 0 we
G
w
=
⋅
= 0 ⋅ e .
m
m we
g0
Ro g 0
Поэтому:
Sj =
где: ν 0 =
1 2
we ν 0 [1 − μ j (1 − ln μ j )] ,
g0
(2.22)
G0
– стартовая нагрузка на тягу.
Ro
Величину, обратную
0
называют тяговооруженностью η0 :
η0 =
R
1
= o
ν0
G0
.
(2.23)
Выясним, какое влияние оказывает тяговооруженность на время t работы двигателя.
Выше отмечалось, что при линейном законе изменения массы ЛА:
M = M 0 − m t и
μ = 1−
m
t .
M0
Откуда:
t =
Учитывая, что η0 =
M0
(1 − μ ) = M 0 we (1 − μ ) .
m
Ro
Ro
g 0M 0
:
24
t =
w0
(1 − μ ) = Pr 0 (1 − μ ) ,
η0
g 0 η0
или:
μ = 1−
g 0 η0
ηt
t = 1− 0 .
we
Pr 0
Из последних двух выражений следует, что для ракет с одинаковыми скоростями истечения we равным значениям
может соответствовать разное время работы двигателя:
чем больше начальная тяговооруженность η0 , тем меньше время.
На рис. 2.7 дана зависимость V = f(t) для we = cons и различных, значений начальной тяговооруженности η0 . Равные значения скорости, очевидно, имеют место при
равные
.
Рис. 2.7. Зависимость скорости V от времени t полета для различных значений начальной
тяговоорукенности η0
Увеличение конечной идеальной скорости ракеты можно достичь либо увеличением
эффективной скорость we истечения продуктов сгорания, либо уменьшением относительной конечной массы
К
(увеличением числа Z Циолковского). Закон же расхода топ-
лива, равно как и абсолютные значения начальной и конечной масс, не оказывают влияния на приобретенную скорость.
Путь, проходимый ракетой, зависит не только от we и μ j но и обратно пропорционален тяговооруженности η0 , т.е. стартовому ускорению. Этот факт объясняется тем, что
с увеличением η0 , уменьшается время t работы двигателя, а следовательно, снижаются
гравитационные потери скорости. В итоге это проводит к увеличению конечной скорости
ракеты, движущейся в поле тяготения планеты, а, следовательно, растет и проходимый ею
путь.
25
2.2.4. Формула Циолковского для многоступенчатой ракеты
Основная задача ракеты – сообщить заданному полезному грузу определенную скорость. В зависимости от полезного груза и необходимой скорости назначается и запас топлива. Чем больше груз и конечная скорость, тем больший запас топлива MТ должен находиться на борту, а следовательно, тем большим сказывается стартовый вес ракеты, тем
больше необходима тяга двигателя, что приводит к увеличению веса двигательной установки и веса всей конструкции ракеты в целом:
↑ MП.Г и ↑VК → ↑MТ → М0 → ↑R → ↑Mконстр. .
Из формулы Циолковского (61) следует, что увеличение конечной скорости ракеты
может быть достигнуто либо увеличением эффективной скорости we истечения продуктов сгорания из сопла ракетного двигателя, либо уменьшением относительной конечной
массы μ j . Реальный предел для существующих конструкций на сегодня μ j = 0,12 м а
максимально достижимое для химических ракетгых двигателей значение we = 4400 м/с
(топливо – ''водород – кислород"). Тогда:
V j = −4400 ln 0,12 = 9300 м/с .
Далее будет показано, что для выведения полезного груза на низкую круговую орбиту Земли необходима характеристическая скорость Vx = 9400 м/с (необходимая фактическая скорость Vфакт = 7800 м/с). Разность между ними – ΔV Σ = 1600 м/с – это суммарные
потери скорости, обусловленные совокупностью потерь скорости из-за отличий реальных
условий полета от идеальных.
Приведенные количественные опенки свидетельствуют, что достижение первой
космической скорости для создания ИСЗ Земли находится на пределе реальных возможностей одноступенчатых ракет с двигателем на химическом топливе. Такая одноступенчатая ракета уже создана в Японии – в 1986 г. с ее помощью был осуществлен запуск ИСЗ
массой ≈ 800 кг на круговую орбиту Земли. Добиться этого удалось за счет широкого
применения в конструкции неметаллических и композиционных материалов, что обеспечило снижение μ j ниже вышеуказанного предела. Однако вывод больших полезных грузов с помощью одноступенчатых ракет в ближайшем будущем не представляется возможным.
Основной недостаток одноступенчатой ракеты заключается в том, что конечная скорость сообщается не только полезному грузу, но и всей конструкции в целом. При увели-
26
чении веса конструкции это ложится дополнительным бременем на энергетику одноступенчатой ракеты, что накладывает ограничения на величину достижимой скорости.
Одна из плодотворных идей К.Э. Циолковского относится к созданию многоступенчатых ракет, способных за счет избавления от ненужной (балластной) массы освободившихся от топлива баков и других элементов конструкции значительно повысить скорость
сравнительно с простой одноступенчатой ракетой.
На рис. 2.8 приведена схема трехступенчатой ракеты с так называемым поперечным
делением (схема "Тандем").
Рис. 2.8. Схема трехступенчатой ракеты
Под СТУПЕНЬЮ многоступенчатой ракеты понимается одноступенчатая ракета,
состоящая из ракетного блока (РБ) и условного полезного груза в виде оставшейся (верхней) части ракеты. Т.о., последующая i-я ступень является полезным грузом предыдущей
(i – 1)-й ступени.
Вывод полезного груза с помощью многоступенчатой ракеты осуществляют следующим образом.
На старте, работает наиболее мощный двигатель первой ступени, способный поднять ракету со стартового устройства и сообщить ей определенную скорость. После того,
как будет израсходовано топливо в баках первой ступени, она отбрасывается, а дальнейшее увеличение скорости достигается за счет работы двигателей следующей ступени и
т.д. Теоретически процесс деления можно вести до бесконечности. Однако, на практике
выбор числа ступеней следует рассматривать, как предмет поиска оптимального конструктивного варианта. Увеличение числа ступеней при заданной массе МП.Г. полезного груза ведет к уменьшению стартовой массы М0 ракеты, но при переходе от n ступени к (n +
1)-й выигрыш с числом n уменьшается, ухудшаются весовые характеристики отдельных
27
ракетных блоков, увеличиваются экономические затраты и снижается надежность. Продемонстрируем это на реальном числовом примере:
Количество ступе-
2
3
4
5
6
848
185
140
124
116
ней, n
Стартовая масса
М0 , т
Таким образом, в отличие от одноступенчатой, в многоступенчатой ракете одновременно с полезным грузом заданную конечную скорость приобретает масса конструкции
не всей ракеты, а только последней ступень. Массы же ракетных блоков предыдущих ступеней получают меньшие скорости, что приводит к экономия энергетических затрат.
Введем следующие обозначения:
μ i , μ iK – соответственно текущее и конечное значения относительной массы i-й
ступени;
wei – скорость истечения при полете i-й ступени;
V i , V iK – соответственно текущее значение скорости и конечное значение, приобретенное i-й ступенью.
Тогда:
V i = −wei ln μ i ; V iK = −wei ln μ iK .
После того, как выработается, топливо 1-й ступени:
V IK = −weI ln μ IK ,
где μ IK =
M 0 − M TI
– относительная конечная масса 1-й ступени;
M0
MTI- – масса топлива в баках 1-й ступени.
Скорость полета 2-й ступени складывается из конечной скорости 1-й ступени и текущей скорости, приобретенной 2-й ступенью: V II = −weI ln μ IK − weII ln μ II . После
выработки топлива 2-й ступени:
V IIK = −weI ln μ IK − weII ln μ IIK ,
где: μ IIK =
M 0 II − M TII
M 0 II
– относительная конечная масса 2-й ступени;
M0II – стартовая масса 2-й ступени;
MТII – масса топлива в баках 2-й ступени.
28
Тактом образом, каждая последующая ступень дает приращение скорости. В итоге,
конечная скорость многоступенчатой ракеты определится как сумма скоростей, приобретенных всеми n ступенями:
V KΣ =
n
n
i =1
i =1
∑ V Ki = −∑ wei ln μ Ki =
n
∑w
i =1
ln Z i .
ei
(2.24)
Если we 1 = we 2 = ... = wen то:
V KΣ =
n
∑
i =1
− wei ln μ Ki = −we ln
n
∏ μ Ki = we ln
i =1
n
n
∏Z
i =1
i
.
n
В подобном случае часто произведение
∏μ
i =1
Kin
приравнивают некоторому эквива-
лентному значению μ KΣ , называемому суммарной относительной массой. Тогда:
V KΣ = −we ln μ KΣ .
(2.25)
Суммарная относительная масса μ KΣ – это относительная конечная масса такой
гипотетической одноступенчатой ракеты, которая приобретает ту же скорость, что и соответствующая многоступенчатая ракета при равных скоростях истечения по ступеням.
Типичный график набора скорости для многоступенчатой ракеты приведен на рис.
2.9. В осях
I
, VI и
II
, VII построены зависимости для каждой ступени в соответствии с
(2.24). В осях μ Σ , V Σ показана зависимость (2.26).
Рис. 2.9. График набора скорости двухступенчатой ракеты в зависимости от
I
,
II
, μΣ
29
3. Общие сведения об устройстве РН
Летательный аппарат (ракета-носитель) – сложная техническая система, состоящая
из большого количества элементов, состав и наиболее существенные взаимосвязи которых
раскрываются ее структурной схемой (рис. 3.1).
Схема имеет несколько уровней иерархии.
Рис. 3.1. Структурная схема РН
В проектных расчетах используется деление ЛА на ступени и ракетные блоки (РБл).
Совокупность РБл многоступенчатой ракеты является собственно ракетной частью, обеспечивающей в конце активного участка траектории транспортируемому полезному грузу
требуемые кинематические параметры движения. В ракетах космического назначения
(РКН), предназначенных для выведения полезных грузов на ОИСЗ, ракетную часть принято называть РАКЕТОЙ-НОСИТЕЛЕМ (РН).
Второй уровень иерархии (наиболее высокий), составляют ступени многоступенчатой РН.
СТУПЕНЬ – часть составной ракеты, обеспечивающая ее полет на определенном отрезке активного участка и состоящая из:
30
– РБл с запасами топлива;
– ДУ;
– элементов СУ;
– полезного груза ступени.
Полезный груз ступени может служить последующей ступенью многоступенчатой
ракеты после отделения опорожнившихся РБл.
Третий уровень иерархии составляют:
– ракетные блоки (РБл) ступеней;
– головной блок (ГБ);
– системы управления (СУ);
– системы телеизмерений (С'Г);
– системы разделения ступеней (СРС);
– дополнительные устройства, необходимые для функционирования ступеней РН в
целом.
Размещение на 3-м уровне СУ, СТ и СРС определяет их функциональную связь со
ступенями РН, т.к. они существуют в законченном виде только в составе полностью собранной РН, хотя их отдельные элементы входят составной частью в автономные РБл.
На 3-м уровне структурной схемы размещены и элементы связи РН с технологическим оборудованием наземного комплекса, а также элементы системы наведения (переходные конструкции типа рам, кабель-заправочная мачта (КЗМ), прицельные призмы и
т.д.).
Эти элементы являются вспомогательными и после старта РН остаются на стартовой
позиции. Функционально они обслуживают всю РН в целом в период подготовки и проведения пуска.
РАКЕТНЫЙ БЛОК (РБл) – автономная часть составной ракеты, состоящая из отсеков корпуса (топливный отсек с запасами топлива, хвостовой и переходный отсеки),
маршевых ДУ, аппаратуры, агрегатов и бортовой кабельной сети СУ и СТ, элементов СРС
и отброса пассивных масс конструкции, а также элементов конструкции, служащих для
связи борта РН с технологическим оборудованием наземного и испытательного комплексов.
31
КОСМИЧЕСКАЯ ГЧ (КГЧ), ГОЛОВНОЙ БЛОК (ГБ) РН является автономной
структурной единицей, состав которой меняется в зависимость от решаемой задачи и
практически не влияет на комплектацию РБл.
ГЧ включает:
– полезный груз (ПГ);
– головной обтекатель (ГО);
– систему аварийного покидания и спасения (САПС) – для пилотируемых космических кораблей (ПКК);
– может иметь РБл.
Головной обтекатель, образуя обтекаемую поверхность передней части РН при ее
полете в атмосфере, защищает конструкцию ПГ от силового и теплового воздействия набегающего потока воздуха, а также служит для размещения (монтажа) на его внутренней
поверхности ряда систем (или их элементов), участвующих в подготовке к пуску, но не
функционирующих в полете.
ГО позволяет облегчить конструкцию ПГ и является пассивным элементом, надобность в
котором отпадает после выхода РН из плотных слоев атмосферы (после этого он сбрасывается).
3.2. Конструктивно-силовые схемы корпуса ступени
3.2.1. Структура корпуса ступени
Основой конструкции ступени, воспринимающей и передающей (перераспределяющей) все виды нагрузок: статических, динамических, сосредоточенных и распределенных,
является КОРПУС.
Масса корпуса, зависящая прежде всего от эксплуатационных нагрузок, может составлять 70–80% массы конструкции РН.
Для обеспечения высокого конструктивного совершенства РН конструкция корпуса
должна иметь минимальную массу. Это обусловливает работу корпуса в области напряжений, предельно допустимых для применяемых материалов с учетом аэродинамического
нагрева, снижающего их механическую прочность. Корпус, объединяя все системы РН в
единое целое, одновременно определяет и условия их работы, т.е. действующие на них
нагрузки, температуру, вибрации, параметры среды в отсеках и др. Корпус можно считать
составным элементом каждой из систем РН.
32
Из-за необходимости расстыковки при эксплуатации, функционировании, технологичности изготовления, сборки и возможности транспортировки обычными видами транспорта, крупногабаритные ракетно-космические изделия проектируются и изготавливаются разделяемыми на отдельные ОТСЕКИ.
Членятся и корпусные конструкции. Каждый отсек корпуса имеет поверхности стыка со смежными отсеками.
Стыки снабжаются конструктивными узлами для сборки и соединения отсеков друг
с другом, для уплотнения (герметизации) стыков, а также, при функциональной необходимости – узлами для разделения отсеков или отброса смежного отсека, агрегата. Конструкцию корпуса отдельного РБл условно делят на отсеки по функциональному (выполняемая отсеком роль) или конструктивно-технологическому (тип его конструкции) призна-
кам.
Корпус ступени включает (рис. 3.2):
1) ПЕРЕДНИЙ ОТСЕК – предназначен для стыковки с последующим РБл и служит
для размещения приборов СУ и СТ при "холодном" разделении ступеней и для обеспечения выхода струй газов при запуске ДУ последующей ступени при "горячем" разделении;
2) ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК – состоит из баков окислителя и горючего и служит для
размещения топлива на борту;
3) МЕЖБАКОВЫЙ ОТСЕК – объединяет баки окислителя и горючего в топливный отсек, а также служит для размещения в его объеме приборов СУ и СТ. Конструктивно топливный отсек может быть выполнен и без межбакового отсека с одним общим для
обоих баков днищем.
4) ХВОСТОВОЙ ОТСЕК – образует хвостовую часть РБл и предназначен для размещения двигателей и агрегатов ДУ. Корпус хвостового отсека РБлП и последующих ступеней обычно сбрасываемый и выполняет роль переходного отсека.
5) ДОННАЯ ЗАЩИТА (ТЕПЛОЗАЩИТНЫЙ ЭКРАН) – предназначена для защиты расположенных в хвостовом отсеке конструкций и агрегатов от теплового и газодинамического, воздействия струй работающих РД.
6) ОТРАЖАТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО – предназначено для защиты расположенного ниже бака от силового и теплового воздействия струй ДУ последующей ступени в процессе ее запуска при горячем разделении ступеней;
7) СИЛОВАЯ РАМА КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ – служит для передачи и рассредоточения силы тяги двигателей на корпус хвостового отсека или заднюю юбку.
33
8) СИЛОВЫЕ КОЛЬЦА (СИЛОВЫЕ ШПАНГОУТЫ) – предназначены для передачи сосредоточенных нагрузок от ненесущих (подвесных) топливных баков к внешнему силовому корпусу.
9) УЗЛЫ СВЯЗИ С КОМПЛЕКСОМ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ (СВЯЗИ
"БОРТ–ЗЕМЛЯ") – обеспечивают транспортирование РН агрегатами комплекса, установку на стартовое сооружение, а также связь с агрегатами и системами стартового комплекса в процессе подготовки и проведения пуска.
Рис. 3.2. Структура корпуса ступени ракеты
Требования, предъявляемые к конструкции корпуса, должны обеспечивать:
– минимальную массу при необходимых прочности и жесткости;
– эксплуатацию РН во всем диапазоне заданных внешних условий;
– простоту изготовления и минимальную стоимость.
Элементы конструкции ракеты покажем на примере двухступенчатой ракеты с ЖРД
(см. рис. 3.3).
Проанализируем конструктивно-силовые схемы элементов корпуса ступеней ракеты
(см. рис. 3.1).
34
Рис. 3.3. Компоновочная схема баллистической двухступенчатой
ракеты УР-100
1, 2 – двигатели 1-й ступени; 3 – тормозной двигатель (4 шт.); 4 – блок разъемов
магистралей пневмогидравлической системы
(ПГС) 1-й ступени; 5 – продольные демпфирующие перегородки; 6 – магистраль наддува бака окислителя 1-й ступени; 7 – бак горючего 1-й ступени; 8, 11, 21, 29 – датчики
системы опорожнения баков (СОБ); 9, 18 –
тоннельные трубы; 10 – бак окислителя 1-й
ступени; 12 – двигатель 2-й ступени; 13 – бугель (4 шт.); 14 – рама для крепления двигателя 2-й ступени; 15 – блок разъемов магистралей ПГС 2-й ступени; 16 – камера сгорания (4
шт.) рулевого двигателя 2-й ступени; 17 –
электрическая рулевая машина (4 шт.); 19 –
магистраль наддува бака окислителя 2-й
ступени; 20 – бак окислителя 2-й ступени; 22 –
головная часть; 23 – приборы системы управления; 24, 27, 30, 33 – коллекторы магистралей
наддува баков; 25 – поперечная демпфирующая перегородка; 26 – продольные демпфирующие перегородки; 28 – бак горючего 2-й
ступени; 31 – защитный экран двигательной
установки 2-й ступени; 32 – гаргрот; 34 – расходная магистраль окислителя; 35 – расходная
магистраль горючего; 36 – стартовая опора (4
шт.); 37 – защитный экран двигательной установки 1-й ступени
35
36
3.3. Баки
3.3.1. Назначение баков и требования, предъявляемые к ним
Баки предназначаются для размещения компонентов РКТ, а баллоны – для газа (воздуха). Топливо необходимо для работы двигательной установки. Газ (в том числе и сжиженный) используется для создания необходимого давления в баках при вытеснительной
подаче топлива, а при подаче топлива турбонасосным агрегатом – для создания такого
давления в баках, которое обеспечивает бескавитационную подачу топлива. Кроме того,
газ используется как рабочее тело в системе органов устойчивости и управляемости, разделении ступеней и головной части ракеты.
Топливный отсек (отсеки) являются наиболее крупногабаритными агрегатами ракеты, часто до 70–80% длины ракеты (или ступени многоступенчатой ракеты). При конструировании ракет большое внимание должно уделяться выбору формы баков горючего и
окислителя, а также расположению их относительно других частей ракеты, т.к. при заданном количестве топлива форма баков и их взаимное расположение будут в значительной
степени определять размеры ракеты в целом, ее баллистические и массовые характеристики.
На современных ракетах применяются две разновидности баков: несущие и ненесущие. Несущие баки представляют собой часть конструкции ракеты и применяются главным образом для размещения в них горючего и окислителя. Поэтому они участвуют в
восприятии внешних нагрузок, действующих на ракету. Если же баки расположены внутри корпуса и воспринимают лишь нагрузки от избыточного давления газа (воздуха), их
называют ненесущими. Такие баки используются только для размещения рабочего тела.
Конструкции топливных баков выбирается исходя из конкретных условий компоновки ракеты, обеспечивающей выполнение тактико-технических требований и должны
отвечать следующим основным условиям:
– топливные баки, поскольку они занимают самый большой объем ракеты, должны
выбираться такой формы, чтобы обеспечить хорошие аэродинамические и баллистические
характеристики ракеты;
– конструкция баков и их относительное расположение должны быть такими, чтобы
перемещение центра масс ракеты в полете были малыми и лежали в допустимых пределах;
– при заданном количестве топлива баки должны иметь возможно меньшую массу,
что достигается использованием прочных и легких материалов, имеющих высокие значе37
ния характеристик σ , / ρ (удельная прочность материала) и E / ρ (удельная жесткость)
выбором рационального типа конструкции и относительно небольшими запасами прочности, обеспечивающими, однако, работу баков без остаточных деформаций под действием
внешних и внутренних сил во всех случаях полета и эксплуатации;
– свободные объемы баков и гарантийные запасы топлива должны быть обоснованы;
– баки должны быть простыми по конструкции и технологичными в изготовлении;
– конструкция баков должна обеспечить быструю и простую заправку топливом,
требуемую точность заправки, удобный слив топлив и, если необходимо, должна обеспечить повторный запуск двигателя;
– топливные баки должны иметь устройства, обеспечивающие надежный забор топлива и минимальный остаток недозабора;
– баки должны быть устойчивыми против коррозии (это необходимо в случае длительного хранения ракеты в заправленном состоянии и при применении агрессивных компонентов топлива).
Конструкция топливных баков состоит из собственно баков, куда входят обечайки,
днища, шпангоуты, стрингеры, узлы крепления, которые образуют силовую схему, и
арматуры, состоящей из заборных устройств, датчиков уровня жидкости, трубопроводов, тоннельных труб, заливных и сливных горловин, лючков, дренажных отверстий, различных клапанов и т.д. Арматура предназначена для заправки и надежной подачи топлива в двигатель.
3.3.2. Схемы баков
Для обеспечения приемлемой аэродинамической формы ракеты широко применяются баки цилиндрической формы. Принципиальные конструктивные схемы баков показаны
на рис. 3.1.
Конструкция топливного отсека схемы "а" (рис. 3.1, а) применима для любых компонентов топлива, включая и низкокипящие. В этом случае легко осуществить теплоизоляцию днищ, а при использовании самовоспламеняющихся топлив легче обеспечить безопасность при эксплуатации. Топливные баки просты в производстве, технологичны при
испытании и имеют более высокую ремонтопригодность, чем баки других типов. Межбаковое пространство может быть использовано для размещения приборов.
38
Топливные баки, выполненные по схеме "б" – "бак в баке" (рис.3.1, б) – более сложны в производстве, чем баки первой схемы, но, однако, длина топливного отсека и его
масса значительно меньше, чем у топливных баков, выполненных по схеме "а".
Схема "в" – "бак в баке" (рис. 3.1, в) – выгодна в весовом отношении для коротких
баков высокого давления. Схема "г" – "бак за баком" (рис. 3.1, г) – имеет сферический бак
горючего и цилиндрический – окислителя, принципиально не отличается от баков схемы
"б".
Чтобы уменьшить длину ракеты и возможно полнее использовать объемы, в некоторых случаях на последней ступени ракеты применяются торовые баки (рис. 3.1, д).
Для баков высокого давления, где размещается рабочее тело (азот, гелий, воздух и
т.д.), и в случае использования низкокипящих топлив целесообразно применять сферические баки поскольку они при одинаковой емкости с цилиндрическими, имеют меньшую
поверхность и, следовательно, вес теплоизоляции будет меньшим. Кроме того, при одинаковом давлении наддува масса такого бака будет меньше, чем цилиндрического.
Рис. 3.1. Конструктивные схемы топливных баков
Днища баков выполняются в виде элементов сферических поверхностей. Такая форма днища выгодна в весовом отношении. Для обеспечения бескавитационной подачи топлива в баках создается избыточное давление, что сказывается на работе конструкции. За
счет наддува в баке создашься растягивающие усилия, которые частично или полностью
39
уравновешивают сжимающие усилия от внешней нагрузки. Кроме того, наддув повышает
критические напряжения сжатия обшивки. При некотором значении избыточного давления необходимость в шпангоутах для подкрепления обшивки отпадает. Такие отсеки могут выполняться в виде тонкостенной цилиндрической оболочки.
Конструкционные материалы для изготовления элементов топливных баков выбираются с учетом стойкости по отношению к химическому воздействию горючего и окислителя. Материал баков должен обладать высокой удельной прочностью в широком диапазоне температур. Несущие баки для азотной кислоты, перекиси водорода, керосина и
жидкого кислорода обычно изготовляют из легированной стали. Несущие баки также изготовляют и из алюминиевых сплавов, допускающих сварку. Баки для жидкого фтора,
окиси и нитрата фтора могут выполняться из никелевых и медных сплавов. Возможно использовать клепаные конструкция из материалов типа Д16-Т, которые при одинаковом
удельном весе имеют лучшие механические характеристики, чем, допустим, хорошо свариваемый алюминиевый сплав АМг-6.
Топливные отсеки нагружаются, как часть силовой схемы корпуса, сжатием, поперечными силами, изгибающим и крутящим моментами. Кроме того, они нагружаются
внутренним избыточным давлением и гидростатическим давлением столба жидкости.
3.3.3. Конструкция баков
Топливные баки состоят из обечаек и днищ.
Обечайки топливных баков выполняются в виде тонкостенных гладких или подкрепленных оболочек. Типы обечаек, применяемых в топливных баках современных ракет,
показаны на рис. 3.2.
а)
б)
40
в)
Рис. 3.2. Виды обечаек цилиндрических топливных баков:
а) подкрепленная легким формообразующими шпангоутами; б) панельная обечайка; в)
вафельная обечайка
Каждый бак может иметь собственные верхнее и нижнее днища (рис. 3.3).
Рис. 3.3. Схема топливного отсека, состоящего из баков
с раздельными днищами:
1 – бак окислителя; 2 – днище бака окислителя; 3 – межбаковый отсек;
4 – бак горючего; 5 – днище бака горючего
Часто днища двух соседних баков выполняются общими или совмещенными (рис.
3.4). Такая конструкция днищ дает определенный выигрыш в массе и длине топливного
отсека, однако, требует значительно более тщательного изготовления, т.к. возникает опасность соединения КРТ, находящихся в баках, при проникновении их через микродефекты
в сварных швах. Это особенно опасно при размещении в баках пар самовоспламеняющихся компонентов.
41
Рис. 3.4. Схема топливного отсека с совмещенными днищами:
1 – бак окислителя; 2 – силовое совмещенное днище; 3 – герметизирующее совмещенное
днище; 4 – бак горючего
3.3.3.1. Гладкие баки
При некотором значении избыточного давления необходимость в продольном и поперечном наборе для подкрепления обечайки отпадает. Такие баки могут выполняться в
виде тонкостенной цилиндрической оболочки. Конструкция гладкого бака показана на
рис. 3.5.
Рис. 3.5. Конструкция бака без подкрепляющих элементов:
1 – верхнее днище; 2 – опорный шпангоут; 3 – обшивка; 4 – распорный шпангоут; 5 – обечайка
Если размеры и нагрузки, действующие на бак, не позволяют выполнить бак гладкой
конструкции, используют баки каркасного типа.
42
3.3.3.2. Бак с продольным набором
Как правило, баки основных КРТ ракет-носителей являются несущими, т.е. передающими нагрузки от двигателя к вышележащим частям РН. Поэтому такие баки могут
подвергаться действию интенсивных сжимающих нагрузок, вследствие чего может произойти потеря устойчивости оболочек баков. Для предупреждения потери устойчивости
баки подкрепляются. Подкрепление оболочек может осуществляться с помощью продольных тонкостенных элементов (стрингеров), поперечных кольцевых элементов (шпангоутов), соединяемых с обечайками сваркой, либо оболочки баков могут иметь вафельную
конструкцию.
На рис. 3.6 показана конструкция бака с продольным набором, на рис. 3.7 показан
бак со шпангоутами, на рис. 3.8 – бак каркасного типа, на рис. 3.9–3.12 бак и различные
виды подкреплений вафельного типа.
Рис. 3.6. Бак с продольным набором:
1 – верхнее днище; 2 – опорный шпангоут; 3 – панель обечайки; 4 – нижнее днище; 5 –
тоннельная труба
43
Рис. 3.7. Бак со шпангоутами:
1 – опорный шпангоут; 2 – обшивка; 3 – верхнее днище; 4 – распорный шпангоут; 5 – обечайка; 6 – шпангоут; 7 – промежуточный шпангоут; 8 – перегородка бака; 9 – шпангоут;
10 – нижнее днище; 11 – фланец
Рис. 3.8. Бак каркасного типа:
1 – верхнее днище; 2 – обечайка; 3 – шпангоут; 4 – стрингер; 5 – нижнее днище; 6 – ребро
панели; 7 – уголок (вариант а – шпангоут крепится к обечайке, а стрингеры крепятся
только к шпангоуту; вариант б – шпангоут крепится угольниками к продольному ребру)
Рис. 3.9. Бак вафельного типа:
1 – опорный шпангоут, 2 – обшивка; 3 – верхнее днище; 4 – обечайка вафельного типа; 5 –
нижнее днище; 6 – тоннельная труба
а)
6)
в)
44
Рис. 3.10. Типы вафельных цилиндрических оболочек:
а) квадратная прямая; б) квадратная наклонная под 45°; в) треугольная
Рис. 3.11. Вафельное подкрепление конических оболочек:
Рис. 3.12. Схемы вафельных сферических оболочек:
а) с радиально-концентрическими вафлями; б) с квадратными вафлями; в) с радиальными
ребрами
3.3.3.3. Шпангоуты бака
Места стыка днища и обечайки характеризуются изменением кривизны обечаек и
возникновением распорных усилий. Чем плавнее переход от днища к обечайке, тем меньше величина распорного усилия (предельный случай у днища полусферической формы).
45
Для восприятия распорных усилий применяются распорно-стыковочные шпангоуты, конструкция которых определяется размерами бака и величиной действующих напряжений
(рис. 3.13, 3.14).
Рис. 3.13. Схемы нагружения распорного шпангоута
Рис. 3.14. Характерные сечения распорно-стыковочных шпангоутов
В местах концентрации напряжений (резком изменении кривизны обечайки или жесткости элементов конструкции) нежелательно использовать сварные соединения. Поэтому, если шпангоуты не предусмотрены, днища желательно изготавливать вместе с цилиндрической частью высотой более 30 мм.
Аналогичные требования предъявляются к элементам шпангоутов, стыкуемым с обечайкой и днищами.
Части шпангоута и обечайки, примыкающие друг к другу, под сварку должны иметь
участки одинаковой толщины протяженностью 20...25 мм с обеих сторон сварочного шва.
При соединении днища и обечайки или этих элементов со шпангоутами желательно, чтобы их срединные поверхности являлись одна продолжением другой (см. рис. 3.15).
46
Рис. 3.15. Конструктивное исполнение соединения
распорного шпангоута с обечайкой:
1 – обечайка; 2 – шпангоут распорно-стыковочный: 3 –
днище
Конструктивное оформление типового соединения распорного шпангоута с обечайками представлено на рис. 3.16.
Рис. 3.16. Примеры исполнения шпангоутов
в узлах соединения днищ и оболочек топливных отсеков:
1 – болт; 2 – шайба; 3 – шпангоут стыковочный сухого отсека; 4 – футорка: 5 –
шпангоут стыковочный топливного бака; 6
– обечайка бака: 7 – обшивка сухого отсека;
8 – штырь; 9 – днище бака
В некоторых случаях для сохранения формы обечаек при изгибе внутри баков могут
устанавливаться легкие формообразующие шпангоуты. Иногда эти шпангоуты могут использоваться как элементы гашения колебаний жидкости.
Днища соединяются с обечайками мощными кольцевыми распорными элементами
(шпангоутами), на которых крепятся другие отсеки и двигатели.
Схемы таких соединительных элементов показаны на рис. 3.17.
47
а)
б)
г)
в)
д)
Рис. 3.17. Схемы соединения топливных и сухих отсеков:
а) Внутреннее соединение с помощью шпилек:
1 – обечайка бака; 2 – днище бака; 3 – силовой стыковочный шпангоут бака; 4 – стыковочный шпангоут сухого отсека; 5 – обечайка сухого отсека; 6 – соединительная
шпилька с гайкой;
б) Внутреннее соединение с помощью болтов:
1 – обечайка бака; 2 – днище бака; 3 – силовой шпангоут бака; 4 – стыковочный
шпангоут бака; 5 – стыковочный шпангоут сухого отсека; 6 – обечайка сухого отсека; 7 –
стыковочные болты с гайками;
в) Внешнее соединение с помощью утопленных шпилек:
1 – обечайка бака; 2 – днище бака; 3 – силовой стыковочный шпангоут; 4 – стыковочный шпангоут сухого отсека; 5 – обечайка сухого отсека; 6 – стрингер сухого отсека; 7
– заклепочное соединение стрингера и обечайки сухого отсека; 8 – "карман" для установки стыковочных шпилек; 9 – соединительные шпильки с гайками;
г) Внешнее соединение с помощью болтов:
1 – обечайка бака; 2 – днище бака; 3 – стыковочный силовой шпангоут бака; 4 – стыковочный шпангоут сухого отсека; 5 – обечайка сухого отсека;
6 – наружный стрингер сухого отсека; 7 – соединительный болт с гайкой;
д) Сварное соединение бака с сухим отсеком:
48
1 – обечайка бака; 2 – днище бака; 3 – силовой стыковочный шпангоут бака; 4 – стыковочный шпангоут сухого отсека; 5 – обечайка сухого отсека; 6 – соединительный шпангоут сухого отсека
49
4. Системы наддува топливных баков
Для обеспечения работы центробежных насосов ЖРД особенно при высоких давлениях в камере двигателя (свыше 100–200 и более кг/см2) необходимо на входе в насос
иметь достаточное высокое давление в расходуемом компоненте (несколько атмосфер).
Для этого баки должны наддуваться газом. Давление наддува обеспечивает создание в баках растягивающей силы, способствующей снижению сжимающих нагрузок.
Системы наддува топливных баков – составные части ПГС ракет с ЖРД.
К этим системам предъявляются следующие основные требования:
– безотказность действия и обеспечение заданного режима наддува с определенной
точностью;
– малая масса и небольшие габариты элементов системы;
– удобство и безопасность эксплуатации.
Наддув топливных баков с насосной системой подачи необходим:
– для обеспечения бескавитационной работы насосов на всех режимах работы двигателя;
– для устранения провала давления в баках в момент запуска двигателя;
– для ускорения выхода двигателя на режим (уменьшение предстартовых расходов
топлива);
– для повышения прочности баков при воздействии на них осевых сжимающих нагрузок.
В ракетах с насосной подачей топлива применяются в основном центробежные лопастные насосы, поэтому для обеспечения их бескавитационной работы необходимо, чтобы давление жидкости при входе в насос было всегда выше давления упругости паров
этой жидкости. Это превышение должно быть тем больше, чем больше расход компoнeнта
топлива и число оборотов насоса.
Давление жидкости на входе в насос Рвх, складывается из давления столба жидкости
Рст и давления газа наддува над свободной поверхностью жидкости Рб. Учитывая потери в
топливной системе
ракеты Рст = h0
Р , давление на входе в насос будет Рвх = Рст + Рб +
Р . До пуска
, где h0 – начальная высота столба жидкости.
50
На активном участке траектории давление столба жидкости перед насосом будет переменным. За счет выработки компонента высота столба h жидкости уменьшается, ракета движется с ускорением и на столб жидкости будет действовать осевая перегрузка nx.
Статическое давление на входе в насос в каждый момент времени будет Рст = h
nx.
Если при расчете насоса на кавитации определена величина минимально допустимого
давления на входе Pвх
min,
то потребное давление в баке должно быть таким, чтобы при
минимальном давлении столба жидкости обеспечивалось необходимое давление на входе
в насос, т.е.
Рб min = Pвх min – Рст min +
Р .
Для обеспечения нормальной работы двигателя, применяются следующие виды наддува баков:
– предстартовый наддув баков первой ступени, обеспечивающий запуск двигателей
этой ступени;
– бортовой наддув, обеспечивающий работу двигателей на номинальном режиме;
– гарантийный наддув или поднаддув баков второй и последующих ступеней,
обеспечивающих запуск их двигателей.
В современных ракетах используются следующие системы бортового наддува топливных баков:
– системы наддува, использующие продукты сгорания основных компонентов топ-
лива;
– газобаллонные системы наддува (воздухом, азотом или гелием);
– испарительные системы наддува.
Выбор системы наддува определяется:
– конструктивной схемой ракеты;
– физико-химическими свойствами компонентов топлива;
– требованием обеспечения минимальной массы конструкции.
Созданию большого давления в баках препятствует возникновение существенных
кольцевых напряжений, могущих привести к разрыву оболочки.
Наддув баков может осуществляться газом, запасенным на борту ракеты, в соответствующих емкостях, либо образуется в результате испарения компонентов РТ в специальных теплообменниках, либо вырабатываться на борту в специальных генераторах с использованием основных или вспомогательных КРТ.
51
В последнем случае в баки подается газ с достаточно высокой температурой; поэтому недопустимо, чтобы газ наддува попадал на стенки бака во избежание нагрева стенок и
снижения прочностных свойств материала бака. Также нежелательно попадание горячего
газа на поверхность жидкого компонента, особенно горючего, в результате чего может
произойти образование твердых частиц (смол) в компоненте, ухудшающих работу форсунок двигателя. Конструкция распылителей газа наддува показана на рис. 4.1.
Рис. 4.1. Типовые конструкции распылителей газонаддува:
а) При наддуве горячим газом с защитой от действия газа как стенки бака, так и поверхности жидкости:
1 – коллектор; 2 – полукольцевой экран защиты стенки бака; 3 – стенка бака; 4 –
форсуночные отверстия; 5 – элемент крепления экрана на стенке бака; 6 – основание крепления коллектора; 7 – трубопровод подачи газа;
б) При наддуве горячим газом с направляющими экранами:
1 – форсунка; 2 – направляющий экран;
в) при наддуве холодным газом:
1 – форсунки; 2 – коллектор наддува
В настоящее время решена задача организации наддува баков путем впрыска непосредственно в бак окислителя некоторого количества горючего, а в бак горючего – окислителя. Происходящая реакция в баках обеспечивает выработку газа наддува прямо в ба52
ке. Такая схема значительно упрощает систему наддува, хотя может применяться при использовании самовоспламеняющихся КРТ.
Возможна схема получения газа наддува путем сжигания основных компонентов топлива в специальных генераторах наддува при соотношениях компонентов, очень далеких
от стехиометрических. При этом может быть получен газ с низкой температурой (200–250
°С), который направляется в наддуваемый бак. Возможна также схема отбора газа для
наддува из ГГ и даже из камеры двигателя с последующим смешением очень горячего газа (температура 800–2000°) с холодным компонентом, что также приводит к охлаждению
газа до приемлемых для наддува температур.
4.1. Предохранительные устройства для сброса избыточного давления
При наддуве баков давление в баке может превысить допустимое. Во избежание разрушения оболочки бака имеется предохранительный клапан. Обычно клапан устанавливается в верхней части бака, так, чтобы при заправленном баке дренаж происходил из газовой подушки, всегда имеющейся над зеркалом жидкости. В некоторых случаях при совмещенном днище в нижнем баке невозможно установить дренажный клапан в верхней
части бака. Тогда сброс давления происходит через трубу, соединяющую газовую подушку с дренажным клапаном, установленным в любой точке оболочки.
Следует учесть, что ДПК расположенных компонентов, как правило, размещаются в
диаметрально противоположных зонах баков (особенно в баках для самовоспламеняющихся компонентов), что следует учесть при размещении площадок обслуживания.
Предохранительный клапан открывается и закрывается автоматически, при достижении давления в баке, равным давлению настройки. При снижении давления после выхода части газов из бака клапан закрывается.
В процессе наземной эксплуатации возникает необходимость соединения полости
бака с атмосферой или другой внешней емкостью при выполнении некоторых технологических операций. Например, при заправке, захолаживании или вентиляции бака необходимо сбрасывать газ, заполняющий бак, по мере наполнения бака захолаживающим или
вентилирующим газом или компонентом топлива. Аналогично, при сливе компонента в
случае несостоявшегося старта необходимо обеспечить заполнение освобождающегося от
компонента объема бака газом (воздухом или другим специальным газом) во избежание
образования в баке пониженного по сравнению с атмосферным давления и потери устойчивости оболочки бака. Для исключения необходимости установки специального, управляемого по командам от технологической системы управления клапана, эту функцию пе53
редают предохранительному клапану. Для этого в последнем устанавливают специальное
устройство, открывающее и закрывающее клапан по командам технологической системы
управления. Такой клапан называется дренажно-предохранительным (ДПК). Схема ДПК
показана на рис 4.2. Схема установки ДПК на корпусе топливного бака показана на рис.
4.3.
Рис. 4.2. Схема дренажнопредохранительного клапана:
1 – клапан; 2 – седло клапана; 3 – корпус клапана; 4 – шток клапана; 5 –
пружина клапана; 6 – тарель настроечного винта; 7 – настроечный винт; 8
– ЭПК управляющего газа; 9 – стенка
бака;
Рб – давление в баке; Ph– давление во
внешней среде; Рупр – давление управляющего газа
54
Рис. 4.3. Схемы установки ДПК:
а) На верхнем днище бака:
1 – ДПК; 2 – стенка верхнего днища; 3 – горловина трубопровода ДПК; 4 – трубопровод ДПК; 5 – фланец крепления ДПК; 6 – трубопровод управляющего газа;
б) На обечайке бака с помощью разъемного соединения:
1 – ДПК; 2 – обечайка бака; 3 – вваренное основание ДПК; 4 – фланец ДПК; 5 – трубопровод управляющего газа;
в) На обечайке бака с помощью сварки:
1 – ДПК; 2 – обечайка бака; 3 – трубопровод управляющего газа;
г) На нижнем днище заднего бака топливного отсека с совмещенным днищем:
1 – ДПК; 2 – трубопровод сброса газа наддува из верхней полости бака; 3 – нижнее
днище топливного отсека; 4 – обечайка заднего бака топливного отсека; 5 – совмещенное
днище; 6 – горловина трубопровода ДПК; 7 – трубопровод управляющего газа
55
5. Арматура топливных баков
Помимо систем наддува и сброса избыточного давления баки должны быть оснащены следующими дополнительными системами и устройствами:
1. Устройствами для забора топлива.
2. Системой для предохранения бака от потери устойчивости (складывания бака) изза разряжения давления внутри бака при колебаниях температуры окружающей среды
(система «дыхания»).
Конструкции баков допускают разряжение не более 0,01...0,02 МПа.
3. Люком для монтажа систем внутри бака и ремонта.
4. Тоннельной трубой для прохода трубопровода подачи второго компонента.
5. Иногда дополнительно устанавливаются специальные устройства (демпферы) для
ограничения подвижности топлива в баках, которые служат для устранения динамической
неустойчивости ракет на активном участке полета.
Демпферами могут быть радиальные перегородки в баках, перфорированные диафрагмы, сетки, которые эффективны при малых частотах, близких к частотам первого тона колебаний поверхности жидкости.
5.1. Заборные устройства баков
Заборные устройства важный элемент топливных баков и систем подачи компонентов топлива к двигателю, обеспечивающих максимальную выработку компонента топли-
ва из бака без нарушения сплошности потока. Уменьшение неиспользованных остатков
топлива в баках, входящих в конечную массу ракеты, является существенным совершенствованием топливных систем ракеты.
K заборным устройствам предъявляются следующие требования:
– обеспечение минимальных гидравлические остатки незабора,
– минимальное гидравлическое сопротивление;
– устойчивость при максимальных механических нагрузках;
– простота в изготовлении и монтаже в баке;
– минимальная масса конструкции.
На выбор типа заборного устройства определяющее влияние оказывает геометрия
нижних днищ топливных баков.
56
Рис. 5.1. Разновидности принципиальных схем заборных и внутрибаковых устройств:
а – центральный отбор без тарели; б – центральный отбор с тарелью; в – смещенный отбор
топлива с воронкогасителем над сливным отверстием; г – сильфонное заборное устройство; д – заборное устройство топливного бака с коническим днищем; е – кольцевое
заборное устройство тороидального бака: ж – кольцевое заборное устройство топливного
бака с утопленным двигателем; з – кольцевое заборное устройство в цилиндрическом баке
с вогнутым днищем, имеющее многоточечный отбор топлива;
1 – стенка бака; 2 – днище; 3 – сливной трубопровод: 4 – тарель; 5 – тоннельная труба; 6 –
воронкогаситель; 7 – сифонное заборное устройство с гидрозатвором; 8 – желоб кольцевого заборного устройства; 9 – утопленный двигатель
На РН применяются заборные устройства в виде сливных отверстий в нижних днищах баков с различными воронкогасящимя устройствами и противопровальными тарелями, а также сифонные заборные устройства.
57
Рис. 5.2. Заборные устройства топливных баков:
а) Периферийные устройства тарельчатого типа с противозакручивающими лопастями:
1 – днище бака; 2 – противозакручивающие лопасти; 3 – труба датчика СОБ; 4 – тарель;
б) Устройство сифонного типа с противозакручивающими успокоительными лопастями:
1 – заборный сифонный трубопровод; 2 – противозакручивающие лопасти; 3 – днище бака;
в) Тарельчатое центральное заборное устройство с пластинами продольных и поперечных колебаний уровня жидкости:
1 – пластина гасителя продольных колебаний; 2 – пластина гасителя поперечных колебаний; 3 – днище бака; 4 – тарель; 5 – трубопровод расходный; 6 – датчик ОКТ
Применение боковых заборных устройств приводит к существенному росту остатков
незабора. В этом случае целесообразно применение сифонных заборных устройств, которые дают возможность организовать забор топлива из центра днища при наличии бокового сливного отверстия из бака (рис. 5.2, б). Гидравлические остатки незабора для сифонных заборных устройств такие же, как и для заборных устройств с тарелями при одинаковой геометрии входного участка. Применение сифонного заборного устройства позволяет организовать центральный забор при наличии в баке тоннельной трубы, ось кото-
58
рой совпадает с осью бака. Его целесообразно применять для питания нескольких двигателей, т.к. обеспечивается равномерное течение на входе в заборное устройство.
На торовых баках применятся желобковые заборные устройства, представляющие собой
кольцевые желобы переменного сечения (рис. 5.1, е) Над желобом устанавливается перфорированная диафрагма, закон распределения отверстий в которой обеспечивает равномерное опускание уровня в топливном баке.
В процессе истечения компонента из бака через расходный трубопровод на входе в
последний возможно возникновение воронки в оставшемся компоненте РТ, ось которой
совпадает с осью заборного отверстия (провал уровня топлива в баке) (рис. 5.3).
Рис. 5.3. Провал уровня топлива в баке
При достижении нижней части воронки трубопровода входного отверстия трубопровода, в трубопровод начинает поступать двухфазная смесь жидкости и газа наддува, что
может привести к срыву подачи компонента.
Если не принять меры по снижению высоты образования воронки (hкр), в баке остается значительное количество компонента в виде остатков незабора, существенно снижающее коэффициент заполнения ракеты топливом.
Для снижения высоты начала образования воронки на входе в расходный трубопровод устанавливают специальные воронкогасители (рис. 5.1, 5.4), которые позволяют
уменьшить остатки незабора до (0,5–0,8)% исходного объема жидкости.
59
Воронкогаситель:
1 – трубопровод; 2 – сильфон; 3 – патрубок; 4 – днище
бака; 5– 6 – кольца; 7 – ребро; 8 – тарель;9 – ребро
Рис. 5.4. Принципиальные схемы конструкций воронкогасителей:
а, б, в – радиальные ребра, установленные над тарелью; г, д – тарель неправильной формы; е – радиальные ребра;
1 – концентрическое ребро; 2 – радиальное ребро; 3 – днище бака; 4 – тарель воронкогасителя; 5 – слив
Для предотвращения крутки потока на тарелях устанавливаются противокруточные
аппараты, представляющие собой радиальные ребра диаметром больше диаметра тарели
Dк = 1,7 Dтар и высотой 50–200 мм.
5.2. Система синхронного опорожнения баков (СОБ)
Ракеты всегда заправляются КРТ до срабатывания датчиков заправки, жестко установленных в баках. Таким образом, заправка производится по объему. Однако весовая доза заправки получается различной в зависимости от температуры компонента (часто она
зависит от температуры окружающей среды на стартовой позиции). Температура криогенных КРТ практически не меняется при изменении температуры окружающей среды.
60
При изменении температуры компонента, весовая доза заправляемого КРТ меняется.
А так как коэффициенты температурного расширения различных КРТ различны, то при
заправке в разное время года в разноименных баках весовая доза компонента будет разная, хотя объем баков не изменяется. Следовательно, в разное время года весовое соотношение компонентов в баках одной и то же ступени РН будет разное, т.е. будет разное
K =
Gок
Gгор
. Однако в двигателе весовое соотношение компонентов должно быть всегда
одинаковым. Это обеспечивается геометрическими размерами трубопроводов, трактов
двигателя. Поэтому заправка компонентов без системы СОБ должна быть такова, чтобы
обеспечить гарантированное значение К для любого времени года. Отсюда следует, что
необходимо иметь гарантированный избыток компонентов, являющихся пассивной массой и уменьшающих значение
μ к ступени. Для снижения или, возможно, исключения
этих избытков, следует изменять по необходимости K в небольших пределах. Это можно
сделать, если определять фактическое K в начальный момент работы системы и производить управление этим соотношением в течение всего времени работы двигателя, для того,
чтобы в конечный момент его работы все топливо в баках должно быть израсходовано
(кроме топлива, незабор которого связан с другими причинами).
В момент окончания заправки определяется истинное значение
°
K 0T при данной
температуре и производится расчет необходимых текущих значений K, обеспечивающих
достижение необходимого в конце работы значения
°
K 0T . Программа управления расхо-
дом заводится в счетно-решающий прибор (СРП) системы СОБ (обычно задаются дискретные значения
K тек пр , т.к. измерение истинных текущих значений K тек ист про-
изводится дискретно). Измерение
K тек ист производится датчиками СОБ, установлен-
ными в каждом баке ступени. Сигналы от датчиков СОБ поступают в СРП, где вычисляется
K тек ист и сравнивается с K тек пр . При наличии сигнала рассогласования выраба-
тывается команда, пропорциональная
(
)
ΔK ист = K тек ист − K тек пр . Команда пода-
ется на дроссель СОБ, представляющий управляемую заслонку, установленную в одном
из расходных трубопроводов. Заслонка изменяет сечение трубопровода и тем самым
управляет опорожнением бака по заданной программе расхода КРТ.
СОБ снижает потребные гарантийные запасы компонентов топлива, что дает возможность увеличить полезную нагрузку или дальность полета ракеты.
61
Уровни, а, следовательно, и объемы компонентов в баках контролируются дискретными
датчиками уровней. При прохождении зеркалом топлива контрольной точки датчиков вырабатываются сигналы уровней окислителя и горючего.
В усилительно-преобразовательном устройстве по этим сигналам формируются сигналы временного рассогласования уровней. Полученные сигналы поступают в счетнорешающее устройство, которое вычисляет необходимый угол поворота привода исполнительного органа. Исполнительным органом системы является дроссель, установленный в линии подачи одного из компонентов, чаще всего линии горючего, и приводимый в
действие электроприводом. Дроссель изменяет соотношение компонентов расхода топлива в соответствии с командами системы регулирования.
Во время полета ракеты свободная поверхность топлива в баке будет колебаться.
Колебания уровня топлива вызываются пульсацией перегрузок и давления наддува, боковыми перегрузками, упругими колебаниями ракеты, колебаниями ракеты относительно
продольной и поперечной осей.
Вследствие этого положение уровня жидкости в месте установки чувствительного
элемента датчика может не совпадать со средним значением уровня топлива в баке в этот
момент времени. Для замера осредненного уровня чувствительные элементы датчика устанавливаются в специальном устройстве (рис. 5.6).
Рис. 5.6. Система одновременного опорожнения баков
62
1, 3 – труба; 2 – отверстия-демпферы; 4 – герморазъем; 6 – силовые растяжки
При проведении тарировки бака совместно с датчиками СОБ определяется фактическое положение датчиков и их взаимное смещение в баках окислителя и горючего одной
ступени. В зависимости от величины смещения регулируется положение датчиков по высоте баков (рис.).
Рис. 5.7. Устройство регулирования датчиков СОБ по
высоте бака
5.3. Система контроля уровня при заправке (СКУ)
Ракеты требуется заправлять постоянным массовым количеством топлива. При изменении температуры и сортности (плотности) топлива объем заправленного топлива изменяется, а следовательно, меняются и уровни топлива в баках. Контроль массы топлива,
заправленной в бак, – трудная задача.
Контроль за объемным количеством топлива, поступающего в бак, может осуществляться сигнализатором наполнения, находящимся в баке, или с помощью устройств, размещенных на наземных пультах заправки топливом.
Система контроля уровней включает в себя сигнализаторы наполнения, кабельную
сеть и пульт управления.
По принципу действия сигнализаторы наполнения бывают индуктивные, контактные, потенциометрические, ультразвуковые и сигнализаторы на основе радиоактивных
изотопов.
Если сигнализаторы наполнения и кабельная сеть находятся на борту ракеты, то это
увеличивает массу ракеты.
Если контроль за количеством топлива осуществляется с наземного пульта, то на ракете никаких элементов системы контроля уровней может и не быть.
СКУ предназначена:
63
– для дистанционного измерения уровней заправки компонентов в баках;
– выдачи командных сигналов на заправочные средства.
СКУ во время заправки должна выдавать 4 сигнала.
По первому сигналу на определенном расчетном уровне уменьшается скорость заправки путем уменьшения производительности наземных средств заправки.
По второму сигналу производится контроль исполнения перевода наземных средств
заправки на уменьшенный расход. (Необходимо для повышения точности определения
уровня, на котором выдается третий сигнал, прекращающий заправку.)
Четвертая команда аварийная. Выдается на выключение насосных наземных станций
при непрохождении третьей команды
Наибольшее распространение в СКУ получил метод измерения уровня поплавковым
дискретным индуктивным датчиком (рис. 5.8)
Рис. 5.8. Система контроля уровня топлива в баке
5.4. Трубопроводы, тоннельные трубы
По трубопроводам компоненты топлива подаются к ЖРД.
Тоннельные трубы служат:
– для надежной изоляции одного компонента топлива от другого;
– повышения надежности ракеты при хранении в заправленном состоянии и в условиях полета.
Расходные трубопроводы из верхних баков могут проходить к двигательной установке по наружной поверхности нижнего бака (ракета "Ариан", H1, "Ангара" и др.), или
внутри объема нижнего бака. В последнем случае, как правило, расходный трубопровод
монтируется внутри специальной коаксиально установленной туннельной трубы. Необходимость этого объясняется следующими причинами. Во-первых, если используются самовоспламеняющиеся компоненты, то в случае даже микроскопических течей компонента
через поры может начаться взрывная реакция и произойти разрушение ракеты. Во-вторых,
при использовании КРТ, имеющих разную температуру замерзания, при отсутствии тоннельной трубы возможно замерзание либо самого компонента, либо воды, растворенной в
64
компоненте. Кристаллы замерзшего вещества, поступая в двигатель, могут забить форсунки и сорвать процесс горения.
Тоннельная труба подвержена действию избыточного внешнего давления, равного
давлению наддува в нижнем баке. Во избежание потери устойчивости стенок тоннельной
трубы, последняя подкрепляется поперечными кольцевыми элементами (зигами или
шпангоутами). Схемы конструкции тоннельной трубы, варианты расположения отдельных элементов бака и арматуры показаны на рис. 5.9, 5.10
Рис. 5.9. Типы тоннельных труб:
а) с элементами усиления, выполненными точением;
б) с элементами усиления, выполненными в виде зигов:
а – толщина ребра; б – толщина стенки трубы; в – шаг элементов усиления; г – радиус элементов усиления
а)
65
б)
Рис. 5.10. Размещение арматуры в баках:
а) 1 – нижнее днище бака окислителя; 2 – фланец; 3 – сильфон; 4 – трубопровода; 5 –
верхнее днище бака горючего; 6 – тоннельная труба
б) 1 – трубопровода окислителя; 2 – сильфон окислителя; 3 – фланец;
4 – нижнее днище бака горючего; 5 – нижняя перегородка баков; 6 – верхняя перегородка
баков; 7 – обечайка бака окислителя; 8 – промежуточный шпангоут; 9 – фланец; 10 – трубопровод окислителя; 11 – тоннельная труба; 12 – обечайка бака горючего; 13 – шпангоут;
14 – фланец; 15 – сильфон; 16 – трубопровод горючего
Сечения трубопроводов определяются гидравлическим расчетом в зависимости от
состава и секундного расхода топлива.
Тоннельная труба надежно гарантирует невозможность соприкосновения одного
компонента топлива с другим. Она нагружается внешним избыточным давлением от системы наддува и давлением столба жидкости
! ! = !…=д + !г,д! .
где !…=д – давление наддува; !г,д! = γhnx – гидростатическое давление; γ – плотность
жидкости; h – высота столба жидкости; nx – коэффициент перегрузки.
Для удаления просочившихся компонентов в полость между трубопроводом и тоннельной трубой может проводиться принудительная вентиляция полости (особенно в случае длительного хранения ракеты в заправленном состоянии).
66
5.5. Сильфоны и гибкие трубопроводы
Сильфоны — тонкостенные устройства с концентрическими волнообразными складками-гофрами, устанавливаемые в трубопроводах для компенсации неточности изготовления и температурных изменений труб и агрегатов.
Волнистая стенка сильфона вызывает дополнительные потери напора на преодоление гидравлических сопротивлений, и для их уменьшения внутрь сильфонов монтируют
вставки, обеспечивающие относительную гладкость гидравлического тракта.
Рис. 5.11. Конструкция сильфонов
В системах применяют механические сильфоны, обладающие хорошей жесткостью
и упругостью. Не исключена возможность установки устройств из пластмассы (фторопласт-4).
В системах жидкостных ракет наибольшее распространение получили бесшовные и
продольношовные сильфоны. Размеры их выбирают так, чтобы отношение наружного
диаметра dн к внутреннему dв находилось в пределах 1,3ј1,5 (большее значение для малых
сильфонов). Важными параметрами являются шаг гофров t и ширина выступа а.
Сильфоны отечественного производства выполняют так, чтобы соблюдались отношения
a
t−a
≤ 0 ,085;
≤ 0 ,035;
dн
dн
при
d н ≤ 40 мм
a
t−a
≤ 0 ,056;
≤ 0 ,022;
dн
dн
при
d н ≤ 100 мм
67
Для работы при высоких давлениях применяют многослойные сильфоны, состоящие
из набора концентрических тонкостенных оболочек, либо сильфоны, армированные наружными или внутренними кольцами.
Рис. 5.12. Конструкция сильфона, армированного наружными
кольцами, и армирующее кольцо
В пневмогидравлических системах применяются гибкие трубопроводы (шланги).
Они устанавливаются для соединения расходных неподвижных магистралей с двигателем,
когда управление ракетой в полете осуществляется его качанием.
Рис. 5.13. Гибкий трубопровод
1 — ниппель; 2 — кольцо внутреннее; 3 — кольцо наружное; 4 — муфта; 5 — шланг гофрированный; 6 — наконечник
Такие трубопроводы применяются в местах значительных взаимных перемещении
частей корпуса и трубопроводов из-за тепловых расширений, а в гидравлических системах
их используют как демпферы пульсации давления.
Наибольшее распространение получили гибкие металлические трубопроводы с тонкостенной гoфppoвaннoй оболочкой, конфигурация гофров которой зависит от способа
68
изготовления и назначения трубопровода. Снаружи выполняется проволочная оплетка,
которая может быть силовой или экранирующей. Силовая проволочная оплетка предохраняет гофрированную оболочку от разрушения и обеспечивает работоспособность трубопровода в поле переменных осевых и радиальных нагрузок.
Рис. 5.14. Гибкий шланг
1 — сильфон; 2 — кольцо; 3 — ниппель; 4 — кольцо
внутреннее; 5 — кольцо наружное; 6 — муфта; 7 — оплетка
5.6. Соединения трубопроводов
Отдельные участки трубопроводов вместе с агрегатами объединяются в пневмогидравлическую систему элементами, которые носят название соединений трубопроводов.
Соединения трубопроводов делятся на три группы:
– неразъемные соединения;
– разъемные соединения;
– быстроразъемные соединения.
При этом вce группы объединены единым требованием обеспечения герметичности
и прочности трубопроводов, входящих в систему.
К неразъемным относятся соединения трубопроводов, выполняемые сваркой или
пайкой, как правило, по торцам соединяемых участков трубопроводов.
Такие соединения применяют в случаях, когда не требуется индивидуальная подгонка участков трубопровода и их замена.
69
K числу наиболее распространенных разъемных соединений относятся фланцевые
(см. рис. 5.15, а), которые могут выполняться как с приварными, так и со свободными
фланцами.
Фланцевые соединения применяются при отсутствии угловых смещений соединяемых трубопроводов.
Если в процессе монтажа оси соединяемых трубопроводов будут расположены под
углом друг к другу, то а этом случае используют разъемные соединения, в которых со-
пряжение производится между конусной и сферической поверхностями или между сферическими и другими профилированными поверхностями (рис. 5.15, б).
Рис. 5.15. Разъемные соединения трубопроводов
К быстроразъемным относится класс соединений, предназначенных для разъединения или соединения трубопроводов ракеты и наземного оборудования или трубопроводов
отдельных ступеней многоступенчатой ракеты. Они являются самоконтрящимися и могут
быть отнесены к одной из двух групп:
– соединения с вторичным фиксатором;
– соединения без вторичного фиксатора.
Первая группа (рис. 5.16, а) используется при стыковке трубопроводов ракеты и наземного оборудования и характеризуется тем, что для разъединения или соединения трубопроводов необходимо предварительно приложить осевое или радиальное усилие к вторичному фиксатору, сдвинуть его в сторону, а затем развести трубопроводы.
Вторая группа (рис. 5.16, б) соединений позволяет расстыковать или состыковать
трубопроводы только выполнением одной операции – приложением осевого усилия к трубопроводам.
Такие соединения применяются при стыковке трубопроводов отдельных ступеней
многоступенчатой ракеты.
Рис. 5.16. Быстроразъемные соединения трубопроводов
70
Иногда разъемные соединения выполняют с клапанными механизмами, герметизирующими концы магистралей после расстыковки.
5.7. Устройства в баках для гашения колебаний топлива
Корпус ракеты испытывает продольные и поперечные колебания в широком диапазоне частот от воздействия внешних сил и возмущений (работа пульсирующего двигателя,
порывы ветра, работа автоматов стабилизации).
Колебания воздействуют на массу жидкости, находящуюся в баках и приводит к
значительному смещению центра масс. Это отрицательно сказывается на работе органов
устойчивости и управляемости, а при совпадении частот свободных колебаний жидкости с
частотой собственных колебаний корпуса может привести к резонансу и разрушению РН.
Для уменьшения колебаний зеркала жидкости в баках предусматривают:
– устройства гашения колебаний жидкости;
– перфорированные перегородки (демпфирующие устройства);
– конусы и продольные перегородки.
Перфорированные поперечные перегородки и конуса уменьшают амплитуду колебаний топлива и устанавливаются в передней части бака верхней ступени и в нижней части
первой ступени. Эффективны при определенном уровне топлива.
Гасители поперечных колебаний выполнены в виде тонких продольных пластин (6–8
шт.), установленных равномерно по окружности вдоль всей длины бака или на части длины. Ширина пластин составляет ~ 0,5 радиуса бака. Для повышения жесткости пластин
последние имеют продольные зиги (рис. 5.17).
Гасители продольных колебаний выполнены в виде плоских перфорированных пластин, установленных перпендикулярно продольной оси ракеты в передней части бака.
Продольные перегородки повышают запас статической устойчивости ракеты по углу крена. Эффективность успокоения колебаний жидкости ниже, чем у поперечных, но они гасят колебания жидкости во все время работы двигателя.
Демпфирующие устройства увеличивают пассивную массу ракеты.
71
Рис. 5.17. Гасители поперечных
колебаний жидкости
1 – пластина гасителя колебаний; 2 –
обечайка бака; 3, 4 – стержни крепления пластины; 5 – опоры крепления
стержней
5.8. Крепление элементов арматуры
Для крепления элементов арматуры внутри и снаружи предусматривают установку
кронштейнов, привариваемых к корпусу бака.
Кронштейны используются для монтажа элементов арматуры с помощью болтовых
и винтовых соединений.
На рис. 5.18 показан вариант крепления внутри бака демпфирующих перегородок и
датчика СОБ.
72
Рис. 5.18. Крепление элементов арматуры внутри бака
Компоновка элементов электрических и пневмогидравлических связей снаружи баков под гаргротом показана на рис. 5.19, 5.20.
Во всех соединениях должны быть предусмотрены меры по их контровке. Применяют пружинные и отгибные шайбы, самоконтрящиеся гайки, контровочная проволока.
Рис. 5.19. Компоновочная схема гаргрота
1 – труба; 2 – крышка; 3 – кронштейн; 4 –
обечайка; 5 – кронштейн; 6 – кабель
73
Рис. 5.20. Крепление труб снаружи (а)
и внутри (б) бака:
1 – труба; 2 – хомут; 3 – ложемент; 4 – кронштейн; 5 – панель
5.9. Люки, штуцера, фланцы баков
Для выполнения сборочных и монтажных работ у баков больших диаметров на одном из днищ делают люк-лаз, который закрывается крышкой. Необходимо, чтобы люк
располагался на части днища, имеющей меньшую кривизну для более равномерного нагружения горловины и крышки.
Диаметр люка-лаза выбирается из технологических соображений (обычно 400...500
мм).
Люк-лаз самый большой вырез в оболочке днища и требует компенсации в материале, распределяемом по сечению шпангоута люка. Концентрация напряжений возрастает с
увеличением диаметра отверстия. Конструкции люков-лазов показан на рис. 5.21–5.23.
Рис. 5.21. Конструкция люка-лаза:
1 – днище; 2 – горловина; 3 – фланец; 4 – стяжной болт; 5 – прокладка; 6 – крышка; 7
– усиление днища
74
Рис. 5.22. Варианты конструктивного исполнения люка-лаза и крышки
(варианты 3 и 4 отвечают повышенным требованиям по герметичности)
б)
а)
в)
Рис. 5.23. Конструкции люков-лазов
а) с внутренней крышкой:
1 – крышка люка; 2 – фланец люка; 3 – днище бака; 4 – шпильки с гайками крепления крышки; 5 – уплотнение; 6 – бобышка для крепления установочной ручки
б) с наружной крышкой:
1 – крышка люка; 2 – фланец люка; 3 – днище бака; 4 – шпильки с гайками крепления крышки; 5 – уплотнение;
в) с приваренной крышкой:
1 – крышка люка; 2 – удлиненный фланец; 3 – днище бака; 4 – шпильки с гайками
крепления крышки; 5 – уплотнение; 7 – сварное соединение
Для обеспечения равнопрочности усиления (окантовки) и основной оболочки материал, удаленный из оболочки, должен быть размещен в виде окантовывающего усиления,
т.е. в виде эффективной площади окантовки.
75
Площадь окантовки может быть реализована в виде шпангоута и в виде приварных
накладок (их применение нежелательно, т.к. сама сварка требует дополнительного усиления.
Необходимость компенсации вырезов относится и другим вводам в бак элементов
пневмогидросистемы и выводу расходной магистрали.
Рис. 5.24. Конструктивное исполнение ввода
труб в бак:
а – ввертной; б – вварной
Для присоединения трубопроводов (дренаж, контроль давления, проверка герметичности баков и др.), для установки некоторых агрегатов на днищах и обечайках баков размещаются штуцера и фланцы. Отверстия под фланцы и штуцера не следует располагать в
одном сечении (чтобы не нарушать требуемую прочность бака), а на определенном удалении друг от друга и в шахматном порядке (рис. 5.25).
Фланцы делают точеными или фрезерованными и приваривают к отбортовке отверстий бака.
Форма фланца и размеры определяются агрегатом, который на нем устанавливается.
Фланцы могут иметь резьбовые или гладкие отверстия под шпильки и болты.
Рис. 5.25. Конструкция фланцев:
1 – фланец; 2 – горловина; 3 – днище
Если диаметр штуцера меньше 15 мм, то его делают точечным и вваривают в отверстие на баке. При больших диаметрах штуцеров их делают из трубы соответствующего
диаметра и приваривают к отбортовке отверстия (рис. 5.26).
Рис. 5.26. Способы установки штуцеров:
1 – штуцер; 2 – днище (обечайка)
76
6. Конструктивно-силовые схемы отсеков корпуса РН
Все небаковые отсеки ракеты называются сухими. К ним относятся двигательные
отсеки ракет с ЖРД, межбаковые отсеки, обтекатели, переходники, корпус ракеты с подвесными баками и т.д.
Конструкция и форма сухих отсеков зависит от назначения и общей компоновки ракеты. Наибольшее распространение имеют цилиндрические и конические отсеки, выполненные в виде оболочек, подкрепленных силовым набором.
Главным фактором, определяющим конструктивно-силовую схему корпуса отсека,
является величина и характер действующей нагрузки (растяжение, сжатие, внешнее давление и т.д.), а также его специальные свойства (сбрасываемость отсека и др.).
По конструктивному признаку отсеки РБл подразделяют:
– БЕССТРИНГЕРНЫЕ (ГЛАДКИЕ) – выполняются в виде неподкрепленной оболочки, усиленной только по местам стыковки со смежными конструкциями;
– КАРКАСНЫЕ – выполняются в виде оболочки подкрепленной силовым набором
(каркасом);
– ОТСЕКИ ВАФЕЛЬНОЙ КОНСТРУКЦИИ – выполняются в виде оболочки с часторасположенными подкрепляющими ребрами, выполненными заодно со стенкой;
– ОТСЕКИ ГОФРИРОВАННОЙ И СОТОВОЙ КОНСТРУКЦИИ – выполняются из
многослойных оболочек с заполнителем;
– ФЕРМЕННЫЕ – выполняются в виде фермы, т.е. каркаса, лишенного оболочки.
Тот или иной тип корпусной конструкции выбирается из соображений минимума ее
массы при удовлетворении известных эксплуатационных требований.
6.1. Бесстрингерные (гладкие) отсеки
Выполняются в виде неподкрепленной гладкой оболочки 2, имеющей по торцам
стыковочные шпангоуты 1 и 3, предназначенные для соединения с соседними отсеками
(рис. 6.1, а). В общем случае нагружения в сечениях отсеков корпуса действуют продоль-
77
ные (нормальных) силы N, изгибающие моменты Мизг, поперечные силы Q, крутящий момент Мкр. Герметичные отсеки нагружены еще и внутренним давлением.
Оболочка в гладком отсеке воспринимает все нагрузки: N, Q, Mизг, Мкр. При осевом
сжатии критические напряжения гладкой оболочки очень малы:
кр
≈ (0,1...0,2)
т.
На
рис. 6.2 показана бескаркасная конструкция, состоящая из обшивки и двух стыковочных
шпангоутов.
Рис. 6.1. Конструктивно-силовая схема гладкого (а) и каркасного (б) отсеков.
Рис. 6.2. Конструкция переходного отсека:
1 – лючок; 2 – верхний шпангоут; 3 – направляющий штырь; 4 – обшивка; 5 – нижний
шпангоут; 6 – отверстие под стыковой болт; 7 – болты; 8 – анкерная гайка
6.2. Каркасные отсеки
Основными силовыми элементами каркасного отсека являются (рис. 6.1, б): обшивка
1, продольные силовые элементы – стрингеры 4, поперечные кольцевые элементы – стыковочные и промежуточные шпангоуты 3.
В каркасных отсеках обшивка работает на растяжение (сжатие и изгиб) совместно со
стрингерами. Конструкция отсека, в которой растяжение (сжатие и изгиб) воспринимают78
ся мощными продольными силовыми элементами – лонжеронами – называется лонже-
ронной.
В этих конструкциях при осевом сжатии и изгибе удается достигнуть более высокого уровня критических напряжений (σкр ≈ (0,5...0,7)σт), чем в гладких отсеках.
ОБШИВКА образует форму отсека, ограничивает его внутренний объем, защищая
его от воздействия факторов окружающей среды. Как самостоятельный силовой элемент
обшивка работает на растяжение, в частности, от внутреннего давления.
Относительный вклад обшивки в работу конструкции корпуса определяется:
– толщиной обшивки;
– частотой силового набора;
– характером соединения между обшивкой и элементами набора.
Каркасные отсеки изготавливаются клепаными, что позволяет использовать более
высокопрочные материалы. Это обеспечивает уменьшение массы конструкции РБл.
СТРИНГЕРЫ – продольные элементы, подкрепляющие обшивку – воспринимают
совместно с обшивкой осевые нагрузки и изгибающие моменты, действующие на отсек.
Стрингеры через обшивку воспринимают и распределенные поперечные нагрузки, например, от внешнего аэродинамического давления – при этом шпангоуты служат опорами для
стрингеров.
ЛОНЖЕРОНЫ – мощные продольные элементы силового набора, воспринимающие сосредоточенные продольные и изгибающие нагрузки большой интенсивности (от
узлов крепления двигателей, смежных отсеков и агрегатов).
Общие требования к лонжеронам аналогичны требованиям к стрингерам. Но есть и
отличая: поскольку лонжерон работает в основном автономно на сосредоточенную нагрузку, связь его с обшивкой не имеет такого значения, как для стрингера, но для повышения работоспособности обшивки целесообразно максимально использовать опору на
лонжерон.
ШПАНГОУТЫ – по назначению подразделяют:
– торцевые (стыковочные) – подкрепляют край отсека корпуса и обеспечивают его
надежное соединение со смежными конструкциями;
– промежуточные – подкрепляют обшивку на участке между торцевыми шпангоутами и обеспечивают сохранение формы поперечного сечения отсека. Позволяют повысить общие критические напряжения потери устойчивости за счет уменьшения длины
участка между опорами.
79
Типовые сечения элементов силового набора, изготавливаемых прессованием, гиб-
кой из листа, штамповкой, точным литьем, механической обработкой, представлены на
рис. 6.3.
Рис. 6.3. Типовые сечения элементов силового набора:
а) стрингеры; б) лонжероны; в) шпангоуты; 1–5 открытые профили; 6 – закрытый
профиль; 7 – лонжерон с усиленной верхней полкой; 8 – лонжерон с верхней полкой, усиленной композиционным материалом; 9 – сборный лонжерон; 10–12 – промежуточные
шпангоуты; 13, 14 – усиленные шпангоуты (сборные); 15 – торцевой шпангоут
В зависимости от включения тех или иных элементов силового набора различают
следующие типы корпусных конструкций:
– МОНОНОК – корпус, у которого основным силовым элементом является обшивка
(гладкие отсеки или каркасные, когда обшивка подкреплена набором из часто расположенных стрингеров малого сечения).
Монококовые корпуса применяются тогда, когда продольные нагрузки невелики и
могут быть восприняты обшивкой относительно небольшой толщины.
Конструкции корпусов с обшивкой, подкрепленной только шпангоутами, называют
еще бесстрингерными.
– СТРИНГЕРНАЯ – конструкция корпуса, состоящая из тонкой обшивки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами;
– ЛОНЖЕРОННАЯ (БАЛОЧНАЯ) – конструкция корпуса, в которой сжимающие и
изгибающие нагрузки воспринимаются лонжеронами, а обшивка воспринимает прежде
всего напряжение сдвига и местные нагрузки.
80
Рис. 6.4. Конструкция переходника со стрингерами:
1 – верхний шпангоут; 2 – направляющий штырь; 3 – фитинг; 4 – стрингер; 5 – обшивка; 6
– нижний шпангоут; 7 – отверстие под разрывной болт
Рис. 6.5. Конструкция приборного отсека каркасного типа:
1 – верхний опорный шпангоут; 2 – стрингер; 3 – промежуточный шпангоут; 4 – усиленный стрингер; 5 – обшивка; 6 – нижний опорный шпангоут
Рис. 6.6. Варианты соединения элементов переходника:
1 – обшивка; 2 – шпангоут; 3 – стрингер
81
Так как тонкая обшивка плохо воспринимает и передает сосредоточенные силы, то
обычно в отсеках по узлам крепления ставят стрингеры или фитинги (рис. 6.7), которые
постепенно включают обшивку в работу. Приближенно можно считать, что обшивка полностью включается в работу на длине, равной расстоянию между стыковыми болтами.
Рис. 6.7. Схема подкрепления обшивки в местах разъема:
1 – обшивка; 2 – стрингер; 3 – фитинг; 4 – стыковой шпангоут; 5 – вспомогательный
стрингер; 6 – фестон
6.3. Отсеки вафельной конструкции
К ним можно отнести монолитные секции (рис. 6.8), применяющиеся с целью:
– уменьшения количества соединений;
– улучшения совместности восприятия нагрузок обшивкой и подкрепляющим набором и, следовательно, уменьшения массы конструкции в сильнонагруженных корпусах.
В монолитных секциях обшивка и подкрепляющие ее ребра жесткости представляют
единое целое. Чаще всего изготавливаются из толстых плит методами химического фрезе-
рования, электрохимической обработки или механической обработкой. Характерным для
этих процессов является низкий коэффициент использования материала.
82
Рис. 6.8. Фрезерованные, штамповочные и литые панели корпуса:
а, б, в – фрезерованные панели; а) – продольные элементы таврового типа; б) – продольные элементы в виде ребер; в) – продольные элементы Г-образного типа; г) – штампованная панель; д) – литая панель
Ребра на секциях располагают обычно либо продольно (вдоль образующей поверхности одинарной кривизны), либо в виде системы перекрещивающихся утолщений – секций вафельного типа. Вафельные секции могут использоваться для изготовления оболочек
как одинарной, так и двойной кривизны.
Применение монолитных секций в конструкциях баков и других герметичных емкостей, помимо уменьшения массы, обеспечивает большую надежность сохранения герметичности.
Монолитные секции применимы в основном в сильнонагруженных корпусных конструкциях, т.к. при малых величинах погонные усилий, действующих в оболочке, оказывается технологически невозможным выполнить столь малые толщины стенок и ребер,
чтобы использование монолитных ребристых или вафельных секций было рациональным
по массе. В монолитных секциях достигается высокий уровень критических напряжений
при осевом сжатии и внешнем давлении.
6.4. Отсеки гофрированной и сотовой конструкции
Гофрированные обшивки обладают высокой эффективностью по массовым характеристикам в конструкциях, работающих на сжатие и изгиб т.к. гофрированный лист имеет
значительно больший момент инерции относительно средней линии обшивки, чем негофрированный той же толщины.
83
В то же время масса его увеличивается в сравнении с негофрированным незначительно. Гофрированные обшивки технологичнее, чем монолитные, и обеспечивают лучшее использование металла, т.к. изготавливаются из плоского листа путем его гибки или
штамповки. Недостатком гофрированных обшивок является плохая работа на сдвиг в направлении, перпендикулярном гофрам, а также сложность их соединения с торцевыми
шпангоутами.
Гофрированные листы применяются в качестве продольного подкрепления гладкой
обшивки (рис. 6.9) и в качестве заполнителя в трехслойных панелях и секциях.
Многослойные (чаще трехслойные) обшивки с заполнителем эффективны в корпусных конструкциях, работающих на внешнее давление, сжатие, а также при повышенных
требованиях к жесткости обшивки (сохранению формы под нагрузкой). Стенка многослойной оболочки имеет жесткость на изгиб в продольном направлении, в несколько десятков раз превышающую жесткость эквивалентной по массе однослойной гладкой оболочки. Обеспечивается это тем, что тонкие несущие слои из высокопрочного материала,
разделенные более толстым слоем заполнителя, в качестве которого обычно используются
материалы или конструктивные элементы низкой плотности, образуют конструктивную
схему, имеющую момент инерции сечения значительно больший, чем однослойная обшивка такой же массы.
Рис. 6.9. Применение гофрированного листа в конструкции корпуса:
а – соединение гофрированной оболочки и торцевого шпангоута; б – продольное и поперечное соединение гофрированных листов в обшивке; в – соединение гофрированной обечайки (играет роль и продольного силового набора) с различными шпангоутами; г – пане-
84
ли корпуса, изготовленные из гладких и гофрированных листов; д – сборный лонжерон с
гофрированной стенкой.
Рис. 6.10. Нижний переходник ракеты S-V:
1 – гофрированная обшивка; 2 – шпангоут
Широко применяются различные конструкции стенок многослойных оболочек (рис.
6.11). Трехслойная стенка имеет два тонких внешних несущих слоя (наружный
ренний
в)
из прочного материала и средний слой толщиной
н,
внут-
из легкого малопрочного
заполнителя.
В качестве заполнителя применяются сплошные легкие материалы (пенопласт, лег-
кие пластмассы, гофры, соты и ребра из стекло- и углепластиков, из алюминиевой, титановой и стальной фольги). Роль заполнителя может играть частый профильный набор
или гофрированный лист, располагаемый между двумя гладкими листами. Толщины трехслойных обшивок, определяемые толщиной заполнителя, выбираются в зависимости от
вида заполнителя и конкретных конструктивно-силовых требований, и могут составлять
от нескольких мм до нескольких десятков мм.
Для соединения заполнителя с обшивкой применяются в зависимости от используемых материалов и формы заполнителя склейка, сварка, пайка, клепка.
В оболочках с двухслойной стенкой один слой является несущим, а второй выполняет роль теплозащитного покрытия (рис. 6.11, в).
85
Рис. 6.11. Конструкции стенок многослойных оболочек:
а) – трехслойная с гофром; б) – трехслойная с сотовым заполнителем; в) – двухслойная с
теплозащитным слоем; г)– трехслойная с теплозащитный и теплоизоляционным слоями.
Для отсеков гофрированной и сотовой конструкции значение критических напряжений при осевом сжатии доводится до σкр ≈ (0,7...0,8)σт.
6.5. Ферменные отсеки
Ферменные конструкции используют:
– в межблочных переходниках при "горячем" разделении ступеней;
– в силовых рамах крепления двигателей;
– в качестве термомостов баков, заправляемых низкокипящими (криогенными) компонентами топлива.
Стержни форменных отсеков соединяют два торцевых шпангоута. При этом каждая
пара стержней и участок шпангоута образуют неизменяемый треугольник. Ферменные отсеки изготавливают сварными. Не уступая каркасным в восприятии осевых сил и изгибающих моментов, они хуже работают на нагрузки сдвига (перерезывающую силу и крутящий момент). Усилия с ферменной конструкции передаются в точках, а не по контуру,
что требует местного усиления конструкции стыкуемой части. На стержни ферм, используемых в качестве межблочных переходников при "горячем" разделении ступеней, действует нагрузка, обусловленная давлением струй двигателей при их работе до завершения
процесса разделения ступеней.
Для поддержания температуры стержней не выше допустимой по условиям прочности на стержни наносят теплозащитное покрытие. Для облегчения ферм применяют биметаллическое соединение стержней и узлов, при котором стержни изготавливают из высокопрочного конструкционного материала (сталь, титановый сплав), а узел их стыковки –
из более легкого алюминиевого сплава.
В конструкции ферм – термомостов, используемых для подвески ненесущих криогенных емкостей, для изготовления стержней применяют материалы с низкой теплопроводностью (стеклопластики, титановые сплавы).
При конструировании ферм стремятся обеспечить их статическую определимость,
так как статически неопределимая конструкция оказывается тяжелее из-за трудности точного учета распределения внешних нагрузок между отдельными элементами. Оси нескольких стержней в узлах должны сходиться в одной точке.
86
Основное внимание уделяется соединению стержней между собой. Задача состоит в
том, чтобы по возможности уменьшить передачу на стержень изгибающих моментов, т.е.
приблизить характер его нагружения к силовой схеме фермы, в которой соединения
стержней считаются шарнирными. Примеры конструкций форменных отсеков приведены
на рис. 6.12.
Рис. 6.12. Примеры конструкций ферменных отсеков:
а) 12-стержневая ферма; б) 24-стержневая ферма с промежуточным поясом для отсеков
большого удлинения.
Рис. 6.13. Переходный отсек в виде рамы:
1 – кольцо; 2 – башмак под штырь; 3 – штырь; 4 – стержень; 5 – башмак под пироболт (замок); 6 – нижний башмак (под пироболт или замок)
87
Фермы большого удлинения, работающие на сжатие, целесообразно разбивать на
две, вводя промежуточные кольцевые связи (рис. 6.12, б). Симметрично расположенные
стержни должны иметь одинаковую жесткость. Работоспособность стержней фермы существенно ухудшается при наличии начальной непрямолинейности, конструктивных изломов и изгибов, при введении в конструкцию элементов, нагружающих стержни поперечными нагрузками. Все это необходимо учитывать как при конструировании, так и при
предъявлении требований к деталям и полуфабрикатам.
88
7. Системы разделения ступеней и отделения головной части
7.1. Конструкция элементов систем разделения и отделения ГЧ
К системам разделения ступеней и отделения головной части предъявляются следующие требования:
– обеспечение надежного и безопасного разделения без соударения с последующей
ступенью или ГЧ отработавшей ступени;
– минимальное возмущение параметров движения последующей ступени и особенно
ГЧ;
– быстрота процесса отделения для сокращения потерь скорости;
– простота последовательности выполняемых операций при разделении;
– минимально возможное увеличение массы конструкции за счет введения элементов систем разделения (отделения).
Разделение ступеней и отделения ГЧ является сложной задачей, обеспечивающей
надежность вывода полезной нагрузки в космос. Это объясняется тем, что при разделении
(отделении) на разделяемые части ракеты действуют не только силы, которые можно довольно точно определить (сила тяжести, тяга двигателей разделяемых ступеней), но и параметры, имеющие вероятностный характер. К этим параметрам относятся импульсы последействия и характеристики набора тяги двигателя при запуске, аэродинамические силы, действующие на разделяемые части РН, особенно на последние ступени при отделении ГЧ, или на предыдущие ступени при движении в аэродинамической тени предыдущей
ступени и при выходе из нее.
При разделении ступеней следует учитывать то, что максимальное значение силы
тяги маршевого двигателя предыдущей ступени в момент его выключения в несколько раз
больше, чем максимальное значение силы тяги маршевого двигателя последующей ступени (в 8–10 раз), а масса предыдущей ступени, практически не имеющей топлива, сравнима, или меньше массы ракеты после разделения. Поэтому дополнительная скорость, сообщаемая предыдущей ступени, может быть достаточной для того, чтобы эта ступень догнала ракету после разделения.
Любая система разделения (отделения) включает устройства силовой связи разделяющихся частей и собственно устройств разделения (отделения).
89
Устройства силовой связи (крепления) обеспечивают механическую связь отделяемых элементов конструкции до подачи команды на отделение и обеспечивает разрыв
этих связей в момент подачи этой команды.
Устройства разделения (отделения) сообщают относительное перемещение отделяемых частей конструкции для обеспечения отведения их на безопасное с точки зрения
возможности соударений с конструкцией, продолжающей полет по заданной траектории.
Элементы силовой связи могут быть выполнены в виде пироболтов, пиро- или пневмозамков и элементов оболочечных конструкций с пиротехническими устройствами кумулятивного действия.
Простейшим устройством силовой связи является пироболт (рис. 7.1). При подаче
напряжения на детонатор болта происходит подрыв заряда взрывчатого вещества и корпус
болта разрушается по ослабленному сечению, разрывая связь между разделяющимися
частями ракеты.
Рис. 7.1. Пироболт
1 – фланец; 2 – пиропатрон; 3 – корпус
Разрывные болты просты и надежны в работе. Однако при разрушении их образуются осколки. Для защиты агрегатов отделяемых частей от действия этих осколков устанавливаются специальные экраны значительной массы. Кроме того, при подрыве пироболтов
в шпангоутах, возникают локальные перегрузки, величина которых в течение короткого
времени может достигать 2000–3000. Поэтому разрывные болты устанавливаются только
в точках отделения, где нагрузка на болт не превышает 20 тс. В более нагруженных точках (с нагрузкой до 100 тс) устанавливаются пиро- или пневмозамки.
Оболочечные конструкции с пиротехническими устройствами, основанными на кумулятивном эффекте разрушения оболочки корпуса, могут передавать любые нагрузки,
они имеют относительно меньшую массу. Однако их отработка значительно сложнее, чем
отработка узлов соединения других типов.
90
В зависимости от требуемых характеристик разделения, места установки и направления действия сил, возникающих при отделении ГЧ и других отделяемых частей, используются следующие системы отделения:
– расталкивающие;
– тормозящие;
– комбинированные.
Расталкивающие системы отделения создают силы, действующие на все разделяемые системой элементы, в противоположных направлениях. Они сообщают некоторый
импульс каждому из разделяемых элементов и придают этим элементам некоторую добавочную скорость.
Использование расталкивающих систем отделения целесообразно для сброса элементов конструкции ракеты, значительно меньших по массе, чем масса ракеты. При этом
к параметрам движения отбрасываемых элементов высоких требований по точности не
предъявляется (например, сброс стартовых ускорителей ракеты "Ариан-4").
Тормозящие системы отделения сообщают импульс только тем элементам конструкции, которые уже не участвуют в полете по заданной траектории. Эти системы не вносят
возмущения в движение частей конструкции, продолжающих полет по заданной траектории.
Комбинированные системы отделения применяются в тех случаях, когда необходимо отделяемым частям конструкции придать движение по некоторой траектории, отличающейся от прямой. При этом могут использоваться элементы отделения расталкивающего и тормозящего типа, обеспечивающие комбинированное воздействие как по времени, так и по направлению.
В качестве расталкивающего устройства отделения применяются пневмо- или пиротолкатели, источником энергии которых является аккумулированный в баллонах газ, или
газ, полученный от сжигания порохового заряда, и также пружинные толкатели.
Торможение отделяемых частей конструкции производится:
– тормозными ракетными двигателями;
– аэродинамическими силами, образуемыми за счет увеличения лобового сопротивления отделяемой части ракеты.
Тормозные ракетные двигатели могут быть твердотопливными, жидкостными или
газовыми. В последнем случае используется газ, запасенный в специально установленных
на борту ракеты баллонах, или газ, имеющийся в других емкостях, например, газ наддува
топливных баков.
91
Для разделения ступеней используются две основные схемы разделения ступеней:
холодная и горячая. Часто используется комбинированная схема, использующая элементы
этих двух основных схем.
При "холодном" разделении недопустимо воздействие газов запускаемого маршевого двигателя последующей ступени на конструкцию предыдущей ступени.
При "горячем" разделении такое воздействие допустимо, однако для этого на элементах конструкции предыдущей ступени устанавливаются дополнительные теплозащитные экраны.
При "холодном" разделении или разделении торможением отработавшей ступени,
основной двигатель последующей ступени запускается после того, как расстояние между
разделяющимися частями ракеты будет так велико, что газы реактивной струи запускаемого двигателя последующей ступени не смогут разрушить конструкцию отделяемой предыдущей ступени.
"Горячее" или огневое разделение происходит путем запуска основного двигателя
последующей ступени еще до разрыва, или в момент разрыва механической связи между
разделяющимися ступенями. При этом разделение происходит частично за счет того, что
предыдущая ступень тормозится вследствие газодинамического воздействия газов истекающих из сопла двигателя последующей ступени.
Циклограмма работы системы разделения построенной по схеме горячего разделения приведена на рис. 7.2. Началу координат циклограммы соответствует время подачи
команды на начало разделения. По этой команде выключается двигатель предыдущей
ступени, включается двигатель последующей ступени и происходит нарушение механической связи между разделяемыми ступенями. Для выхода газа, истекающего из сопла двигателя предыдущей ступени за пределы соединительного отсека, установленного между
разделяемыми ступенями, последний выполнен в виде стержневой конструкции (первая
ступень РН "Протон") или имеет большие окна, закрываемые крышками, вышибаемыми
давлением газов (РН "Титан"). Для защиты верхнего днища предыдущей ступени на нем
устанавливается теплозащитный экран, одновременно поворачивающий газовый поток
перпендикулярно к направлению полета.
92
Рис. 7.2. Циклограмма разделения и узел разделения двух РБл при горячем разделении
1 – РБл 2; 2 — плоскость отделения хвостового отсека; 3 – хвостовой отсек РБл 2, как
правило, сбрасываемый после разделения; 4 – тепловая защита РБл 2; 5 – плоскость разрыва связей и разделения РБл; 6 – межблочная ферма; 7 – газоотражатель с тепловой защитой; 8 – РБл 1
Δ1 – запуск двигателя РБл 2; Δ2 – разрыв межблочных связей; Δ3 – выключение двигателей РБл 1; Δ4 – начало физического разделения РБл
После прекращения работы ДУ предыдущей ступени и выхода двигателя последующей ступени на режим, ракета продолжает полет, а отделенная ступень выходит на траекторию падения на Землю.
Разделение происходит за короткое время поэтому при огневом разделении потери
скорости, связанные с разделением, малы. Платой за использование этой простой схемы
разделения является некоторое увеличение массы конструкции ракеты, связанное с установкой стержневого отсека и газового отражателя.
"Холодное" разделение чаще применяется на ракетах, имеющих на последующих
ступенях специальные управляющие двигатели (третья ступень РН "Протон", вторая ступень РН "Рокот"). Управляющие двигатели последующей ступени могут быть включены
до выключения двигателей предыдущей ступени, что обеспечивает непрерывное управление ракетой в процессе разделения. Циклограмма работы двигателей разделяемых ступеней при "холодном" разделении приведена на рис. 7.3.
93
Рис. 7.3. Циклограмма разделения и узел разделения двух РБл при холодном разделении
1 – центр масс II ступени; 2 – РБл 2; 3 – плоскость отделения хвостового отсека РБл 2; 4 –
разгонные двигатели на хвостовом отсеке РБл 2; 5 – плоскость разрыва связей и разделения РБл; 6 – РБл 1; 7 – тормозные двигатели на РБл 1
Δ1 – запуск разгонного двигателя РБл 2; Δ2 – выключение двигателей РБл 1 и разрыв связей; Δ3 – запуск тормозного двигателя РБл 1; Δ4 – начало физического разделения РБл; Δ5
– запуск маршевого двигателя РБл 2
Начало оси абсцисс системы координат соответствует времени подачи команды на
начало разделения. Маршевый двигатель предыдущей ступени переводится на режим конечной ступени, или если на ступени имеется рулевой двигатель, то маршевый двигатель
выключается. Одновременно с подачей команды на выключение маршевого ЖРД, включается рулевой двигатель последующей ступени, который создает рулевые силы для
управления полетом ракеты. По мере спада тяги маршевого двигателя предыдущей ступени в некоторый момент подается команда на нарушение механической связи между ступенями и включение тормозного двигателя предыдущей ступени. Команда подается так,
чтобы максимально возможное значение импульса последействия выключаемого двигателя предыдущей ступени было меньше импульса, создаваемого тормозным двигателем.
Последующая ступень под действием силы тяги своего рулевого двигателя и относитель94
ной скорости, создаваемой разностью импульсов тормозного двигателя и импульса последействия выключаемого двигателя предыдущей ступени, отходит от предыдущей ступени
на некоторое безопасное расстояние, после чего включается маршевый двигатель этой
ступени. Разделение закончено, ракета продолжает полет, предыдущая ступень летит как
свободно падающее тело.
Если на предыдущей ступени имеются рулевые двигатели, разделение происходит
также, но команды на разрыв связей и запуск тормозных двигателей предыдущей ступени
подается при спаде тяги рулевого двигателя предыдущей ступени.
95
8. Конструкция элементов специального назначения
корпуса РБл
8.1. Теплозащитные днища (донная защита)
Теплозащитные днища (донную защиту), экраны, а также отражательные устройства
применяют для защиты конструкции РБл при старте, в полете и при разделении ступеней
от силового воздействия и воздействия лучистых и конвективных тепловых потоков струй
работающих РД.
Теплозащитные днища и экраны устанавливают по нижнему торцу РБл. В процессе
старта РН они воспринимают ударно-волновые и импульсные нагрузки, обусловленные
взаимодействием струй РД с элементами стартового сооружения, а также возвратные тепловые потоки, а на траектории выведения – лучистые и конвективные тепловые потоки от
струй работающих РД. Типовой пакет теплозащиты, применяемый в РН, состоит из двух
слоев:
– наружного, допускающего воздействие высокой температуры в течение заданного
времени;
– внутреннего, имеющего низкий коэффициент теплопроводности.
Толщину наружного слоя выбирают с учетом обеспечения на контактной поверхности с внутренним слоем температуры, гарантирующей его работоспособность в течение
всего времени полета РН, а толщину внутреннего слоя – из условия выдерживания заданной температуры на силовой конструкции.
Теплозащитное покрытие соединяют с силовой конструкцией с помощью клея и дополнительного механического крепления специальными болтами, имеющими тепловую
защиту головок. Швы между панелями теплозащитного покрытия закладывают специальными термостойкими герметиками и элементами, отличающимися высокой эрозионной
стойкостью. Толщину покрытия делают переменной в соответствии с законом распределения теплового потока по поверхности и изменения его по времени.
В некоторых случаях конструкция донной защиты может выполняться трехслойной.
Наружный слой экрана теплозащиты делают из материала с высокой отражательной способностью, например, полированной нержавеющей стали и даже позолоченными. В некоторых случаях наружный слой полностью или частично принудительно охлаждается изнутри жидкостью.
96
Топливные баки для жидкого водорода для снижения потерь на испарение при нахождении ракеты на ПУ и в полете покрываются теплоизоляцией. Даже при этом потери
на испарение на стартовой позиции и в полете достигает до 6% в час и при этом уменьшаются температурные напряжения в оболочке бака вследствие снижения перепада температур на внутренней и наружной поверхности оболочки.
Теплоизоляция наносится с наружной стороны бака, выполняется в виде сотовой
конструкции из стеклопластика; соты внутри заполняются пенистым заполнителем. Соты
наносятся на оболочку бака, предварительно оклеенную высокопрочным слоем КМ (например, нейлоном). С наружной стороны на соты наносится слой герметизирующего КМ.
Этот слой препятствует проникновению воздуха внутрь теплоизоляции во избежание
фракционного сжижения и образования конденсированного кислорода, существенно повышающего взрывоопасность. Для удаления попавшего внутрь теплоизоляции воздуха,
полость теплоизоляции может продуваться гелием от начала захолаживании до старта, для
чего используются системы продувки и вентиляции на СК.
Однако продувка гелием значительно ухудшает теплоизоляционные свойства теплоизоляции (порядка в 4 раза).
8.2. Теплозащитные экраны
Теплозащитные экраны устанавливают в открытых хвостовых отсеках на уровне
плоскости крепления РД к корпусу РН для предохранения от нагрева, вышерасположенных конструкций. Применяют термостойкий материал с высокой отражательной способностью (например, полированные титановые сплавы). Индивидуальная защита элементов
двигателя выполняется в виде кожухов или обмотки термостойкой тканью (лентой).
8.3. Отражательные устройства
Отражательные устройства устанавливают по верхнему торцу РБл. Они предназначены для защиты его конструкции (баков, находящихся под давлением) от разрушения
взрывного характера в процессе "горячего" разделения ступеней РН, собранных по схеме
"тандем" и при разделении ступеней воспринимают силовое и тепловое воздействия струй
двигателей последующей ступени. Если время действуя тепловых потоков на теплозащитные днища ≈ 100–500 с, то на отражательные устройства – ≈ 10 с. Однако при этом
тепловой поток воздействует на них в условиях эрозии теплозащитного материала, обусловленной действием скоростного напора струи РД.
97
Форма отражательных устройств определяется компоновкой межблочного переходного отсека и зависит:
– от количества и расположения РД последующей ступени;
– местоположения донной защиты относительно среза сопел РД и т.д. Нагрузки,
действующие на отражательное устройство, являются производными от энергии струй РД
и определяются формой поверхности и линейными размерами отражательного устройства.
В настоящее время среднеинтегральное давление на поверхность отражательного устройства достигает 0,2–0,3 МПа, а непосредственно под струей РД – до 1 МПа.
Наиболее распространенные формы отражательных устройств являются:
– сферический сегмент;
– коническая поверхность со скругленном при вершине (угол полураствора
= 45–
60°).
По конструктивно-силовой схеме различают отражательные устройства несущего
и разгруженного типа.
В первом случае их конструкцию рассчитывают на восприятие всех действующих
нагрузок и тепловых потоков и выполняют в виде самостоятельного клепаного или сварного корпуса.
Во втором случае учитывают давление в газовой подушке бака как силовой фактор,
разгружающий конструкцию отражательного устройства, в силовую схему которого
включено верхнее днище топливного отсека.
Конструкция несущего отражателя состоит из обшивки, подкрепленной радиальным
и кольцевым наборами и опорного торцевого шпангоута. С внешней стороны наносят тепловую защиту из материала с низкой теплопроводностью и высокой эрозионной стойкостью (например, прессованный асботекстолит).
Разгруженное отражательное устройство состоит из обшивки с тепловой защитой и
наполнителя, обеспечивающего контакт с днищем топливного отсека. Наполнитель должен обладать достаточной прочностью на сжатие и быть технологичным для обеспечения
подгонки по поверхности днища бака. Этим требованиям хорошо отвечают пенопласты.
8.4. Узлы связи с комплексом наземного оборудования (связи "БОРТЗЕМЛЯ")
Узлы связи РН с комплексом наземного оборудования обеспечивают:
– транспортирование агрегатами комплекса;
– установку на стартовое сооружение;
98
– связь с агрегатами и системами стартового комплекса в процессе подготовки и
проведения пуска.
Окончательно
собранная
и
испытанная
РН
перекладывается
с
монтажно-
стыковочных тележек или со стенда общей сборки на транспортно-установочный агрегат,
с помощью которого доставляется на стартовую позицию (СП) и устанавливается на стартовое сооружение.
К установленной РН стыкуют средства комплекса поземного оборудования, совместно с бортовыми системами и устройствами обеспечивающие заправку баков компонентами топлива, зарядку баллонов сжатыми газами, электропитание в период предстартовой
подготовки, подключение технологических систем, в том числе: систем обогрева предпусковой продувки, вентиляции и др.
В период собственно старта РН связь между нею и комплексом наземного оборудования осуществляется до отделения ее торца от плоскости стартового сооружения (прохождение так называемой команды "Контакт подъема"), которое фиксируется после прохождения ≈ 100 мм от начала подъема.
Можно выделить ряд общих для различных РН узлов связи, которые обеспечивают
ее взаимодействие с комплексом наземного оборудования:
– транспортировочные опоры, узлы крепления траверс (балок) для кантования и перекладывания блоков и собранной РН;
– узлы силового крепления к стартовому сооружению;
– узлы силовой связи с агрегатами обслуживания;
– заправочные соединения компонентов топлива;
– платы электрических и пневматических разъемов;
– узлы связи, расстыковка которых происходит после команды "Контакт подъема".
8.5. Транспортировочные опоры
Наиболее распространено горизонтальное транспортирование РБл или собранной РН
(исключение составляет вертикальное транспортирование РН "Сатурн-V"). РБл или собранную РН укладывают на ложементы транспортного агрегата на специальные опоры
корпуса РН. Положение опор выбирают из условия минимальных нагрузок, действующих
на корпус РН при транспортировании и обеспечения более равномерного распределения
реакции между опорами. Чаще всего опоры располагают вблизи стыков отсеков РБл или
по их торцам. Для разгрузки основных опор иногда применяют так называемую тарированную опору, обеспечивающую приложение к РН в месте ее установки вполне опреде99
ленной силы, уменьшающей реакции на основные опоры. Конструкция узлов, используемых в качестве опор, должна предусматривать минимальное увеличение массы шпангоута
в месте его постановки. Одна из возможных конструкций подобного узла приведена на
рис. 8.1, а, где опора имеет вид накладного фитинга, а нагрузка параллельна касательной к
контуру шпангоута. При этом для уменьшения изгибающего момента, действующего на
шпангоут, вылет h должен быть минимальным.
Рис. 8.1. Конструкция опоры (а) и схема перекладки блока с помощью технологических
балок (б)
1 – передний узел; 2 – корпус; 3 – балка; 4 – задний узел
В качестве опоры может быть использован шпангоут корпуса. В этом случае опора
транспортного устройства имеет вид ложемента с углом охвата ≈ 120°. Опоры в виде накладных фитингов могут быть съемными – их снимают после установки РН на стартовое
сооружение. Это улучшает массовые характеристики РН, но усложняет ее эксплуатацию.
В большинстве случаев узлы, предназначенные для транспортирования, используют
и в качестве технологических опор для крепления съемного технологического оборудования (например, балок). Использование технологической балки, опирающейся на фитинги,
закрепленные на блоке, позволяет обеспечить удобство работ и минимальные нагрузки на
корпус при перекладывании РБл, собираемого вертикально, на стыковочную тележку для
последующей горизонтальной сборки (рис. 8.1, б).
8.6. Узлы силового крепления РН к стартовому сооружению
Для удержания РН на стартовом сооружении при действии ветровых нагрузок в период подготовки к пуску предусмотрено ее крепление с помощью специальных замков.
Эти замки размещают в плоскости, по которой в процессе старта происходит расстыковка
РН со стартовым сооружением или со специальным узлом крепления, остающимся на
100
стартовом сооружении, но входящим в состав РН. Подобный узел крепления может быть
выполнен в виде переходной рамы прямоугольного или трапециевидного сечения (рис.
8.2).
Рис. 8.2. Схема крепленая РН на стартовом сооружении с помощью переходной рамы:
1 – корпус РН; 2 – переходная рама; 3 – пусковое устройство; 4 – плоскость разделения
при старте РН; 5 – замок.
Во внутреннем объеме переходной рамы располагают трубопроводы, арматуру, различные соединения связей "борт-земля", а также замки силовой связи с РН. Количество
замков зависит от нагрузки, действующей в стыке и допустимого усилия на один замок.
Обычно замки не воспринимают перерезывающую силу, поэтому на стыке РН с переходной рамой устанавливают шпильки, выполняющие роль направляющих в момент старта.
Замки силового крепления могут открываться как заранее, так и в процессе старта. В первом случае старт называется свободным, во втором – стесненным (заневоленным). Стесненный старт уменьшает динамические нагрузки в момент старта и обеспечивает более
быстрое прохождение участка начального движения. При стесненном старте силовые узлы крепления имеют специальные устройства – механические демпферы, усилие сопротивления движению которых уменьшается по мере подъема РН. Схема такого устройства,
применяемая на РН "Сатурн-V", показана на рис. 8.3.
8.7. Узлы силовой связи с агрегатами обслуживания
Предназначены для исключения соударения РН с агрегатами обслуживания при нахождении РН на стартовом сооружении. Эти соударения возможны из-за различий конструкционных материалов и жесткостных характеристик конструкций РН и агрегатов обслуживания, из-за их перемещения относительно друг друга под действием ветровых нагрузок, солнечной радиации и т.п.
101
Исключение соударений обеспечивается двумя путями:
1) установкой следящего привода на площадках агрегата обслуживания катков (роликов) на РН, по которым скользят контактирующие узлы площадки;
2) установкой зажимного устройства на агрегате обслуживания и Т-образного кронштейна (кнехта) на РН.
Рис. 8.3. Схема узла системы управляемого освобождения РН "Сатурн-V" и пускового устройства:
1 – деформирующийся стержень; 2 – основание
матрицы; 3 – корпус РН; 4 – серьга; 5 – болты
крепления; 6 – щеки матрицы; 7 – кронштейн; 8
– опорная тумба
8.8. Заправочные соединения компонентов топлива
Заправочные соединения предназначены для заправки баков РН компонентами топлива и их слива (при необходимости). Заправочные соединения различают по типу стыковки (ручная или автоматическая) и по моменту расстыковки (до старта или в момент
старта). Стыковка и расстыковка заправочных устройств регистрируется специальными
датчиками. Заправочные соединения для зарядки сметем РН сжатыми газами в большинстве случаев располагают на ее торце.
8.9. Платы электрических и пневматических разъемов
Служат:
– для связи бортовых электрических систем с наземными;
– снабжения их электрической энергией от наземных источников вплоть до момента
старта и переключения питания на бортовые источники.
102
По конструкции (рис. 1.18) плата состоит из верхней и нижней половин, которые соединяются между собой замковым механизмом, обеспечивающим надежную их стыковку
при значительных вибрациях и расстыковываются при движении РН или кабельзаправочной мачты (КЗМ).
Рис. 8.4. Схема конструкции разрывной платы
электроразъемов:
1 – нижняя плата; 2 – верхняя плата; 3 – разъемы; 4 – крышка; 5 – замок
После расстыковки разъемы закрываются защитными крышками. Платы на РН размещают как на торце, так и на боковой поверхности (при наличии КЗМ).
Литература
1.
Грабин Б.В., Давыдов О.И., Жихарев В.И. и др. Основы конструирования ра-
кет-носителей космических аппаратов: Учеб. для студентов вузов /Под ред. В.П. Мишина,
В.К. Карраска. М., Машиностроение, 1991.
2.
Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Ракеты-носители: Учеб. пособие. МАТИ, М.,
3.
Паничкин Н.И., Слепушкин, Ю.В. и др. Конструкция и проектирование кос-
1993.
мических летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1986.
4.
Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М., Ма-
шиностроение, 1974.
5.
Ракеты-носители. Под ред. проф. С.О. Осипова. М., Воениздат, 1981.
6.
Синюков А.М., Морозов Н.И. Конструкция управляемых баллистических ра-
кет. М., Воениздат, 1969.
103
Оглавление
Основные обозначения и сокращения ....................................................................................................................... 1
Введение ....................................................................................................................................................................... 3
1. Строение и основные параметры атмосферы Земли ............................................................................................ 5
1.1. Классификация ракет ....................................................................................................................................... 7
2. Характеристика реактивного принципа движения и особенности ракетного полета ..................................... 10
2.1. Траектория полета ракеты-носителя............................................................................................................. 11
2.2. Силы и моменты, действующие на ЛА на активном участке траектории полета .................................. 14
2.2.1. Движение точки переменной массы ...................................................................................................... 14
2.2.2. Тяга ракетного двигателя и показатели его эффективности................................................................ 16
2.2.3. Первая задача Циолковского .................................................................................................................. 22
2.2.4. Формула Циолковского для многоступенчатой ракеты....................................................................... 26
3. Общие сведения об устройстве РН ...................................................................................................................... 30
3.2. Конструктивно-силовые схемы корпуса ступени........................................................................................ 32
3.2.1. Структура корпуса ступени ........................................................................................................................ 32
3.3. Баки .................................................................................................................................................................. 37
3.3.1. Назначение баков и требования, предъявляемые к ним ...................................................................... 37
3.3.2. Схемы баков ............................................................................................................................................. 38
3.3.3. Конструкция баков .................................................................................................................................. 40
4. Системы наддува топливных баков ..................................................................................................................... 50
4.1. Предохранительные устройства для сброса избыточного давления ......................................................... 53
5. Арматура топливных баков .................................................................................................................................. 56
5.1. Заборные устройства баков ........................................................................................................................... 56
5.2. Система синхронного опорожнения баков (СОБ) ....................................................................................... 60
5.3. Система контроля уровня при заправке (СКУ)............................................................................................ 63
5.4. Трубопроводы, тоннельные трубы ............................................................................................................... 64
5.5. Сильфоны и гибкие трубопроводы ............................................................................................................... 67
5.6. Соединения трубопроводов ........................................................................................................................... 69
5.7. Устройства в баках для гашения колебаний топлива.................................................................................. 71
5.8. Крепление элементов арматуры .................................................................................................................... 72
5.9. Люки, штуцера, фланцы баков ...................................................................................................................... 74
6. Конструктивно-силовые схемы отсеков корпуса РН ......................................................................................... 77
6.1. Бесстрингерные (гладкие) отсеки ................................................................................................................. 77
6.2. Каркасные отсеки ........................................................................................................................................... 78
6.3. Отсеки вафельной конструкции .................................................................................................................... 82
6.4. Отсеки гофрированной и сотовой конструкции .......................................................................................... 83
6.5. Ферменные отсеки .......................................................................................................................................... 86
7. Системы разделения ступеней и отделения головной части ............................................................................. 89
7.1. Конструкция элементов систем разделения и отделения ГЧ ..................................................................... 89
8. Конструкция элементов специального назначения корпуса РБл ..................................................................... 96
8.1. Теплозащитные днища (донная защита) ...................................................................................................... 96
8.2. Теплозащитные экраны.................................................................................................................................. 97
8.3. Отражательные устройства ........................................................................................................................... 97
8.4. Узлы связи с комплексом наземного оборудования (связи "БОРТ-ЗЕМЛЯ") .......................................... 98
8.5. Транспортировочные опоры .......................................................................................................................... 99
8.6. Узлы силового крепления РН к стартовому сооружению ........................................................................ 100
8.7. Узлы силовой связи с агрегатами обслуживания ...................................................................................... 101
8.8. Заправочные соединения компонентов топлива........................................................................................ 102
8.9. Платы электрических и пневматических разъемов ................................................................................... 102
Литература ............................................................................................................................................................... 103
104