- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЖРД |
797 |
|
|
Рис. 7.1. Разъемные сферические соединения:
а — с двухбарьерным упругим металлическим уплотнением; б — с двумя барьерами уплотне ний резиновыми кольцами; в — штуцер но стяжное беспрокладочное
кольцами. В некоторых случаях вместо шлан гов целесообразно использовать жесткие трубо проводы, соединяемые посредством трехзвен ных «статических» шарниров со сферическими сочленениями.
7.1.3. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЖРД
7.1.3.1. Запуск
Запуск ЖРД можно осуществить менее чем за 1 с (от подачи команды до достиже ния номинального значения тяги). Однако
этому препятствует проявление экстремаль ных значений параметров, их сочетаний и градиентов, могущих вывести из строя ЖРД, РН или полезный груз. Контролируемый за пуск может осуществляться через кратковре менный пониженный режим тяги (предвари тельная, промежуточная ступени). Преду сматриваются блокировки операций, а при недопустимых отклонениях контролируемых параметров — аварийное выключение дви4 гателя (АВД).
Для ЖРД на несамовоспламеняющемся топливе необходимы специальные средства зажигания, обеспечивающие воспламенение в камере и ГГ: пиротехнические, электриче ские, химические и др. Зажигание в высот ных (и космических) условиях осложнено тем обстоятельством, что с уменьшением давле ния и температуры внешней среды у боль шинства ракетных топлив ухудшаются харак теристики воспламенения. Нормальное зажи гание в этом случае обеспечивается поддер жанием в полостях КС и ГГ близкого к атмо сферному давления (за счет установки «вы шибных» заглушек в горловинах камер и вы хлопных патрубках турбин), либо кратковре менным созданием в полостях избыточного давления за счет их продувки нейтральным газом (азот, гелий). Продувка производится и при использовании криогенных топлив непо средственно перед запуском и в начальной его стадии с тем, чтобы исключить проник новение быстро образующихся паров одного топливного компонента в магистрали друго го. Для предотвращения кавитацию насосов (и других опасных явлений) производят так же предпусковое охлаждение криогенных расходных магистралей с обновлением содер жащейся в них жидкости.
В ЖРД без дожигания для начальной раскрутки ТНА требуются, как правило, спе циальные средства в виде пороховых старте ров (монтируемых на основной или специ альной пусковой турбине) или пусковых ем костей, из которых топливные компоненты вытесняются в ГГ сжатым газом. Запуск ЖРД с дожиганием вполне осуществим и без посторонних источников энергии. В этом случае необходимая избыточная мощность ТНА (превышение располагаемой мощности турбины над потребляемой насосами) созда ется первоначально благодаря надлежащей организации рабочих процессов в ГГ и КС. Первоначальная подача в них топливных
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
798 |
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
|
|
компонентов происходит под действием пе репадов давлений на участке от входа в ЖРД до соответствующего агрегата. Желательно обеспечить максимально возможный пере пад давлений на турбине в течение всего пускового . При этом необходимо учесть, что слишком быстрый рост давления в ГГ тормозит обратные токи компонентов топлива, когда ротор ТНА не вращается и насосы являются лишь гидравлическими со противлениями.
Опыт создания ЖРД с дожиганием окислительного газа показал, что при низком давлении в ГГ в начале запуска, когда плот ность теплового потока в турбину невысока и турбина не прогрета, она способна выдержать кратковременные температурные всплески, существенно превышающие номинальный рабочий уровень. «Перепадный» канал управ ления определяется развитием рабочего про цесса в КС — «подпором» с ее стороны. Важ но не допустить слишком позднего вступле ния в работу КС, что привело бы к забросу по частоте вращения ТНА. В итоге управле ние запуском сводится к управлению расхо дами топливных компонентов, поступающи ми в ГГ и КС. Дозирование компонентов осуществляется программируемой перена стройкой регулирующих органов, подачей до полнительного расхода из специальных емко стей и т.д.
7.1.3.2.Работа ЖРД в полете
Втечение всего или большей части по летного времени ЖРД работает на основном режиме (главная ступень) с регулированием тяги и массового соотношения топливных компонентов — в целях обеспечения расчет ной траектории полета и полной выработ ки топливных компонентов из баков. ЖРД без дожигания целесообразно регулировать изменением расхода через ГГ; при этом тем пература генераторного газа обычно поддер живается неизменной. Большинство ЖРД с дожиганием содержат окислительный ГГ, и их регулируют изменением температуры ге нераторного газа путем изменения расхода горючего.
Вконце активного участка полета мар шевые камеры могут переводиться на конеч ную ступень: дросселироваться по тяге в
1,5–3 раза. При этом параметры pк и pа сни жаются в равной степени, а Iу может умень шиться на 20…30 м/с. Более глубокое дроссе
лирование камеры нарушает работу смеси тельной головки (ввиду недостаточного пере пада давлений на форсунках для качествен ного распыла топлива и смесеобразования), ухудшает охлаждение (ввиду нехватки хлад агента), может нарушить устойчивую работу ЖРД. Конечная ступень предусматривается для снижения перегрузки, а также для упро щения операций разделения ступеней РН и повышения точности выведения полезного груза на расчетную траекторию: дросселиро вание ЖРД перед остановом снижает им пульс последействия тяги (импульс за время от подачи команды на выключение ЖРД до полного прекращения действия тяги) и, сле довательно, снижается разброс значений ука занного параметра. ЖРД выключают прекра щением подачи топлива в ГГ и камеру путем закрытия отсечных клапанов. В процессе ос танова может производиться удаление топли ва из полостей ЖРД путем продувки их ней тральным газом и открытия дренажных кла панов (что, в частности, снижает импульс по следействия тяги).
7.1.3.3. Автоматика ЖРД
Функционирование ЖРД на различных режимах, как и проведение предпусковых и послепусковых операций, обеспечиваются при помощи агрегатов автоматики. Боль шинство их — клапаны, открывающие и за крывающие проход для жидкостей и газов в основных и управляющих магистралях ЖРД (рис. 7.1.12– 7.1.14). Затвор клапана переме щается либо под непосредственным воздей ствием рабочего потока, либо силой или крутящим моментом, развиваемыми приво дом с движителем в виде поршня, мембраны или сильфона. В соответствии с применяе мыми приводами в ЖРД используют пнев мо , гидро , пиро , электро , электропнев мо , электрогидроклапаны. Выбор типа кла пана определяется назначением, рабочими параметрами, топливом ЖРД и бортовыми источниками энергии. Для привода пнев
используют нейтральные газы (азот, гелий) с давлением 13…25 МПа, элек трическими приводами служат соленоидные механизмы и электродвигатели (бортовое на пряжение 27 В). Для космических ЖРД, раз рабатывавшихся первоначально для боевых ракет, характерно широкое использование пусковых и отсечных пироклапанов одно кратного срабатывания, приводимых газами
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЖРД |
799 |
|
|
Рис. 7.1.12. Клапан горючего камеры сгорания двигателей РД 170, РД 171М, РД 180, РД 191:
1 — корпус; 2 — клапан дренажный; 3 — седло; 4 — клапан; 5 — пружина; 6 — пружина; 7 — поршень
от пиропатронов; они, в свою очередь, сра батывают от электрического импульса. От сечные клапаны проектируют в расчете на высокую герметичность перекрытия магист ралей.
Для управления и регулирования ЖРД после запуска используют дроссели, осуществ ляющие изменение гидравлического сопротив ления магистрали, и регуляторы (рис. 7.1.15–
7.1.17), обеспечивающие поддержание или изменение по определенному закону вели чин расхода, давления и соотношения этих параметров. Точность поддержания пара метра задается не хуже 1…2 %. В указанных агрегатах используют электро и пневмо приводы.
Агрегаты автоматики испытывают воз действие больших перепадов давлений
Рис. 7.1.13. Разделительный клапан |
двигателя РД 191: |
1 — корпус; 2 — пневмопривод; 3 — фильтр; 4 — клапан |
5 — полуось; 6 — резиновое уп |
лотнение; 7 — седло; 8 — заслонка
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
800 |
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
|
|
Рис. 7.1.14. Клапан окислителя газогенератора двигателей РД 171М, РД 180:
1 — корпус; 2 — седло; 3 — клапан; 4 — шток; 5 — пружина; 6 — поршень; 7 — пружина; 8 — крышка; 9 — металлическая манжета; 10 — клапан дренажный; 11 — металлическая манжета; 12 — пружина
Рис. 7.1.15. Цифровой регулятор тяги двигателя РД 191 (вариант):
1 — корпус, 2 — крышка, 3 — направляющая, 4 — затвор, 5 — затвор, 6 — золотник, 7 — опора, 8 — пружина, 9 — электромагнит, 10 — золотник, 11 — гильза, 12 — крышка
(до 50 МПа), интенсивных (скорость более |
бору материалов для контактирующих пар и |
30 м/с, расход до 1 м3/с) потоков жидкостей и |
покрытий. В целях минимизации габаритов и |
высоких вибронагрузок, что предопределяет |
массы, учитывая небольшой потребный ре |
жесткие требования к контровке резьбовых со |
сурс, детали автоматики проектируют на боль |
единений и специфические требования к под |
шие рабочие напряжения. |
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЖРД |
801 |
|
|
Рис. 7.1.16. Стабилизатор дав ления двигателя РД 170:
1 — упор; 2 — направляющая;
3 — корпус; 4 — золотник; 5 — кольцо; 6 — опора; 7 — крыш ка; 8 — пружина; 9 — шайба
Рис. 7.1.17. Электропневмоклапан двигателя РД 170:
1 — электромагнит; 2, 8 — гайка; 3, 12, 15 — клапан; 4, 13 — пружина; 5, 10 — шайба; 6, 9 — кольцо; 7 — корпус; 11 — штуцер; 14 — седло