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

812	Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

способом. Пайку сборочных единиц ведут в электропечах сопротивления или вакуум но компрессионных индукционных печах, медленно вращая изделие. В печи создают ар гоно гелиевую атмосферу с избыточным дав лением до 0,5 МПа, а внутреннюю полость паяемого узла вакуумируют. В зависимости от конструкционного материала и состава припоя температура пайки задается в пределах 1100… …1500 K при времени выдержки 10…30 мин. Весь процесс пайки, учитывая плавный харак тер достижения и спада рабочего режима, за нимает несколько часов. Для изготовления СГ также пользуются пайкой, которую осуществ ляют в шахтной индукционной печи, в арго новой атмосфере, при 1200 К. Отдельные пая ные сборочные единицы соединяют в единое целое посредством сварки — электроннолуче вой (детали внутренней стенки) и автоматиче ской, в защитной среде, плавящимся электро дом (СГ и детали наружной стенки).

Вотличие от отечественной техники, за рубежные ЖРД, рассчитанные на средний

уровень pк до 7 МПа, содержат камеры трубча той конструкции. Их корпуса образованы спа янными между собой профилированными трубками толщиной 0,2…0,5 мм из коррозион но стойкой стали либо никелевого сплава, по которым протекает охлаждающее горючее. Прочность корпуса обеспечивается бандажа ми. СГ — обычно съемная, с многочисленны ми (до нескольких тысяч) прямыми или на клонными отверстиями для распыла топлива.

7.1.5.ГАЗОГЕНЕРАТОР

Вбольшинстве ЖРД жидкостной двух компонентный ГГ является необходимым аг регатом, особенно для современных ЖРД, вы полненных по схеме с дожиганием генератор ного газа в КС.

Наиболее широко ГГ применяются для привода турбонасосных агрегатов.

Основными задачами при разработке га зогенераторов являются:

обеспечение полноты сгорания топлива; обеспечение равномерного температур

ного поля газа на выходе из ГГ; обеспечение устойчивости рабочего про

цесса (приемлемый уровень колебаний давле ния газа и вибраций).

Вконструктивно технологическом отно шении ГГ представляет собой камеру, во многом похожую на КС ЖРД, в которой на

основе экзотермических процессов горения топлива происходит выработка генераторного газа со сравнительно низкой температурой — 600…1300 К.

Получение указанных температур может быть осуществлено как в ГГ с избытком горю чего (восстановительные ГГ), так и в ГГ с из бытком окислителя (окислительные ГГ).

На рис. 7.1.26 приведена форсуночная го ловка восстановительного ГГ ЖРД РД 216, выполненного по схеме без дожигания.

Сложность разработки ГГ для двигателя с дожиганием генераторного газа по сравнению

с двигателем	дожигания обусловлена:
более	десятикратным увеличением дав

ления; более чем стократным увеличением рас

ходов; значительное превышение массового рас

хода одного компонента по отношению к дру гому (до ~50 раз) для окислительных ГГ.

Не менее сложные задачи по обеспече нию многорежимности работы ЖРД.

Например, при дросселировании до 30 % от номинала в ГГ:

давление понижается в 5 раз; расход топлива понижается в 4 раза;

температура генераторного газа понижа раз;

перепад на форсунках понижается в 60 раз.

Рис. 7.1.26. Форсуночная головка:

1 — струйно центробежная форсунка; 2, 3 — центробежные форсунки

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

7.1.5. ГАЗОГЕНЕРАТОР	813

Рабочий процесс в ГГ можно представить в виде двух последовательных стадий:

на первой стадии происходит собственно процесс горения недостающего компонента и части избыточного при температуре, близкой к температуре в КС ЖРД;

на второй стадии оставшаяся часть избы точного компонента взаимодействует с обра зовавшимися в первой стадии продуктами сго рания, снижая их температуру до температуры генераторного газа.

Вобеспечение двухстадийного рабочего процесса в конструктивном отношении разра ботаны двухзонные ГГ.

Вних в форсуночную головку ГГ подает ся весь недостающий компонент и малая часть избыточного компонента (I зона), а оставшая ся его масса вводится на некотором расстоя нии от головки через дополнительные распы ливающие устройства (II зона).

Для двигателя РД 253 был создан окисли тельный двухзонный ГГ (рис. 7.1.27) с распы лительным поясом разбавления, со сфериче ской формой силового контура и регенератив но охлаждаемым цилиндрическим реакцион ным пространством. В нем в сферическом объ

еме диаметром 380 мм ежесекундно 450 кг топ лива при давлении 2,45 кН/см2 (250 кгс/см2) превращаются в газ с температурой 550 С.

Двухстадийный рабочий процесс можно организовать и в однозонном (более техноло

Рис. 7.1.27. Окислительный двух зонный газогенератор

Рис. 7.1.28. Форсунка с контуром избыточного компонента

гичном и надежном) ГГ — за счет применения форсунок с контуром избыточного компонен та, обеспечивающим необходимое распределе ние этого компонента вдоль зоны горения (рис. 7.1.28). В такой двухкомпонентной фор сунке весь расход, например, горючего и часть расхода окислителя, аналогично первой зоне двухзонного ГГ, реагирует при высокой темпе ратуре (2500 К) во внутренней полости, так называемой форкамере.

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

814	Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Рис. 7.1.29. Однозонный окислительный газогенератор

Снижение температуры продуктов сгора ния до требуемой выходной обеспечивается благодаря струйному впрыску оставшейся час ти окислителя через межреберные каналы на внешней цилиндрической поверхности фор сунки (вторая зона двухзонного ГГ).

Однозонный окислительный ГГ для се мейства двигателей РД 171 и РД 180 представ лен на рис. 7.1.29.

Обеспечение равномерности темпера поля на выходе из ГГ достигается

благодаря специальной доводке гидравличе ских характеристик форсуночной головки (учет трактовых потерь при растекании компонента по площади головки) и форсу нок (корректировка расходов для обеспече ния одинакового соотношения компонен тов).

Для обеспечения устойчивости рабочего процесса в ГГ используют:

варьирование тонкостью распыла и даль нобойностью факела или струй топлива;

Рис. 7.1.30. Форсуночная головка с цилиндрическими каналами

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

7.1.6. ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ	815

использование форсунок разной произ водительности («классы» по расходам);

применение антипульсационных перего родок.

Однако указанные способы в ГГ оказа лись менее эффективными, чем в камерах сго рания ЖРД без дожигания, из за специфики его рабочего процесса двукратное увеличе ние давления и 3–8 раз пониженная темпера тура в реакционном пространстве.

В последующих разработках ГГ использу ется высокоэффективный и практически уни версальный способ обеспечения устойчивости рабочего процесса — локализация горения в малых, не связанных друг с другом каналах, где не могут возникать пульсации давления значи тельных амплитуд и частот, опасных для конст рукции двигателя.

Для реализации указанного способа внут реннее днище форсуночной головки выполня ется с цилиндрическими каналами, число ко торых равно количеству двухкомпонентных форсунок (рис. 7.1.30).

7.1.6. ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ

Общая характеристика ТНА

На ТНА приходится 20…30 % массы ЖРД. Их мощность достигает многих десят ков МВт, они обеспечивают подачу топлива

с расходом до 3 т/с и давлением свыше 70 МПа. От промышленных турбоустановок ТНА отличает малая относительная масса (менее 10 г/кВт в современных ЖРД), что во многом обусловлено высокими окружными скоростями на периферии ротора (до 600 м/с) и применением в конструкции высокопроч ных сплавов: железных, никелевых, титано вых и др. Эти сплавы обеспечивают стой кость конструкции в химически агрессивной среде.

Для современных ЖРД характерна конст руктивная схема ТНА, в которой турбина и то пливные насосы расположены соосно и вра щаются с одинаковой частотой; при этом кон сольно расположенная турбина имеет общий вал с насосом одного компонента, а вал насоса другого компонента приводится через шлице вую муфту или рессору (рис. 7.1.31). В ЖРД, работающих на кислородно водородном топ ливе, компоненты которого значительно раз личаются по плотности (и, следовательно, оп тимальные частоты вращения насосов различ ны), могут предусматриваться раздельные ТНА для подачи окислителя и горючего, либо (при малой мощности агрегатов) многоваль ные ТНА с шестеренчатым редуктором. Кон кретная схема ТНА выбирается с учетом полу чаемых энергетических и массовых характери стик, наличия дополнительных систем (смазка

Рис. 7.1.31. ТНА РД 107:

1 — турбина; — насос окислителя; 3 — насос горючего; 4 — насос перекиси водорода; 5 — насос жидкого азота; 6 — теплообменник

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

816	Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

и охлаждение редуктора), стоимости отработ ки и изготовления.

Проектирование ТНА включает ряд эта пов. Вначале по методикам, основанным на одномерных моделях, с опыта преды дущих разработок рассчитывается геометрия

проточной части агрегатов	выполнения эс
кизных компоновок.	проводятся углуб

ленные расчеты проточной части, гидро и га зодинамических характеристик, механических и тепловых нагрузок для насосов и турбин. Для оптимизации проточных частей использу ются двухмерные, квазитрехмерные и трехмер ные модели.

Насосы

Насосы современных ЖРД являются, как правило, осерадиальными: содержат центро бежное или диагональное колесо с установ ленным перед ним осевым колесом (напри мер, шнеком). Широкое применение получи ли шнекоцентробежные насосы, выполненные с одно и двусторонним входом жидкости в рабочее колесо (обычно — закрытого типа). В одной ступени насоса может реализоваться давление несколько десятков МПа при расхо де до 1,7 м3/с; число центробежных ступеней достигает трех. Чисто осевые насосы в связи с малым напором, получаемым в одной ступени, используют в качестве бустерных агрегатов, устанавливаемых перед основными насосами.

При расчетах криогенных насосов учиты вают сжимаемость и изменение термодинами ческих параметров перекачиваемых жидко стей. На энергетические и кавитационные ха рактеристики насоса влияют находящиеся в жидкости пары, свободные и растворенные га зы. Подавляющее большинство насосов ЖРД работают в режиме слабо развитой (скрытой) кавитации при низком входном давлении, по зволяющем снизить массу конструкции топ ливных баков и содержащегося в них газа над дува. Возможность возникновения развитой кавитации со всеми нежелательными послед ствиями учитывают при расчете запуска ЖРД, когда наблюдаются характерные «провалы» давления на входе в насосы. Необходимо учи тывать также возможность возникновения ка витационных автоколебаний в двигательной установке РН. Их совпадение по частоте с соб ственными колебаниями питающих магистра лей, баков или корпуса РН приводит к про дольной неустойчивости РН с возможным ее разрушением.

Высокие антикавитационные качества насоса достигаются специальным профилиро ванием проточной части, наряду с выбором геометрических размеров. Входной патрубок проектируют в расчете на ускорение потока — в целях снижения гидравлических потерь и выравнивания поля скоростей перед шнеком, обеспечивая в этом месте скорость потока 5…20 м/с. Используют шнеки переменного шага с втулкой переменного диаметра. При высоком гидравлическом КПД геометрия ло паток шнека должна обеспечить напор, доста точный для устойчивой, бессрывной работы последующего центробежного колеса, а также должна предотвратить кавитационную эрозию проточной части в пределах рабочего ресурса. При выборе геометрических размеров шнека учитывается их влияние на виброактивность насоса и уровень пульсаций давления. Кавита ционный коэффициент быстроходности шне коцентробежных насосов Cкр достигает 4500…5000.

Лопаткам центробежного колеса, создаю щего основную долю напора насоса, придают пространственную форму, профилируемую из условия минимального вихреобразования в потоке. Это необходимо для улучшения энер гетических и вибропульсационных характери стик насоса, а также для снижения гидравли ческих потерь энергии в колесе и отводящем устройстве, преобразующем кинетическую энергию жидкости в статическое давление. При изготовлении насосов применяемые тех нологические приемы должны обеспечить вы сокую повторяемость геометрии проточной части. С этой целью входной патрубок, имею щий сложную пространственную форму, обычно изготавливают методом точного литья. Лопатки шнека выполняют фрезерованием на станках с программным управлением. Центро бежные колеса закрытого типа изготавливают методом гранульной технологии, отливают по выплавляемым моделям, либо фрезеруют с последующей пайкой (сваркой) покрывного диска.

Отводящее устройство насоса в простей шем случае представляет собой спиральную улитку с прямоосным диффузором. С этим устройством, связана возможность по явления гидродинамических радиальных сил, действующих на ротор. С целью их исключе ния в высоконапорных насосах используют лопаточные направляющие диффузоры (аппа раты). В последнее время при конструирова

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

7.1.6. ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ	817

нии насосов большой производительности на метилась отчетливая тенденция к использова нию отводящих устройств с канальными диф фузорными направляющими аппаратами вме сто прежних лопаточных. Новые аппараты бо лее технологичны и позволяют применять ка налы округлой формы с входными кромками, характеризующимися повышенной частотой собственных колебаний, что повышает стати ческую и динамическую прочность корпуса. Как правило, указанные направляющие ап параты комбинируют с последующим спи ральным сборником, оканчивающимся пря моосным диффузором. Корпуса насосов со спиральной улиткой обычно изготавливают литьем, а конструкции корпусов с направляю щими аппаратами являются сварными.

Работоспособность современных ЖРД с дожиганием при низких входных давлениях топлива обеспечивают бустерные ТНА. Для их насосов характерно осевое (с профилирован ными втулкой и лопатками) рабочее колесо с малыми углами атаки по всей высоте предель но заостренной входной кромки колеса. При меняется осевой отвод, который может завер шаться коленом для реализации бокового по ворота потока. Используемая проточная часть обеспечивает высокие КПД и антикавитаци онные качества насоса в широком рабочем диапазоне при отсутствии низкочастотных пульсаций давления и расхода.

Турбины

В ЖРД используют в основном осевые га зовые турбины; значительно реже встречаются центростремительные турбины. Бустерные ТНА содержат гидротурбины, приводимые топ ливными компонентами высокого давления от основных насосов. В ЖРД без дожигания ис пользуют турбины активного типа, сверхзвуко вые, в расчете на срабатывание высокого пере пада давлений (20…50). Для повышения КПД турбины выполняют двухступенчатыми, однако этот параметр достигает лишь 50…70 % ввиду малой величины отношения окружной скоро сти на среднем диаметре ротора к абсолютной скорости газа на входе в турбину. Малорасход ность турбины в сочетании с ограничениями по минимальной высоте роторных лопаток требует парциального подвода газа. Геометрию проточ ной части турбины выбирают из условия полу чения максимальной удельной мощности (реа лизован диапазон 150…750 кВт с/кг) при со блюдении необходимого запаса прочности.

Указанный энергетический параметр является основным и для бустерных турбин, причем для них КПД не считается столь существенной ха рактеристикой.

Турбины ЖРД с дожиганием являются высокорасходными, низкоперепадными (1,2… …2,0), дозвуковыми с подводом газа по всей окружности ротора. Чаще эти «предкамерные» турбины выполняют одноступенчатыми, реак тивными (однако степень реактивности не пре

вышает	0,30 — во избежание чрезмерных
осевых	. Большая высота роторных ло
паток	профилировать их по высоте,

что вместе с условиями дозвукового обтекания лопаток обеспечивает высокий КПД турбины: 75…85 %. Этот параметр является главным кри терием при проектировании проточной части наряду с минимальным уровнем статических и динамических нагрузок на ротор. В кислород но водородных ЖРД турбины выполняют ак тивными, двухступенчатыми, что обусловлено теплофизическими свойствами водородсодер жащего восстановительного газа.

За редким исключением турбины выпол няют неохлаждаемыми. Обычно их корпуса в ЖРД без дожигания — сварные, изготавливае мые из жаропрочного никелевого сплава. В целях облегчения конструкции и устранения проблемы уплотнения горячего газа корпус

сваривают	ходным коллектором; в этом
случае при	разрезать корпус при необ

ходимости демонтажа рабочего колеса. Его из готавливают из жаропрочного сплава, а лопат ки крепят к диску посредством сварки или елочного замкового соединения. Высокона груженные рабочие колеса турбин в ЖРД с дожиганием выполняют за одно целое с ло патками методом точного литья или получают межлопаточные каналы электроэрозионной обработкой. Изготовлены опытные образцы колес методом гранульной технологии. В тур бинах, работающих на окислительном газе, проточная часть (за исключением охлаждае мых поверхностей корпуса) покрывается эма лью, металлокерамическим или никелевым покрытием для защиты от возгорания.

Конструирование ТНА

Широко применяемая конструктивная схема ТНА с консольным расположением тур бины обладает многими достоинствами: сни жение нагрузок на конструкцию газоводов, удобство компоновки высокорасходных насо сов с двусторонним входом, меньшее влияние

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

818	Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Рис. 7.1.32. ТНА РД 170:

1 — турбина; 2 — насос окислителя; 3 — вал; 4 — насос горючего; 5 — рессора

температурных деформаций на работу под шипников, снижение тепловых потоков от турбины в расположенный рядом насос. Ука занная схема органично вписывается в компо новочную схему ЖРД с дожиганием, причем рядом с турбиной удобно размещается насос избыточного топливного компонента, посту пающего в газогенератор (рис. 7.1.32). Такое соседство агрегатов снижает опасность возго рания от возможных утечек рабочих тел из по лостей турбины и насоса. Наличие в ТНА раз дельных валов способствует взаимной изоля ции и исключению опасного сопри косновения разнородных продуктов. Корпуса подсборок, смонтированных на раздельных валах, соединяют посредством шпилек через радиальные шпонки, компенсирующие взаим ные температурные перемещения агрегатов при работе. Бустерные ТНА, содержащие гид ро или газовые турбины, удобно компонуют ся в едином корпусе, чем достигается простота конструкции, компактность и малая масса. В целях компактности рабочую решетку тур бины выполняют совместно со шнеком, выно ся турбинные лопатки на его периферию.

В качестве опор для роторов ТНА ис пользуют в основном шарикоподшипники. В ранних конструкциях ТНА с относительно низкой частотой вращения (до 200 с 1) и крат ковременным рабочим ресурсом для смазки и охлаждения подшипников использовалась консистентная смазка. В современных конст рукциях ее функции выполняет сам перекачи ваемый компонент топлива. Его проток созда

ется благодаря перепаду давлений между соот ветствующими полостями насоса, либо при помощи отдельного винтового насоса, кото рый размещают на роторе вблизи подшипни ка. Ротор ТНА в большинстве случаев опира ют на два подшипника: радиальный и радиаль но упорный. В процессе исследовательских работ накоплен ограниченный опыт использо вания гидростатических подшипников, кото рые весьма перспективны для высокоскорост ных роторов применительно к ЖРД длитель ного ресурса (многократного применения).

Необходимо стремиться к достижению максимальной частоты вращения вала, что яв ляется эффективным средством для уменьше ния габаритов и массы агрегатов; в большин стве случаев также возрастает КПД. Ограничи вающими факторами, помимо кавитационных характеристик насосов, являются критические частоты вращения вала, работоспособность подшипников и контактных уплотнений. В последних конструкциях ТНА находят при менение так называемые гибкие роторы, вра щающиеся с частотой выше критических зна чений. Это обстоятельство учитывают при рас чете переходных режимов работы ЖРД.

Высокие давления в рабочих полостях ТНА вместе с большими поверхностями вра щающихся деталей приводят к появлению на роторе значительных сил, воспринимаемых ра диально упорными подшипниками, износ кото рых нередко лимитирует ресурс ТНА. Поэтому стремятся уменьшить результирующую осевую силу на роторе выбором местоположения рабо

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

7.1.6. ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ	819

чих колес и размещением на разных диаметрах крыльчатки уплотнительных элементов. Теоре тически таким образом можно полностью раз грузить подшипник на определенном (номи нальном) режиме. В действительности погреш ности в изготовлении деталей могут вызвать за метные осевые силы даже на этом режиме. На других же режимах (включая переходные) без принятия дополнительных конструктивных мер осевые силы достигли бы недопустимых вели чин. Во избежание этого предусматривают авто матические устройства разгрузки подшипника во всем рабочем диапазоне. Они содержат рас положенную внутри насоса поверхность ротора, на которую действует переменное давление, за висящее от осевого положения ротора, с управ лением величиной давления за счет дроссели рующей щели, созданной между корпусом и вращающейся поверхностью. При изменении баланса осевых сил ротор перемещается в осе вом направлении до уравновешивания осевой силы, вызвавшей перемещение.

Для разделения насосных полостей высо кого и низкого давления используют плаваю щие кольца и неподвижные лабиринтные уп лотнения с различной конструкцией гребеш ков, с гарантированным радиальным зазором. В последних конструкциях (включая кислород ные насосы) получают распространение лаби ринтные уплотнения, прирабатывающиеся в процессе работы. Сложнее осуществить герме тизацию вращающихся валов, исключающую образование взрывчатых и самовоспламеняю щихся смесей в межнасосной полости ТНА. С этой целью обычно предусматривают две группы уплотнений с расположенной между ними дренажной полостью, которую через тру бопровод сообщают с наружной средой. Пер вые уплотнения герметизируют полость насоса с давлением 0,5…2,5 МПа, причем обычно ог раничиваются минимизацией утечек в дренаж ную полость, не добиваясь полной герметично сти. Назначение второй группы уплотнений (с перепадом давлений не более 0,3 МПа) — не допустить дальнейшего проникновения по валу утечек в межнасосную полость.

В первую группу уплотнений входят как гидродинамические, так и контактные уплот нения. В насосах, перекачивающих высококи пящие компоненты топлива, контактные уп лотнения обычно представляют собой резино вые манжеты. Для низкокипящих компонен тов используют сегментные чугунные кольца и фторопластовые манжеты (последние обеспе

чивают герметичность при и захола живании насоса), а также торцовые уплотне ния. Уплотнения второй группы, расположен ные за дренажной полостью, обычно повторя ют конструкцию контактных уплотнений, ис пользуемых в первой группе, причем при ис пользовании торцового уплотнения его рас считывают на сохранение контакта и при вра щении насоса. Применяются торцовые уплот нения сильфонного типа и с вторичными уп лотнениями. Перспективны торцовые уплот нения импульсного типа. Стояночные кон тактные уплотнения могут выполняться с ре зиноармированной манжетой в расчете на пре кращение контакта по валу под действием центробежных сил или с торцевой парой гра фит — металл в расчете на прекращение кон такта под действием возникающего при работе (кислородного) насоса перепада давления.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Абианц В.Х. Теория авиационных газо вых турбин. 3 е изд. М.: Машиностроение, 1979. 246 с.

2.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая ди намика. В 2 х ч.: 5 е изд. М.: Наука, 1991.

3. Алемасов В.Е.,

Дрегалин А.Ф.,

Ти

шин А.П., Худяков В.А. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: справочник в 10 т. / под науч. руководством акад. В.П. Глушко. М.: Изд. ВИНИТИ. АН

СССР, 1971.

4.Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П.

Теория ракетных двигателей. 4 е изд. М.: Маши ностроение, 1989. 464 с.

5.Беляев Н.М. Расчет пневмогидравличе ских систем ракет. М.: Машиностроение, 1983. 219 с.

6.Большаков Г.Ф. Химия и технология компонентов жидкого ракетного топлива. Л.: Химия, 1983. 320 с.

7.Бугаенко В.Ф. Пневмоавтоматика ра кетно космических систем / под ред. В.С. Буб ника. М.: Машиностроение, 1979. 168 с.

8. Бычков В.Н., А., Прищепа В.И.

Космические жидкостно ракетные двигатели. М.: Знание, 1976. 64 с.

9.Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А.

Жидкостные ракетные двигатели, основы теории агрегатов ЖРД и двигательных установок. М.: Воениздат, 1970. 592 с.

10.Волков Е.Б., Судаков Р.С., Сырицын Т.А.

Основы теории надежности ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1974. 399 с.

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

820	Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
11.	Волков Е.Б.,	Сырицын Т.А.,	Ма	31. Папок К.К., Рагозин Н.А. Словарь по
зинг Г.Ю. Статика и динамика ракетных двига				топливам, маслам, смазкам, присадкам и специ
тельных установок. В 2 кн. М.: Машинострое				альным жидкостям. 4 е изд. М., 1975.
ние, 1978.				32. Паушкин Я.М. Жидкие и твердые хи
12.	Володин В.А.,	Ткаченко Ю.Н. Конст		мические ракетные топлива. М., 1978.
рукция и проектирование ракетных двигателей				33. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течение га
/ под ред. В.П. Совейского. М.: Машинострое				за в соплах. М.: Изд во МГУ, 1978. 288 с.
ние, 1984.				34. Полухин Д.А., Орещенко В.М., Моро
13.	Гальперин И.И. и др. Жидкий водород.			зов В.А. Отработка пневмогидросистем двига
М.: Химия, 1980. 228 с.				тельных установок ракет носителей и космиче
14.	Гликман Б.Ф. Автоматическое регули			ских аппаратов с ЖРД. М.: Машиностроение,
рование ЖРД. 2 е изд. М.: Машиностроение,				1987. 248 с.
1989. 296 с.				35. Присняков В.Ф. Динамика жидкостных
15. Горев И.И. Основы производства жид				ракетных двигательных установок и систем пи
костных ракетных двигателей. М.: Машино				тания. М., 1983.
строение, 1969. 356 с.				36. Сарнер С. Химия ракетных топлив / пер.
16.	В.Н., Серегин Е.П. Жидкие ра			с англ. М., 1969.
кетные	. М., 1975.			37. Стернин Л.Е. Основы газовой динами
17.	А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В.			ки. М., 1995.
Системы питания и управления жидкостных ра				38. Сточек Н.П., Шапиро А.С. Гидравлика
кетных двигательных установок. М., 1988.				жидкостных ракетных двигателей. М., 1978.
18.	Колесников К.С. Продольные колеба			39. Шевяков А.А., Калнин В.М., Наумен
ния ракеты с жидкостным ракетным двигате				кова Н.В. Теория автоматического управления
лем. М., 1971.				ракетными двигателями. М.: Машинострое
19.	Колесников К.С., Рыбак С.А.,		Самой	ние, 1978. 288 с.
лов Е.А. Динамика топливных систем ЖРД.				40. Термические константы веществ: спра
М., 1975.				вочник. Т. 1–10. М., 1965–1981.
20. Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред.				41. Термодинамические свойства индивиду
В.П. Глушко. М.: Советсткая энциклопедия,				альных веществ: справочник. 3 е изд. Т. 1–3. М.,
1970. 527 с.				1978–1981.
21.	Локай В.И., Максутова М.К.,		Струн	42. Тимнат И. Ракетные двигатели на хи
кин В.А. Газовые турбины двигателей летатель				мическом топливе / пер. с англ. М., 1990.
ных аппаратов. 4 е изд. М., 1991.				43. Физико химические и эксплуатацион
22. Луарсабов К.А., Пронь Л.В., Сердюк А.В.				ные свойства реактивных топлив: справочник.
Летные испытания ЖРД. М., 1977.				М., 1985.
23. Махин В.А., Миленко Н.П., Пронь Л.В.				44. Химмотология ракетных и реактивных
Теоретические основы экспериментальной от				топлив / под ред. А.А. Браткова. М.: Химия,
работки ЖРД. М., 1973.				1987. 304 с.
24. Миленко Н.П., Сердюк А.В. Моделиро				45. Чебаевский В.Ф., Петров В.И. Кавита
вание испытаний ЖРД. М., 1975.				ционные характеристики высокооборотных
25. Михайлов В.В.,		Базаров В.Г. Дроссели		шнеко центробежных насосов. М., 1973.
руемые жидкостные ракетные двигатели. М.,1985.				46. Чистяков П.Г. Точность систем авто
26.	Мошкин Е.К. Нестационарные режи			матического регулирования ЖРД и ТРД. М.,
мы работы ЖРД. 2 е изд. М., 1970.				1977.
27. Натанзон М.С. Неустойчивость горения.				47. Шевяков А.А. Автоматика
М., 1986.				ных и ракетных силовых установок. 3 е
28.	Натанзон М.С. Продольные автоколе			1970.
бания жидкостной ракеты. М., 1977.				48. Шевяков А.А. Системы управления
29.	Неустойчивость горения в ЖРД / пер. с			кетных двигателей и энергетических устано
англ.; под ред. Д.Т. Харрье, Ф.Г. Рирдона. М.:				вок. М., 1985.
Мир, 1975. 872 с.				49. Штехер М.С. Топлива и рабочие тела
30.	Овсянников Б.В., Боровский Б.И. Тео			ракетных двигателей. М., 1976.
рия и расчет агрегатов питания жидкостных ра				50. Эдельман А.И. Топливные клапаны жид
кетных двигателей. 3 е изд. М., 1986.				костных ракетных двигателей. М.,1970.