Sw-motors.ru

Автомобильный журнал
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое разгонный двигатель

Термодинамика

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Говоря о космических программах, мы в первую очередь думаем о мощных ракетах, которые выводят на орбиту космические корабли. Сердце ракеты-носителя — ее двигатели, создающие реактивную тягу. Ракетный двигатель — это сложнейшее энергопреобразующее устройство, во многом напоминающее живой организм со своим характером и манерами поведения, которое создается поколениями ученых и инженеров. Поэтому изменить что-то в работающей машине практически невозможно: ракетчики говорят: «Не мешай машине работать. » Такой консерватизм, хотя он многократно оправдан практикой космических пусков, все же тормозит ракетно-космическое двигателестроение — одну из самых наукоемких областей деятельности человека. Необходимость изменений назрела уже давно: для решения целого ряда задач нужны существенно более энергоэффективные двигатели, чем те, которые эксплуатируются сегодня и которые по своему совершенству достигли предела.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

В большинстве существующих ракетных двигателей химическая энергия горючего преобразуется в тепло и механическую работу за счет медленного (дозвукового) горения — дефлаграции — при практически постоянном давлении: P=const . Однако, кроме дефлаграции, известен и другой режим горения — детонация. При детонации химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной ударной волной, бегущей с высокой сверхзвуковой скоростью. Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет

1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в

20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Пусть в первой трубе горючая смесь зажигается одним источником, например, автомобильной свечой, расположенной у закрытого конца. После зажигания вверх по трубе побежит медленное пламя, видимая скорость которого обычно не превышает 10 м/c, то есть много меньше скорости звука (около 340 м/с). Это означает, что давление в трубе P будет очень мало отличаться от атмосферного Pa , и показания весов практически не изменятся. Другими словами, такое (дефлаграционное) сжигание смеси фактически не приводит к появлению избыточного давления на закрытом конце трубы, и, следовательно, дополнительной силы, действующей на весы. В таких случаях говорят, что полезная работа цикла с P = Pa = const равна нулю и, следовательно, равен нулю термодинамический коэффициент полезного действия (КПД). Именно поэтому в существующих силовых установках горение организуется не при атмосферном, а при повышенном давлении P Pa , получаемом с помощью турбонасосов. В современных ракетных двигателях среднее давление в КС достигает 200-300 атм.

Попытаемся изменить ситуацию, установив во второй трубе множество источников зажигания, которые одновременно зажигают горючую смесь по всему объему. В этом случае давление в трубе P быстро возрастет, как правило, в семь-десять раз, и показания весов изменятся: на закрытый конец трубы в течение некоторого времени — времени истечения продуктов горения в атмосферу — будет действовать достаточно большая сила, которая способна совершить большую работу. Что же изменилось? Изменилась организация процесса горения в КС: вместо горения при постоянном давлении P = const мы организовали горение при постоянном объеме V = const .

Теперь вспомним о возможности организации детонационного горения нашей смеси и в третьей трубе вместо множества распределенных слабых источников зажигания установим, как и в первой трубе, один источник зажигания у закрытого конца трубы, но не слабый, а сильный — такой, который приведет к возникновению не пламени, а детонационной волны. Возникнув, детонационная волна побежит вверх по трубе с высокой сверхзвуковой скоростью (около 2000 м/с), так что вся смесь в трубе сгорит очень быстро, и давление в среднем повысится как при постоянном объеме — в семь-десять раз. При более детальном рассмотрении оказывается, что работа, совершенная в цикле с детонационным горением, будет даже выше, чем в цикле V = const .

Таким образом, при прочих равных условиях детонационное сгорание горючей смеси в КС позволяет получить максимальную полезную работу по сравнению с дефлаграционным горением при P = const и V = const , то есть позволяет получить максимальный термодинамический КПД . Если вместо существующих ракетных двигателей с дефлаграционным горением использовать двигатели с детонационным горением, то такие двигатели могли бы дать чрезвычайно большие выгоды. Этот результат был впервые получен нашим великим соотечественником академиком Яковом Борисовичем Зельдовичем еще в 1940 году, однако до сих пор не нашел практического применения. Основная причина этому — сложность организации управляемого детонационного горения штатных ракетных топлив.

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Фото: Сергей Фролов

Импульсный и непрерывный режимы

До настоящего времени предложено множество схем организации управляемого детонационного горения, включая схемы с импульсно-детонационным и с непрерывно-детонационным рабочим процессом. Импульсно-детонационный рабочий процесс основан на циклическом заполнении КС горючей смесью с последующим зажиганием, распространением детонации и истечением продуктов в окружающее пространство (как в третьей трубе в рассмотренном выше примере). Непрерывно-детонационный рабочий процесс основан на непрерывной подаче горючей смеси в КС и ее непрерывном сгорании в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенциальном направлении поперек потока.

Читать еще:  Датчик температуры двигателя волга сайбер

Концепция КС с непрерывной детонацией предложена в 1959 году академиком Богданом Вячеславовичем Войцеховским и долгое время изучалась в Институте гидродинамики СО РАН. Простейшая непрерывно-детонационная КС представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров (рис. 2). Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится проточный кольцевой реактивный двигатель. Детонационное горение в такой КС можно организовать, сжигая горючую смесь, подаваемую через смесительную головку, в детонационной волне, непрерывно циркулирующей над днищем. При этом в детонационной волне будет сгорать горючая смесь, вновь поступившая в КС за время одного оборота волны по окружности кольцевого канала. К другим достоинствам таких КС относят простоту конструкции, однократное зажигание, квазистационарное истечение продуктов детонации, высокую частоту циклов (килогерцы), малый продольный размер, низкий уровень эмиссии вредных веществ, низкий уровень шума и вибраций.

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

В рамках проекта Минобрнауки создан демонстрационный образец непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД) с КС диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала 5 мм, который испытан при работе на топливных парах водород—кислород, сжиженный природный газ—кислород и пропан-бутан—кислород. Огневые испытания ДРД проводились на специально разработанном испытательном стенде. Длительность каждого огневого испытания — не более 2 с. За это время с помощью специальной диагностической аппаратуры регистрировались десятки тысяч оборотов детонационных волн в кольцевом канале КС. При работе ДРД на топливной паре водород—кислород впервые в мире экспериментально доказано, что термодинамический цикл с детонационным горением (цикл Зельдовича) на 7-8% эффективнее, чем термодинамический цикл с обычным горением при прочих равных условиях.

В рамках проекта создана уникальная, не имеющая мировых аналогов вычислительная технология, предназначенная для полномасштабного моделирования рабочего процесса в ДРД. Эта технология фактически позволяет проектировать двигатели нового типа. При сравнении результатов расчетов с измерениями оказалось, что расчет точно прогнозирует количество детонационных волн, циркулирующих в тангенциальном направлении в кольцевой КС ДРД заданной конструкции (четыре, три или одну волну, рис. 3). Расчет с приемлемой точностью предсказывает и рабочую частоту процесса, то есть дает значения скорости детонации, близкие к измеренным, и тягу, фактически развиваемую ДРД. Кроме того, расчет правильно предсказывает тенденции изменения параметров рабочего процесса при повышении расхода горючей смеси в ДРД заданной конструкции — как и в эксперименте, количество детонационных волн, частота вращения детонации и тяга при этом увеличиваются.

Рис. 3. Квазистационарные расчетные поля давления (а, б) и температуры (в) в условиях трех экспериментов (слева направо). Как и в экспериментах, в расчетах получены режимы с четырьмя, тремя и одной детонационными волнами

Основной показатель энергоэффективности ракетного двигателя — удельный импульс тяги, равный отношению тяги, развиваемой двигателем, к весовому секундному расходу горючей смеси. Удельный импульс измеряется в секундах (с). Зависимость удельного импульса тяги ДРД от среднего давления в КС, полученная в ходе огневых испытаний двигателя нового типа, такова, что удельный импульс увеличивается с ростом среднего давления в КС. Основной целевой показатель проекта — удельный импульс тяги 270 с в условиях на уровне моря — достигнут в огневых испытаниях при среднем давлении в КС, равном 32 атм. Измеренная тяга ДРД при этом превысила 3 кН.

При сравнении удельных характеристик ДРД с удельными характеристиками в традиционных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) оказывается, что заданный удельный импульс в ДРД достигается при значительно меньшем среднем давлении, чем в ЖРД. Так, в ДРД удельный импульс в 260 с достигается при давлении в КС всего 24 атм, тогда как удельный импульс 263,3 с в известном отечественном двигателе РД-107А достигается при давлении в КС 61,2 атм, которое в 2,5 раза выше. Отметим, что двигатель РД-107А работает на топливной паре керосин—кислород и используется в первой ступени ракеты-носителя «Союз-ФГ». Такое значительное снижение среднего давления в ДРД позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей и снизить требования к турбонасосным агрегатам.

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Фото: Сергей Фролов

В 2014-2016 годах Министерством образования и науки РФ поддержан проект «Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя». Проект предусматривает создание демонстрационного образца непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД), работающего на топливной паре «сжиженный природный газ (СПГ)—кислород». Исполнитель проекта — Центр импульсно-детонационного горения Института химической физики РАН. Индустриальный партнер проекта — Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». В заявке на проект целесообразность использования в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) непрерывно-детонационного горения объяснялась более высоким термодинамическим КПД по сравнению с традиционным циклом, использующим медленное горение, а целесообразность использования СПГ объяснялась целым рядом преимуществ по сравнению с керосином: повышенным удельным импульсом тяги, доступностью и дешевизной, существенно меньшим сажеобразованием при горении и более высокими экологическими характеристиками. Теоретически замена керосина на СПГ в традиционном ЖРД сулит повышение удельного импульса на 3-4%, а переход от традиционного ЖРД к ДРД — на 13-15%.

PDF-версия

  • 26
  • 27
  • 28
  • 29

Характеристика разгона двигателя на приёмистости

Автоматизация приёмистости ГТД

Лекция 11

Приёмистость двигателя – процесс перехода с режима маголого газа на режим максимальной тяги. Этот процесс характеризуется временем приёмистости . Чем меньше , тем лучше. Время приёмистости зависит от разгонных свойств двигателя, программы управления подачей топлива, изменение геометрии компрессора и площади критического сечения сопла.

Читать еще:  Что такое пьезоэлектрический двигатель

Разгон двигателя на приёмистости наиболее полно отображается на характеристике компрессора. Для разгона двигателя необходим избыточный момент на турбине, что обеспечивается увеличением расхода топлива и соответствующим повышением температуры . Рост температуры ограничивается предельно допустимым её значением и снижением газодинамической устойчивости компрессора. Поэтому оптимальной линией разгона двигателя на характеристике компрессора является линия, расположенная ниже границы устойчивости с определённым запасом.

Время приёмистости двигателя может быть определено из уравнения движения ротора турбокомпрессора:

.

Время приёмистости тем меньше, чем меньше момент инерции ротора и чем больше избыточный момент на турбине .

Особенностью приёмистости двухкаскадного ТРД является увеличение скольжения роторов по сравнению со скольжением роторов при медленном изменении частоты вращения.

Характер изменения скольжения роторов двухвального ТРД

1- на установившемся режиме, 2 – при разгоне, 3 – при дросселировании

При резком увеличении расхода топлива теплоперепад на турбине ВД увеличивается в большей степени, чем на турбине НД. Это приводит к ускоренному увеличению частоты вращения ротора ВД и увеличению скольжения роторов.

Разгонная характеристика для ротора ВД имеет такой же вид, как и для одновального ТРД.

1 – оптимальный разгон, 2 – реальный разгон, 3 – линия установивших ся режимов, 4 — дросселирование.

При разгоне уменьшается, а при дросселировании увеличивается.

Разгонная характеристика по ротору НД определяется расходом воздуха на выходе из компрессора НД, т.е. частотой вращения ВД. При медленном разгоне происходит снижение запаса . При быстром разгоне из-за увеличения скольжения роторов увеличивается отсос воздуха с выхода компрессора НД. Это приводит к увеличению запаса устойчивости компрессора НД. При дросселировании двигателя из-за резкого уменьшения расхода топлива вначале наблюдается увеличение , затем из-за уменьшения скольжения роторов – уменьшение запаса устойчивости.

При проектировании двигателя время приёмистости определяется в результате интегрирования системы дифференциальных уравнений и построения переходного процесса по частоте вращения. , при использовании механизации сопла .

Для получения минимального времени приёмистости необходимо изменять расход по такой программе, чтобы разгон осуществлялся по оптимальной линии на характеристике компрессора. При этом допустимый избыток топлива при разгоне двигателя определяется устойчивостью компрессора и допустимой максимальной . Программа изменения составляется на основе кривых разгона на характеристике компрессора. Для каждой точки кривой разгона можно определить соответствующие значения и и построить оптимальную программу подачи топлива в двигатель .

Быстродействие системы подачи топлива намного превышает требуемую скорость подачи топлива во время приёмистости. В целях исключения повышенной подачи топлива при резком переводе РУД применяют специальные автоматы приёмистости. К которым относятся гидрозамедлитель и ограничитель нарастания давления.

|следующая лекция ==>
Лекция №11|Гидрозамедлитель как автомат приёмистости двигателя

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Что важнее: лошадиная сила или крутящий момент?

Бороздил просторы интернета и наткнулся на такую интересную статью. Поскольку до конца так и понимал в чем же отличие между этими двумя параметрами, решил почитать. И вы знаете, я таки понял в чем смысл мощности и момента! Настолько просто и понятно в статье всё написано. Решил посмотреть ещё статейки на эту тему, но другие были более громоздкие и запутанные, что я решил не захламлять себе голову ненужной информацией и на этом закрыть для себя данный вопрос. А если кому то интересно, может ознакомиться с этой статьей ниже или по ссылке:

Основная выжимка из статьи:
Мощность мотора – величина не постоянная, а зависящая, прежде всего, от оборотов двигателя. Рядом со значениями максимальной мощности всегда указываются обороты, при которых она достигается. Наибольшую мощность современные моторы выдают в среднем при 5500–6500 об/мин. Hо кто ездит в таких режимах? В обычной городской езде тахометр показывает 2500–3000 об/мин. Не сложно представить, что если свой максимум двигатель достигает, к примеру, при 6000 оборотах, то при 3000 оборотах мощность будет вдвое меньше. Поэтому чтобы быстро ускориться, вы должны держать обороты двигателя в диапазоне, где находится максимальная мощность. Вот почему часто приходится переходить на передачу вниз, тем самым увеличивая обороты двигателя. Теперь представим, что нужно совершить обгон. Тут как нельзя, кстати, пришлись бы все лошадиные силы мотора, чтобы максимально ускориться. Hо к сожалению, нельзя сразу весь «табун» (допустим мощность автомобиля 100 л. с.) мобилизировать. Двигатель должен раскрутиться до 6000 об/мин., при которых в вашем pаспоpяжении окажутся все 100 «лошадей». Для этого мотору нужно время. Вот здесь-то и играет решающую роль крутящий момент.

Мощность двигателя – это энергия, вырабатываемая двигателем. Эта энергия преобразуется в крутящий момент на выходном валу двигателя, изменяется в его коробке и редукторе ведущего моста (если он есть) и попадает на колеса.
Таким образом, крутящий момент – это то, что на самом деле толкает машину вперед, а мощность – это то, что этот крутящий момент производит.

Даже при маломощном двигателе, мы сможем тронуться и вести груз за счет подбора передаточного отношения в коробке передач на малой скорости. Но затем нам захочется ехать быстрее, а для этого нужно, чтобы был достаточный крутящий момент во всем диапазоне скоростей, что достигается подбором шестерен на всех передачах в коробке передач и запасом мощности двигателя. Крутящий момент – это сила, умноженная на плечо ее приложения, которую может «предоставить» двигатель автомобилю для преодоления тех или иных сопротивлений движению. Сила измеряется в ньютонах, рычаг – в метрах. Чтобы было совсем понятно, приведем такой пример: 1 Н·м – это сила, с которой 0,1 кг давят на конец рычага длиной 1 м. В двигателе внутреннего сгорания роль рычага исполняет кривошип коленвала, через который и создается крутящий момент.
Именно от него зависит время достижения двигателем максимальной мощности, а значит и динамика разгона. Образно говоря, крутящий момент это «пастух», который «сгоняет» в единую упряжку все лошадиные силы мотора. Чем больше крутящий момент, тем быстрее двигатель набирает обороты, и тем скорее собирается воедино вся мощь мотора, и, соответственно, тем лучше ускоряется автомобиль.

Второй важный нюанс – обороты, на которых мотор развивает максимальный крутящий момент. Если, к примеру, максимум выдается при 4000 об/мин, то нужно некоторое время, чтобы pаскpутить двигатель. Здесь-то и теряется время, столь важное при том же обгоне.

Читать еще:  Шумно работает двигатель 2az

Другое дело, если максимальный момент двигатель выдает, скажем, при 2000 об/мин. Тогда нет проблем, вы просто давите на газ, и машина сразу набирает ход, не теряя времени на pаскpутку мотора.

Получается, что главное в крутящем моменте не только его величина, но и обороты, при которых она достигается. Чем они меньше, тем лучше.
Как правило, большим запасом крутящего момента отличаются многоцилиндpовые моторы, двигатели с наддувом. Абсолютными лидерами по крутящему моменту являются дизели, а особенно тракторные. Некоторые из них достигают своего максимума уже с 1500 об/мин. Такие двигатели называют «тяговитыми». Когда говорят, что двигатель «хорошо тянет внизу», это значит, что пик крутящего момента приходится на невысокие обороты, например, 1500–2000 об/мин.

Бензиновые двигатели по сравнению с дизельными развивают не самый большой крутящий момент. К тому же максимального значения он достигает только на средних оборотах (в районе 4000–4500). Зато бензиновые моторы могут раскручиваться до 7000–8000 об/мин, что позволяет им развивать довольно большую мощность. Ведь согласно вышеприведенному утверждению, мощность зависит от количества оборотов. По этой же причине дизельные двигатели (развивают не более 5000 об/мин) проигрывают в максимальной мощности бензиновым собратьям.

Максимальная мощность двигателя прежде всего определяет максимальную скорость автомобиля. А крутящий момент – быстроту достижения мотором этой максимальной мощности. Золотое правило механики: выигрывая в крутящем моменте, проигрываем в частоте вращения. При стартах на ускорение бензиновый двигатель у дизеля выиграет, так как последнему придется чаще переключать передачи, поскольку пик крутящего момента достигается моментально (вот оно, превосходство момента!), а это дает секундные замедления оборотов и соответственно скорости. Ради справедливости отметим, что такая ситуация будет наблюдаться на гонках по прямой. В обыденности же бензиновому двигателю придется держать обороты на максимуме, чтобы «погоняться» с дизелем. Или, скажем, на шоссе, двигаясь со скоростью 100 км/ч, «дизелю» для ускорения не потребуется переключение, а бензиновому нужна передача пониже.

Кстати, вышеприведенные примеры касаются только двигателей внутреннего сгорания. У электродвигателей или, скажем, паровых все с точностью до наоборот: чем меньше крутящий момент, тем выше мощность. Поэтому в наше время популярностью пользуются гибридные, бензиново-электрические силовые установки: там где двигатель внутреннего сгорания бессилен, в работу включается электромотор и наоборот.
А общий вывод такой: крутящий момент – это то, что на самом деле толкает машину вперед, а мощность – это то, что этот крутящий момент производит.
Так что платим за лошадиные силы, а ездим на моменте!

Разгонный блок

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей. Согласно изобретению разгонный блок содержит две соосные ступени. Вторая ступень имеет приборный отсек и маршевый двигатель, который является общим для обеих ступеней. Она размещена во внутреннем пространстве сбрасываемого торового топливного бака первой ступени и соединена с верхней частью этого бака. Баки первой ступени сообщены с баками второй ступени трубопроводами перелива топлива. На нижней части внешней оболочки торового бака выполнены стыковые узлы для крепления разгонного блока к ракете-носителю. Изобретение позволяет повысить плотность компоновки разгонного бака, сократив его длину и увеличив зону полезной нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а точнее к разгонным блокам ракет-носителей.

Известны разгонные блоки, имеющие две ступени, двигательную установку с маршевым двигателем и топливными баками, приборный отсек (см., например, книгу: «Ракеты-носители», под ред. С.О.Осипова, М., Воениздат, 1981 г., с. 32 — 38).

Недостатком известных блоков являются их недостаточно плотная компоновка и значительные продольные габариты.

Задачей данного изобретения является получение разгонного блока с техническим результатом в виде повышения плотности компоновки блока и сокращение его длины с целью увеличения объема зоны полезной нагрузки, энергетики блока.

Решение данной задачи достигается тем, что в разгонном блоке, имеющем две ступени, двигательную установку с маршевым двигателем и топливными баками, приборный отсек, в соответствии с изобретением маршевый двигатель является общим для обеих ступеней разгонного блока, баки первой ступени соединены с баками второй ступени трубопроводами перелива топлива, первая ступень выполнена в виде сбрасываемого в полете торового бака, к верхней части внутренней оболочки которого присоединена вторая ступень, а на нижней части внешней оболочки выполнены стыковые узлы для крепления разгонного блока к ракете-носителю.

На чертеже показан общий вид двухступенчатого разгонного блока соосной схемы. Первая ступень имеет торовый бак 1. Вторая ступень имеет топливный бак 2. Маршевый двигатель 3 двигательной установки является общим для обеих ступеней разгонного блока. Вторая ступень размещена внутри торового топливного бака первой ступени, при этом торовый бак выполнен с возможностью его сбрасывания в полете. Внутри торового бака располагается силовая коническая перегородка 4. Баки первой ступени соединены с баками второй ступени трубопроводами перелива топлива. Приборный отсек 5 установлен сверху на топливном баке второй ступени и закреплен по верхнему стыку внутренней оболочки торового бака первой ступени, что обеспечивает разгрузку второй ступени от сжимающих усилий. Полезный груз 6 крепится к разгонному блоку через приборный отсек 5. Сам разгонный блок устанавливается на ракете-носителе через стыковые узлы 7 на нижней части внешней оболочки. При этом усилия от полезного груза передаются через коническую перегородку и далее через внешнюю обечайку торового бака на носитель.

Такая конструктивная компоновка разгонного блока позволяет сократить длину разгонного блока, увеличить объем и массу выводимого на орбиту груза при неизменных габаритах головной части ракеты-носителя и расширить арсенал технических средств, касающихся разгонных блоков.

Разгонный блок, содержащий две ступени, двигательную установку с маршевым двигателем и топливными баками, а также приборный отсек, отличающийся тем, что маршевый двигатель выполнен общим для обеих ступеней разгонного блока, баки первой ступени соединены с баками второй ступени трубопроводами перелива топлива, первая ступень выполнена в виде сбрасываемого в полете торового бака, к верхней части внутренней оболочки которого присоединена вторая ступень, а на нижней части его внешней оболочки выполнены стыковые узлы для крепления разгонного блока к ракете-носителю.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector