Первый Сибирский жидкостный ракетный двигатель

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

сгорания, и температурой продуктов сгорания, выходящих из нее. Все это приводит к тому, что уменьшается энергия, сообщаемая потоку в двигателе, и соответственно работоспособность потока.

Проблема получения полезных тяг от ПВРД при больших числах М в какой-то мере решается за счет перехода на другое, более эффективное топливо, например путем замены керосина жидким водородом.

Главный же, решающий метод обеспечения нужного теплоперепада и высокой эффективности гиперзвуковых ПВРД - это переход от дозвуковых к сверхзвуковым камерам сгорания.

Организация эффективного процесса сгорания топлива в двигателе является одной из ключевых задач проектировщиков.

Основные тенденции развития ПВРД, направленные на повышение его эффективности:

• регулируемого входного и выходного устройства, с целью снижения сопротивления и потерь полного давления,

• минимизация массы двигателя, корпус которого выдерживает внешние аэро- и гидродинамические нагрузки, определяемые видом носителя, способом старта и условиями полета;

• интегрированием маршевого ПВРД со стартово-разгонной ступенью (СРС) в целях уменьшения габаритов гиперзвуковой КР и максимального заполнения объема пускового контейнера;

• использование энергоемких топлив с большими удельными массами;

• применение регулирующих систем, реагирующих на положение косого скачка уплотнения, образуемого клином или конусом и замыкающего скачка в воздухозаборном устройстве (ВЗУ);

• обеспечение неоднократного запуска в воздухе;

Вопрос относительно целесообразности применения ВРД на разгонных космических аппаратах остается пока открытым. Еще нет оснований считать, что воздушно-реактивные двигатели могут заменить ракетные при необходимости разгонять до чисел М, больших 10-12. Кроме того, ПВРД, единственно пригодные для практического использования на этих скоростях воздушно-реактивные двигатели, неавтономны. Они сами требуют разгона их до сверхзвуковых скоростей с помощью других средств. Устранить этот недостаток можно за счет создания комбинированных ВРД. Именно этим путем пытаются сейчас идти некоторые зарубежные фирмы в стремлении создать высокоэкономичные двигатели для воздушно-космических аппаратов.

В связи с тем, что основная сложность в проектировании ВРД заключается в обеспечении горения и приемлемого теплового состояния конструктивных элементов в горячей зоне двигателя, дальнейшим направлением работы должно стать - исследование теплового состояния стенок и других элементов камер сгорания.

Библиографические ссылки

1. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей : учебник для вузов / В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер и др. ; под ред. С. М. Шляхтенко. 2-е изд., перераб. и доп.. М. : Машиностроение, 1987.

2. Кулагин В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. 2-е. изд. М. : Машиностроение, 2003.

© Белобровина М. В., 2013

УДК 621.453.457

Я. В. Бочерикова, А. Е. Савина Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ПЕРВЫЙ СИБИРСКИЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Рассматривается история создания двигателя РД-216. Представлены особенности конструкции.

В середине ХХ века началась эпоха бурного развития ракетно-космической отрасли, ставшая оплотом безопасности и могущества страны на мировой арене. Над созданием ракет и космических аппаратов трудились лучшие конструкторские организации и промышленные предприятия, оснащенные самым современным оборудованием.

В конце 50-х гг. ХХ века выявилось существенное отставание СССР в носителях ядерного оружия, способных обеспечить поражение военных объектов на территории стран НАТО в Западной Европе, а также стратегических целей в Азии, части Северной Америки и Африки. Для защиты страны нужна была новая ракета, оснащенная мощным и надежным двигателем. Поэтому 2 июня 1958г. вышло правительственное

постановление о разработке баллистической ракеты средней дальности Р-14 с двигателем РД-216 (8Д514), представленной на рисунке.

По предложению М. К. Янгеля разработка двигательной установки была поручена ОКБ-456, которым руководил академик В. П. Глушко. Коллективу этой конструкторской организации удалось создать замечательный двигатель 8Д514, который явился первым отечественным ЖРД, работающим на высококипящих токсичных компонентах НДМГ и АК-27И. Эта топливная пара обеспечивала высокие энергетические показатели силовой установки ракеты.

В конструкции двигателя впервые в ракетном дви-гателестроении использован принцип модульно-блочного построения ДУ. В его основу положен двух-

Секция «Двигательные установки и системы терморегулированияЛА и КА»

камерный двигательный блок с одним ТНА и газогенератором, расположенными между камерами, агрегатами автоматики и органами регулирования режима работы двигателя. Блочно-модульная конструкция позволяет существенно сократить трудоемкость изготовления двигателя, упрощает его экспериментальную отработку, обеспечивает проведение доводочных испытаний с высоким темпом.

Двигатель РД-216

Двигатель РД-216 состоит из двух двигательных блоков РД-215, объединенных общей рамой и имеющих общую систему запуска от пусковых бачков.

По энергетическим, массовым и габаритным характеристикам превосходил все ранее созданные азотнокислотные двигатели. Это достигнуто в результате использования нового горючего, повышения основных параметров двигателей и использования в конструкции новых технических решений.

К отличительной особенности этого двигателя следует отнести: высокий уровень удельного импульса тяги; использование для привода турбины продуктов сгорания основных компонентов топлива с избытком горючего; применение самовоспламеняющегося топлива; отказ от управления топливными клапанами с помощью сжатого воздуха; введение шнеков на входе в насосы, что улучшило кавитационные характеристики ТНА.

На основании полученных экспериментальных данных по экономичности и устойчивости рабочего процесса был выбран вариант камеры с сотовым расположением форсунок и длиной цилиндрической части 300 мм.

Двигатель на запуске стал выходить сразу на номинальный режим.

Статистика испытаний выбранного варианта камеры двигателя РД-216 показала эффективность разработанного смесеобразования. Она позволила уточнить

удельный импульс тяги и ввести в документацию его фактически полученное значение 246 с.

ТНА одновальной консольной схемы с разрезным валом. Состоит из двух блоков - насоса окислителя и насоса горючего с двухступенчатой турбиной. На впускном коллекторе турбины закреплен пиростар-тер. Пиростартер имеет систему прогрева заряда для стабилизации режима раскрутки ТНА. Для повышения кавитационной устойчивости насосов при более низком давлении наддува, введены шнековые предна-сосы. Сброс отработанного газогенератором газа осуществляется через дополнительные сопла.

Особенностью конструкции газогенератора является наличие демпфирующего устройства, состоящего из мембраны и короткого глухого трубопровода. При возникновении пульсаций давления газов в газогенераторе мембрана разрушается, и наличие присоединенного объема приводит к гашению колебательного процесса.

Доводочные испытания насосов проводились в два этапа. На первом этапе, длившемся с июня 1959 по январь 1960 г., было установлено, что фактические коэффициенты полезного действия (КПД) насосов существенно выше принятых в расчетах. Это позволило снизить число оборотов ротора ТНА с 10 000 об/мин, указанных в эскизном проекте, до 9 500 об/мин.

Наддув бака окислителя осуществляется сжатым воздухом, бака горючего-сжатым азотом. Компоненты топлива самовоспламеняющиеся. Баки отделены от ТНА пусковыми мембранами клапанами с пиро-приводом. После прорыва мембран, происходит заливка ТНА компонентами до соответствующих пусковых клапанов. Органы управления - газоструйные рули. Конструкция камер сгорания - паяносварная, корпус образован стальной стенкой и стальной рубашкой, соединенными гофрированными проставка-ми.

В конце 1970-х п. Конструкторским бюро «Энер-гомаш» был разработан вариант модернизации двигателей РД-216 ракет Р-14, снимаемых с боевого дежурства и находящихся на хранении в арсенале РВСН. С июня 1979 г. по март 1982 г. бригадой рабочих и инженеров завода «Красмаш» была проведена доработка пятидесяти двигателей, которые успешно использовались в качестве двигателей первой ступени баллистического варианта ракеты-носителя «Космос-3МР» при запусках с целью исследования и испытания новых образцов ракетного вооружения.

Библиографические ссылки

1. Щит и меч Родины / под. ред. В. К. Гупалова. М. : РИО-пресс, 2002. 508 с.

2. Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. М. : Военный парад, 2007. 248 с.

3. Бирюков Н. Архипелаг особого назначения // Воздушно-космическая оборона. 2010. № 5. С. 76-87.

© Бочерикова Я. В., Савина А. Е., 2013