Принцип действия химических ракетных двигателей, устройство образцов ЖРД и РДТТ, и назначение их основных элементов, страница 3

Выключение двигателя производится в две ступени. При достижении летательным аппаратом скорости близкой к заданной подается предварительная команда на выключение двигателя. При этом уменьшается расход перекиси водорода, снижаются обороты ТНА и двигатель переводится на меньшую тягу. При достижении летательным аппаратом заданной скорости подается главная команда на выключение двигателя, в результате прекращается доступ окислителя и горючего в камеру сгорания, прекращается подача перекиси водорода в реактор и ТНА останавливается.

3.3.  Ракетные двигатели твёрдого топлива

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во всех областях ракетно-космической техники. Конструкция РДТТ в значительной степени определяется его целевым назначением.

РДТТ включает в себя следующие основные элементы:

·  корпус (1);

·  сопловой блок (2);

·  заряд твёрдого топлива (3);

·  воспламенительное устройство (4);

·  узлы соединения элементов двигателя.

Для управления двигателем, его нормального функционирования и обеспечения полета летательного аппарата по заданной программе в конструкции двигателя вводится ряд дополнительных систем. В общем случае такими системами являются следующие:

·  система тепловой защиты;

·  система отсечки (выключения) тяги;

·  система управления вектором тяги по направлению;

·  система управления вектором тяги по величине;

·  система газов и (огневой) связи между камерами сгорания пакета двигателей;

·  система аварийного выключения двигателя.

Изучаемый образец двигателя является стартовым ускорителем. Для подобного типа двигателей характерны сравнительно небольшое время работы и относительно большие тяги. Кроме того, подобные двигатели являются обычно неуправляемыми, следовательно, у них отсутствует исполнительные органы системы управления полетом. Работает стартовый двигатель, как правило, до полного выгорания топлива и поэтому он не имеет системы отсечки тяги.

Конструктивной основой двигателя является его корпус. Он включает (рис. 4) обечайку (5), переднее (10) и заднее (2) днища и узлы соединения обечайки с днищами. Корпус двигателя выполнен из высоколегированной стали, имеет цилиндрическую форму, является разъемным по сопловому днищу (2). Наличие разъема вызывается необходимостью монтажа заряда в корпус двигателя. Соединение обечайки с задним днищем выполнено резьбовым, а с передним днищем - сварным.

Вся внутренняя поверхность обечайки покрыта теплозащитным аблирующим покрытием (6) коксующего типа. На теплозащитном покрытии укреплены деревянные рейки (7) для центрирования заряда относительно оси двигателя. Снаружи обечайки расположены элементы крепления двигателя в летательном аппарате.

Для соединения заднего днища с обечайкой к нему приваривается кольцо (4), по образующей которого нанесена резьба, обеспечивающая соединение днища с обечайкой. К шпангоуту заднего днища приваривается диафрагма (З) колосникового типа. Диафрагма обеспечивает фиксацию заряда от продельного перемещения.

Выходной раструб сопла (1) имеет коническую форму. Раструб соединяется с днищем с помощью резьбы.

Переднее днище (10) имеет эллиптическую форму. Соединение с обечайкой осуществляется с помощью шпангоута (8), который приваривается к обечайке и днищу. На переднем днище имеется четыре отверстия, в которые введены четыре нарезные втулки (9). Две втулки служат для постановки пиропатронов, производящих зажжение воспламенителя. Вторая пара втулок предназначена для постановки элементов амортизатора, обеспечивающего поджатие заряда и предохраняющего его от перемещения во время транспортировки и работы двигателя.