Маршевого двигателя

Напор насоса при известной его подаче может быть измерен с помощью манометров, установленных в его выходном и входном сечениях. По определению напор равен разности полных напоров потока при выходе из насоса и при входе в него:

Йапор насоса при известной его подаче может быть измерен с помощью манометров, установленных в его выходном и входном сечениях. По определению напор равен

Отрегулировав нормальную работу системы с обоими насосами, можно приступить к настройке контактных манометров, установленных на щите в помещении центральной смазочной станции, а также произвести соответствующую настройку всех остальных контрольных приборов, имеющихся на обслуживаемых машинах.

В водяных сетях при неровном профиле местности давление должно отсчитываться от одного общего уровня и не может браться непосредственно по показаниям манометров, установленных на трубопроводе.

Все подводящие трубки и их соединения, а также фланцевые соединения регулятора должны быть плотными и не иметь течей. Необходимо также проверять исправность манометров, установленных на вводе.

Необходимо наблюдать за показаниями манометров, установленных на теплопроводах в контрольных точках. Нормально манометр должен находиться в отключенном состоянии, в противном случае он будет подвергаться постоянному воздействию давления, что может ослабить пружину или мембрану прибора. При обходе слесарь-268

Личины продувки. Наиболее просто и достаточно точно расход продувочной воды .при постоянном давлении в сепараторе можно определять по показаниям манометров, установленных после регулировочного вентиля каждого котла и протарированных по мерному баку [Л. 20].

Ввиду того, что перепады давления Н и h пропорциональны квадрату расхода воздуха через мельницу, то в связи с этим зависимость /гд от Н на графике (рис. 9-7) изображается прямой линией. Указанное положение, т. е. изображение зависимости Н от Лд прямой линией, позволяет в данном случае использовать график рис. 9-7 для контроля тонкости помола топлива с помощью двух жидкостных манометров, установленных в точках, указанных на рис. 9-6.

Признаками указанного нарушения являются: падение давления перед эжекторами, определяемое по показаниям манометров, установленных на корпусах эжекторов и на БЩУ; прекращение выхлопа слегка увлажненного воздуха через выхлопной патрубок эжектора; шум засасываемого воздуха через этот патрубок.

систему. Такая схема позволяет выравнять давления и разрежения в каждой из камер каждого цилиндра. Для камер, в которые подается пар из коллектора уплотнений, это достигается регулированием степени открытия задвижек на индивидуальных линиях подвода пара. Контроль осуществляется при помощи манометров, установленных между задвижками и камерами подвода пара. Для последних камер, из которых производится отсос пара и проникшего воз-

духа, это достигается регулированием степени открытия задвижек на индивидуальных линиях отсоса пара. Контроль осуществляется при помощи манометров, установленных между камерами и задвижками отсоса пара. Для нормальной работы камер отсоса пара в вакуумный отбор, как показывает опыт эксплуатации, достаточно установить на общей линии отсоса пара регулирующий клапан, поддерживающий до себя небольшое разрежение 0,095—0,096 МПа (0,97—0,98 кгс/см2).

Подъемно-маршевые двигатели работают в течение всего полета, поэтому параметры их термодинамического цикла выбираются близкими к параметрам маршевых двигателей самолетов аналогичного назначения с обычной длиной дистанции взлета и посадки. Однако при выборе типа и параметров подъемно-маршевого двигателя следует учитывать, что он должен быть сильно переразмерен, так как тяговооруженность самолета должна быть велика, что при горизонтальном дозвуковом полете предопределяет работу подъемно-маршевого двигателя на глубоко дроссельных режимах с пониженной тягой и увеличенным расходом топлива.

Рис. 93. Схема создания горизонтальной- и вертикальной тяг подъемно-маршевого двигателя с поворотными реактивными соплами: а — тяга горизонтальная: б — тяга вертикальная

Следует также отметить, что при разработке более мощных модификаций такого подъемно-маршевого двигателя необходимо выдерживать определенное положение направления вектора тяги относительно центра тяжести самолета и строго согласовывать тягу двигателя и массовые характеристики самолета. Вследствие этого серьезные конструктивные изменения двигателя, например форсирование тяги установкой на входе дополнительной («нулевой») ступени вентилятора, не могут быть проведены без смещения точки приложения тяги на самолете.

Одним из наиболее совершенных маломощных двигателей является ДТРД F107 фирмы «Уильяме ресерч», применяемый для стратегической крылатой ракеты США в качестве маршевого двигателя. На крылатой ракете ALCM (ВВС США) устанавливается модификация этого двигателя F107-WR-100, а на крылатой ракете SLCM «Томагавк» (ВМС США) — модификация F107-WR-400 [34].

Чтобы выполнить расчет, следует сначала определить по всей длине сопла состав, давление, температуру, скорость и т.д. для равновесного течения, а затем рассчитать соответствующие значения /7 и сравнить их со значениями величины \u(dYi/dz)\. Практически всегда замораживание происходит за критическим сечением сопла, поэтому такое сравнение можно проводить, начиная с критического сечения. Когда условие (1.39) удовлетворяется, расчет продолжается в приближении замороженного течения. Разумеется, оба расчета изоэнтропические. Окончательное значение разности энтальпий определяют, рассчитав разности энтальпий для равновесного и замороженного течений и просуммировав их. Тогда иВЪ1Х= (2ДЛ2)1/2. На рис. 4 приведены результаты расчетов удельного импульса для топлива Н2—О2 при рк = 2,07 МПа и степени расширения сопла, равной 40, в виде зависимости от отношения массы окислителя к массе горючего. На рис. 5 показано изменение величины /удоо в зависимости от давления в камере (до 6,89 МПа) для двух значений отношения х. Видно, что при увеличении давления результаты кинетических расчетов приближаются к равновесному решению, а при очень низких рк они близки к «замороженному» решению. Эта особенность является одной из причин того, что для достижения высоких /уд на новых ЖРД типа маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» используются очень высокие давления в камере сгорания.

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 : 10 при посадке на Луну или другие планеты («Рейнджер», лунный модуль КК «Аполлон», ЖРД RL-10) и до 1 : 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общем случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы»! отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как yip равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел.

ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назначению можно разделить на три категории: для выведения на орбиту, для межорбитального перехода и для управления положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные — от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» с последующим сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-носителях следующего поколения вместо них будут использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в гл. 9.

RL-10 — один из первых кислородо-водородных ЖРД; его создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого ЖРД использовались в различных полетах, главным образом в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя «Атлас-Центавр», в программе изучения Луны космическими аппаратами «Сервейтор» и в запусках автоматических межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному циклу («безгенераторная» схема), когда жидкий водород преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину (рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя является большая степень расширения сопла (е = 40 для модификации RL-10A-3), требующая «полуторной» длины охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла, а после этого — в обратном направлении, к смесительной головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для протока водорода в противоположные стороны расположены через

Рис. 158. Двигательный блок маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл».

Рис. 159. Пневмогидравлическая схема маршевого двигателя ВКС

Рис. 160. Основные узлы маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» [35].