Спецчасть работы - пироклапан отсечки окислителя

9. Спецчасть работы - пироклапан отсечки окислителя.

Пироклапан предназначен для перекрытия линии подачи окислителя в камеру сгорания при выключении двигателя. Для срабатывания пироклапана применен пиропатрон ДП1А-3, устанавливаемый в гнездо угольника 2.

 

Материалы основных деталей пироклапана следующие:

·                 корпус 1 и клапан 5- алюминиевый сплав Д16;

·                 поршень 3- алюминиевый сплав АК8;

·                 чека 4- бронза БрАЖ-9;

·                 пружина 6- сталь 1Х18Н9Т;

Работа клапана отсечки окислителя.

В открытом положении ( до начала пуска, а также в процессе его работы) клапан 5 удерживается чекой 4. При подаче напряжения на пиропатрон происходит воспламенение его заряда; силой давления продуктов сгорания на поршень 3 срезается уплотнительный буртик чеки 4, которая выходит из зацепления с клапаном 5 и заклинивается по конусной поверхности в угольнике 2. Под действием силы пружины 6 и перепада давлений клапан 5 перемещается и заклинивается в седле, выполненном в выходном штуцере корпуса 1, прекращая доступ окислителя в камеру сгорания.

Расчет клапана отсечки окислителя.

На подвижную часть клапана действуют следующие силы:

1.   Со стороны входа действует сила:

23589,3 Па

D- диаметр входа (выхода)

2.   Со стороны выхода давление за клапаном:

22222,1 Па

d- диаметр поршня.

3.   В газовой полости начальное давление р_гн создает:

67,3 Па

D₁- диаметр газовой полости между пирозарядом и поршнем

р_гн - примем равное нормальному атмосферному давлению ().

4.   Под действием этих сил, уплотнительный буртик чеки должен выдержать приложенные нагрузки. Определим усилие на его срез:

3382214,8 Па

к_н- коэффициент запаса на непрорыв к_н=1,2…..2

- толщина срезаемого буртика.

5.   Давление в газовой полости после сгорания заряда:

=5225104,2 Па

к_п - коэффициент запаса на прорыв, к_п=0,6….0,7

6.   Из уравнения состояния , определяем массу заряда:

0,002248 кг = 2,25 гр.

V_г – объем газовой полости между пирозарядом и поршнем

z- массовая доля конденсата в ПС

- коэффициент, учитывающий теплоотвод в стенки, окружающую среду и т.д.

 

9. Расчет общей несущей способности оболочки камеры сгорания.

Несущая способность конструкции при пластичном состоянии представляет собой ее способность сопротивляться приложенным нагрузкам, с сохранением ее размеров и формы в допускаемых пределах.

Принимаются следующие допущения:

1.   Материал оболочек упруго-пластичный, одинаково работает на сжатие и растяжение.

2.   Оболочки цилиндрические, тонкие ()

3.   Связи оболочек абсолютно жесткие в радиальном направлении, их работой в продольном направлении пренебрегаем.

4.   Влияние краевого эффекта на напряженное состояние оболочек не учитывается ( бесконечно длинная оболочка).

5.   Давление газов в расчетном сечение считаются равно распределенным по периметру оболочки.

6.   Температурное поле в оболочках осесеметрично. Температура определяется как среднее значение между температурами на внутренних и наружних поверхностях оболочки.

Исходные данные:

·     Толщина стенки-

·     Радиус камеры – R

R= 170 мм

·     Температура стенки – t

t1=500 ⁰C

t2=100 ⁰C

1.   Задаем Е_п в диапозоне

№	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
En	0,002	0,0025	0,005	0,0075	0,01	0,0125	0,015	0,0175	0,02	0,0225

2.   Находим приращение радиуса под действием нагрузки:

0,254
0,3175
0,635
0,9525
1,27
1,5875
1,905
2,2225
2,54
3,175

1= 2*10^-3* 127 = мм

2= 2,5*10^-3* 127= мм

3= 5*10^-3* 127= мм

4= 7,5*10^-3* 127= мм

5= 10*10^-3* 127= мм

6= 12,5*10^-3* 127= мм

7= 15*10^-3* 127= мм

8= 17,5*10^-3* 127= мм

9= 20*10^-3* 127= мм

10= 22,5*10^-3* 127= мм

3.   Определяем при заданных температурах:

При t₁=500 ⁰C 1/град

При t₂=100 ⁰C  1/град

Зная , находим E_t- коэффициент температурного расширения:

E_t1=0,0096500 E_t2=0,0009600

4.   Находим окружную деформация для каждой оболочки:

	E y1	E y2
1	-0,0077	0,0010
2	-0,0072	0,0015
3	-0,0047	0,0040
4	-0,0022	0,0065
5	0,0004	0,0090
6	0,0029	0,0115
7	0,0054	0,0140
8	0,0079	0,0165
9	0,0104	0,0190
10	0,0154	0,0240

5.   Принимаем окружные напряжения для каждой оболочки, согласно их температурам и деформации E_n по диаграмме деформирования стали ЭП53 и сплава БрХ08: (значения в Мпа)

№	En
1	0,002	-204,05	176,58
2	0,0025	-202,09	230,54
3	0,005	-188,35	318,83
4	0,0075	-166,77	348,26
5	0,01	9,81	367,88
6	0,0125	161,87	380,63
7	0,015	193,26	389,46
8	0,0175	206,01	402,21
9	0,02	212,88	410,55
10	0,0225	215,82	426,74

6.   Находим давление в камере сгорания Р_г.

№	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
Pr, МПа	0,958	2,263	4,565	5,600	8,844	11,540	12,243	12,745	13,050	13,479

7. Строим графики:

10.      ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ.

 

Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропневмоклапаны 5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны горючего 17 и окислителя 7 открыты на предварительную ступень.

При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением 50±2 атм с предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается. Производится заполнение шаробаллона 13 газообразным азотом давлением 200 ±5 атм от наземной установки через обратный клапан 12.

При заправке баков ракеты компонентами топлива жидкий кислород заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив магистрали двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.

Перед запуском двигателя включается продувка форсуночной головки по линии горючего и пояса дополнительного охлаждения камере сгорания. Продувка осуществляется газообразным азотом, подаваемым с предыдущей ступени ракеты через обратные клапаны 3 и 34. В процессе продувки в камере сгорания лепестковой диафрагмой пирозажигательного устройства 2, установленного в критическом сечении, поддерживается определенное давление, обеспечивающее надежное воспламенение пиропатронов.

Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиропатроны пирозажигательного устройства. Одновременно подается напряжение на пироклапан запуска 14, и азот из шаробаллона через редуктор давления поступает в управляющую систему двигателя.

Через 0,8 сек после воспламенения пиропатронов подается напряжение на электропневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляющей полости клапана окислителя 7, клапан открывается на предварительную ступень и удерживается в этом положении разрывным болтом; отсечной клапан горючего 32 открывается при поступлении азота в управляющую полости. Одновременно с командой на открытие топливных клапанов (мембраны принудительного прорыва 4 и 42) прекращает продувка камеры сгорания с предыдущей ступени ракеты. Компоненты топлива поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель выходит на режим предварительной ступени.

Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется пороховая шашка газогенератора. Пороховая шашка при своем сгорании обеспечивает раскрутку турбины 22, а также создает необходимый тепловой импульс для начала процесса термического разложения НДМГ в газогенераторе 25. В конце горения пороховой шашки подаете напряжение на электропневмоклапан 8, управляющий клапаном 29. При открытии клапана 29 горючее подходит к обратному клапану 24, одновременно прекращается перепуск горючего в бак ракеты.

При снижении давления пороховых газов горючее, открывая обратный клапан 24, поступает в газогенератор и разлагается, обороты турбонасосного агрегата увеличиваются. С увеличением давления компонентов топлива за насосами клапаны горючего 17 и окислителя 7 открываются на главную ступень (клапан окислителя резко открывается после разрушения разрывного болта). При повышении давления газов в камере сгорания происходит выброс пирозажигательного устройства.

При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кислород через обратный клапан 15 поступает в испаритель 23, где испаряется засчет тепла отработанных газов турбины и идет на наддув бака окислителя. Наддув бака горючего осуществляется продуктами разложения НДМГ, которые отбираются после газогенератора и балласти­руются жидким горючим в смесителе 20.

Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40. Не­обходимый для управления полетом момент сил создается перераспреде­лением расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла при помощи заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.

При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31, одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8, 14 и все пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закры­ваются. Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель выключается.

11. Описание конструкции двигателя по разрезу, представленному в графической части.

Камера сгорания (КС) выполнена в виде паяно- сварной неразъемной конструкции и состоит из форсуночной головки 1 и нижней части, включающие среднюю часть 2 и две секции сопла.

Форсуночная головка состоит из 37 центробежных двухкомпонентных форсунок и 24 центробежных однокомпонентных жидкостных форсунок горючего для охлаждения паяного шва и огневого днища. Расположение форсунок концентрическое с переменным шагом: а=28 мм для двухкомпонентных, и а=20 мм для однокомпонентных. Применение двухкомпонентных форсунок обеспечивает смешение компонентов в одной фазе вблизи плоскости форсунок в КС, что приводит к более интенсивному протеканию процессов горения и уменьшению объема КС.

Скрепление наружного днища с внутренним и средним выполнено с помощью форсунок штырей. Проточная часть форсунок штырей не отличается от основных форсунок.

Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован сваркой по огневой стенке, а также по опорному и биметаллическо­му кольцам .

В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы мо­гут самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все детали полости окислителя форсуночной головки выполнены из ста­ли или бронзы. Для стыковки стального корпуса головки с рубаш­кой средней части, выполненной из титанового сплава, предусмот­рено биметаллическое кольцо. Кольцо состоит из внут­ренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между со­бой твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе, имеющей круглый профиль, а также по круговым торцовым шипам. Так как паяное соединение биметаллического кольца недостаточно пластично то осевые и радиальные нагрузки, возникающие при ра­боте камеры, воспринимаются резьбой и круговыми шипами, припой же-предназначен только для герметизации соединения.

В районе стыка форсуночной головки с нижней частью располо­жено шесть гнезд под клапаны отсечки горючего и три опорных вы­ступа для крепления камеры сгорания к ракете. На опорном коль­це установлены кронштейн под вибродатчик, шту­цер отбора горючего на питание газогенератора.

На камере сгорания предусмотрены замеры давления перед форсунками окислителя и горючего, давления газов в камере, тем­пературы горючего перед форсунками; штуцер замера давления га­за выполнен биметаллическим (медно-стальным).

Средняя часть камеры сгорания, включающая цилиндрический участок, область втекания и начальный участок закритической ча­сти сопла, состоит из наружных рубашек с силовыми кольцами внутренних оребренных сте­нок, гофрированной проставки.

Соединение рубашек и колец с внутренними стенками осуществ­ляется путем пайки твердым медно-серебряным припоем по верши­нам ребер и кольцевым буртам стенок, а также по гофрированной проставке. Со стороны стыка с первой секцией сопла стенка сред­ней части припаяна к титановому кольцу, являющемуся продолже­нием рубашки и имеющему отверстия для протока горючего. При­нятое конструктивное оформление стыкового торца позволило по­лучить простой и надежный переход к цельнотитановой первой сек­ции сопла и разгрузить паяное соединение первой секции сопла в районе стыка со средней частью.

Сварной стык бронзовых стенок средней части удален от крити­ческого сечения в направлении к срезу и поддерживается гофриро­ванной проставкой.

 Первая секция сопла состоит из наружной рубашки, соединенной с внутренней стенкой диффузионной пай­кой по вершинам двух гофрированных проставок. К торцам рубашки и стенки приварены кольца, улучшающие условия сварки со средней частью и второй секцией сопла. Рубашка и стенка второй секции сопла соединены между собой диффузионной пайкой по вершинам гофрированной проставки , а также по кольцам установленным на торцах узла. Для обеспече­ния требуемого расхода охлаждающей жидкости в направлении к срезу сопла со стороны кольца в наружные зиги гофрированной проставки (попарно через один зиг) установлены заглушки , запирающие проток части горючего в сторону к крити­ческому сечению.

Соединение узлов нижней части между собой производится свар­кой по стенкам и через соединительные кольца. Форма соединитель­ных колец со стороны жидкости выбрана таким образом, чтобы ско­рости горючего на участках стыков были близки к скорости горю­чего в прилегающих участках зарубашечного тракта.