ТС состоит из регулируемого ГГ 7, соединенного газоводом 5 с турбопри-водом 1. В последнем имеется газовая турбина 2, редуктор 3 и обгонная муфта 4, В состав ТС входят также предохранительные клапаны б, которые исключают работу турбины на давлении, превышающем допустимый уровень.

Техническая характеристика экспериментальных образцов ТС на базе воздушного стартера СтВ-10 авиационного двигателя Д-30

Мощность при времени работы 10 ... 16 с, кВт......до 55 - 75

Максимальный крутящий момент. Им............... 120 - 200

Диапазон изменения расходов, г/с....................... 100 - 250

Частота вращения выходного

вала (максимальная), с ....................................5500 5оо

Масса конструкции ТС, кг.................................20-25

Потребная масса заряда

для одного запуска, кг.......................................1,5-2,5

Суммарная масса твердотопливного заряда определяется, как правило, исходя из требований по кратности применения газогенератора без перезарядки с учетом габаритных ограничений на компоновку системы запуска.

При использовании для запуска транспортных двигателей регулируемого ГГ достигается двойной эффект:

за счет отключения газогенератора путем гашения заряда при достижении пусковых оборотов транспортного двигателя происходит экономия топлива;

за счет регулирования расхода посредством теплового ножа возможна оптимизация процесса запуска, например по угловому ускорению вала транспортного двигателя.

Одна из схем системы экстренного запуска транспортных двигателей на основе регулируемого твердотопливного газогенератора показана на рис. 10.28.

В газогенераторе используется топливо принудительного горения, обеспечивающее газообразование только в случае его контакта с нагретым тепловым ножом (ТН). За счет увеличения усилия прижатия ТН к поверхности горения заряда обеспечивается прогрессивное газообразование. Между потребителем и устройством поджатия ТН к поверхности заряда устанавливается обратная связь: при достижении требуевлых параметров (например, угловой скорости вращения вала газотурбинного двигателя или дизеля) нож отводится от поверхности ТТ и заряд гасится. Таким образом, за счет прогрессивности газообразования и своевременного отключения газогенератора обеспечивается высокий КПД использования заряда.

К потребителю

Рис 10.28. Система запуска травсиортных двигателей иа основе регулируемого твердотопливиого газогенератора с тепловым ножом

список ЛИТЕРАТУРЫ

1. Бабкин А.И., Белов Н.Б., Рутовскнй ILE Соловьев Б.В. Основные теории автоматического управления. М.: Машиностроение, 1986.456 с.

2. Бахмаи ILH. Замечания о влиянии конденсированного остатка на зависимость скорости горения от давления Проблемы механики теоретической физики. 1963. № 6. С. 120-121.

3. Бауманн Х.Д. Основные направления развития регулирующих клапанов и исполнительных механизмов / Пер. № 149 (2389). М., 1977. 21 с.

4. Бобылев В. М. Ракетный двигатель твердого топлива как средство управления движением ракет. М.: Машиностроение, 1992. 161 с.

5. Бугаенко В.Ф. Пневмоавтоматика ракетно-космических систем / Под ред. B.C. Будника. М.: Машиностроение, 1979.168 с.

6. Булгаков В.К., Кодолов ВЖ, Липанов А.М. Моделирование горения полимерных материалов. М.: Химия, 1990. 240 с.

7. Вильяме Ф. А. Теория горения. М.: Наука, 1971.615 с.

8. Волков ELR, Дворкнн ВЗ., Прокудин A.IL, Шишкин ЮЛ. Технические основы эффекгавносга ракетных систем. М.: Машиностроение, 1990.256 с.

9. Волков Е.Б., Филимонов А.А., Бобылев В.М., Кобяков В.А. Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развитая и сокращения. ML, 1996. 370 с.

10. Волков Е.Б., Сырицин Т.А., Мазинг Г.Ю. Статика и динамика ракетных двигательных установок: Кн. 1,2. М.: Машиностроение, 1978. 542 с.

11. Гамынин Н.С. и др. Гидравлические приводы летательных аппаратов: Учеб. для авиац. вузов. М.: Машиностроение, 1973. 348 с.

12. Гейтс, Пннто. Регулирование тяги ракетных двигателей твердого топлива механическими средствами Вопросы ракетной техники. 1960. № 6. С. 53 - 70.

13. ГОСТ В 21455-82. Двигатели ракетные твердого топлива. Термины и определения.

14. Гуревич Д.Ф. Расчет и конструирование трубопроводной арматуры. М.: Машиностроение, 1964. 464 с.

15. Дарвелл Г.М. Двухрежимные двигатели на твердом топливе Ракетная техника. 1961. №5. С. 63-75.

16. Дей Е.Е^ Бейли ЛХ. Разработка РДТТ с системой регулирования импульса тяги Вопросы ракетной техники. 1972. № 2. С. 36 - 48.

17. Дерю Е. Комбинированные двигатели на твердом топливе Вопросы ракетной техники. 1962.Хо П.С. 14-18.

18. Джолли У.Х., Хупер Дж., Хилтон П.Р., Брецдфнлд У.А. Исследование неравномерности выгорания заряда ТРТ в двигателях торцевого горения Аэрокосмическая техника. 1987. № 4. С. 104 - 111.

19. Дуброу В^ Гут Е.Д^ Вонг М.В. Внутренняя баллистика РДТТ при изменении тяги Вопросы ракетной техники. 1961. № 3. С. 66 - 70.

20. Ерохии Б.Т. Теория внугрикамерных процессов и проектирование РДТТ. М.: Машиностроение, 1991. 560 с.

21. Ерохнн Б.Т., Ливанов А.М. Нестационарные и квазистационарные режимы работы РДТТ. М.: Машиностроение, 1980.200 с.

22. Зезин В.Г., Петренко В.И., Попов BJL, Русак АЖ, Савченков В.И., Симонов Е.А., Феофнлактов B.IL Регулируемые твердотопливные двигательные установки. Методы расчета рабочих процессов, экспериментальные исследования / Под общ. ред. В.И. Петренко. Миасс: Изд-во ГРЦ КБ им. акад. В.П. Макеева , 1996.295 с.

23. Зыков ГА., Лянгузов СВ., Огнев СВ. Отработка авторегулируемого узла гашения для твердотопливного двигателя многократного включения Проблемы проектирования неоднородных конструкций: Труды XVIII рос. школы, посвященной 75-летию со дня рождения акад. В.П. Макеева. Миасс, 1999.

список ЖТЕРАТУРЫ 459

24. Исследовавие образования конусности у торцевой поверхности горения зарядов РДЦТ / Jolley W.R, Hoohper J.T HUton PR., BredfieW W.A. AIAA PJer. 1985. № 1175. 7 p.

25. Карпенко A.B., Уткин А.Ф., Попов А.Д. Отечественные стратегические ракетные комплексы: СПб.: Невский басгаон-Гангут, 1999. 288 с.

26. Кимяев А.А., Петренко В.И., Попов ВЛ., Яруппш С.Г. Регулируемые энергетические установки на твердом топливе: Учеб. пособие / Перм. гос. техн. ун-т. Пермь, 1999. 168 с.

27. Кокорин В.В., Рутовскии Н.Б., Соловьев Б.В. Комплексная оптимизация двигательных установок систем управления. М.: Машиностроение, 1983. 184 с.

28. Конструкции РДТТ / Под ред. Л .И, Лаврова. М.: Машиностроение, 1993.215 с.

29. Крисовский АЛ. Статистическая теория переходных процессов в системах управления. М.: Наука, 1968.420 с.

30. Кьези Ф. Характеристики гибридного двигателя при использовании в качестве твердого окислителя перхлората аммония / Пер. № 86157/0. ( Dacoluzione deUa propulsione spaziale negli annb), Roma, 1970. P. 289 - 296.) /ВИНТИ ГК CM СССР. М., 1971.11 с.

31. Липанов А.М., Алиев АВ. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учеб. для студентов вузов. М.: Машиностроение, 1995.400 с.

32. Липанов AM., Бобрышев В.Щ Алиев A3., Спиридонов Ф.Ф^ Лисица В.Д. Численный эксперимент в теории РДТТ / Под ред. А.М- Липанова. Екатеринбург: УИФ Наука , 1994. 301 с.

33. Макдоиальд АД. РДТТ с многократным запуском и регулированием величины тяги Вопросы ракетной техники. 1973. № 2. С. 32 - 50.

34. Марголии АД. Взаимодействие стадий горения и аномальная зависимость скорости горения от давления Журн. физ. химии. 1964. Т. 38. С. 1599-1601.

35. Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. М.: Воениздат, 1979.240 с.

36. Нир Э.К. Экспериментальное исследование нижнего предела давления для поддерживания устойчивой дефлаграции перхлората аммония / Пер. № 2010. М.: ГОНТИ, 1980. № 8. 35 с.

37. Нир Э.К. Влияние исходной температуры на скорость горения и на предельное давление при дефлаграции хлорнокислого аммония / Пер. ПКТБхиммаш. Пермь, 1983.19 с.

38. Новожилов Б.В. Нестационарное горение твердых ракетных топлив. М.: Наука, 1973.176 с.

39. Огава С. и др. Тенденции развития устройств управления твердотопливными ракетами / Пер. № А-37609. М.: ВЦПНТЛиД, 1978. 34 с.

40. Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1979. 391 с.

41. Пат. 2075261 РФ. МПК F02K 44/08. Генератхр плазмы / Лянгузов СВ.

42. Пат. 2100635 РФ. МПК F02K 9/26. Ракетный двигатель твердого топлива / Лянгузов СВ.

43. Паг. 2129220 РФ. МПК F02K 9ЛЮ. Ракегаый двигэтель / Соколовский М.И., Гапанетпю B.I1, Лянгузов С. В., Тодощенко AR

44. Пат. 2118686 РФ. МПК F02K 9/97. Ракетный двигатель твердого топлива / Лянгузов СВ.

45. Пат. 2134814 РФ. МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель твердого топлива / Соколовский М.И., Гапаненио В.И., Лянгузов СВ., Огнев СВ., Тодощенко АН.

46. Пат. 2140002 РФ. МПК F02K 9/26. Ракетный двигатель твердого топлива / Соколовский М.И., Лянгузов СВ., Огнев СВ., Тодощенко А.И., Шляшга Я.К.

47. Пат. 2153093 РФ. МПК F02K 9/94. Ракетный двигатель твердого топлива / Соко-ловский М.И., Иоффе Е.И., Лянгузов СВ., Налобин М.А., Огнев СВ., Тодощенко А.И., ШляпинЯ.К.

48. Пат. 2109158 РФ. МПК F02K 9/00. Управляемый ракетный двигатель / Тодощенко А.И., Лянгузов СВ.

49. Пат. 2084678 РФ. МПК F02K 9/97. Элемент тракта высокотемпературного потока / Лянгузов СВ., Тодощенко А.И.