Ракетно прямоточный двигатель

Теги:космос
 

RSR13

втянувшийся
Фото см на
http://pvo.guns.ru/pvo/s75/17d/17d.htm

Обозначение
Заказчика - 17Д
Разработчика - В-757


ЗУР 17Д на пусковой установке на полигоне "А"

Назначение
Зенитная управляемая ракета для модернизированного зенитного ракетного комплекса С-75, обеспечивающая поражение высокоскоростных (скорость цели до 2300 км/ч) аэродинамических целей на высотах более 25км.

Разработчик
Особое Конструкторское Бюро № 2 МАП (с 1967 года МКБ "Факел"), возглавляемое Петром Дмитриевичем Грушиным.

Предыстория создания
Первые зенитные управляемые ракеты в нашей стране и за рубежом для ЗРК С-25, В-750, американская "Найк-Аякс" оснащались, как правило, твердотопливными или жидкостными ракетными двигателями. Иногда применялись сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (на американских "Тэлос", "Бомарк", английской "Бладхаунд"). Конструкции ЖРД, РДТТ и ПВРД довели до высокой для того времени степени совершенства. Но наличие на борту ракеты жидкого топлива приводило к значительному усложнению эксплуатации и удорожанию конструкции, снижало надежность, увеличивало время подготовки к боевому применению. Сам ЖРД являлся весьма трудоемким в изготовлении.

РДТТ обеспечивал максимальную простоту конструкции работы, сводил к минимуму трудности в ее эксплуатации, повышал надежность действия всей системы. Однако низкие энергетические характеристики существовавших тогда типов горючего и невысокое массовое совершенство конструкции твердотопливных двигателей приводило к значительному увеличению стартового веса ракеты при заданных летных данных.

Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель на жидком топливе (обычно определенные сорта керосина) обладал достаточно высокими энергетическими характеристиками, но на больших высотах снижал эффективность.

В ОКБ-2 рассмотрели вариант первой зенитной ракеты с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем на твердом топливе. Принцип его работы заключался в следующем. Образующийся при сгорании в газогенераторе специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступала камеру двигателя и догорал, смешиваясь с воздушным потоком, который попадал в камеру через воздухозаборник.

По предварительным оценкам двигатель должен был обладать высоким удельным импульсом (до 500 кгс.с/кг) и возможностью работы в широком диапазоне высот и скоростей, достаточно высоким удельным импульсом при малых скоростях полета и на больших высотах (до 160 кгс.с/кг) при отсутствии на борту ракеты компонентов жидкого топлива.

Проектирование
В июне 1958 года ЦК КПСС и СМ СССР издали совместное постановление о разработке для системы С-75 новой зенитной управляемой ракеты В-757. Создание экспериментальной ракеты, получившей заводское обозначение 17Д, "отдали" ОКБ-2.

Опыта работ с ракетно-прямоточными двигателями в нашей стране не было. Потому решили строить изделие с подобным на базе В-755 (одной из ракет семейства В-750-х). Ее испытания велись тогда полным ходом.


Основное внимание уделили вопросам выбора требуемых параметров двигателя.


Результаты расчетов показали, что ракета с маршевым ракетно-прямоточным двигателем может обладать требуемыми летными характеристиками при стартовой массе одного порядка с В-755, но при этом ее длина значительно уменьшается, а эксплуатационные характеристики улучшаются. Ускоритель подходит от той же В-755.

Теоретические и конструктивные проблемы возникли прежде всего с выбором наивыгоднейших параметров работы двигательной установки, ее газодинамического расчета, обеспечения защиты элементов конструкции ракеты от нагрева. На помощь пришли ЦАГИ, ЦИАМ и другие.


Проблем было немало. "Старый" стартовый ускоритель отрицательно влиял на энергетические характеристики, потому что время работы маршевого двигателя и количество топлива приходилось "подгонять". Известно также, что зенитным управляемым ракетам свойствен широкий диапазон изменения параметров набегающего потока при полете по реальным траекториям наведения. В результате величина тяги находится в сложной зависимости от этих условий. Практически отсутствует возможность регулирования процесса горения топлива на конкретных участках движения.
Чтобы решить эти проблемы на начальных стадиях проектирования, для регулирования тяги маршевого двигателя решили использовать сопло с изменяемой в соответствии с условиями полета величиной критического сечения. Позже для газогенератора маршевого двигателя обеспечили особые геометрические размеры твердотопливного заряда, изменили поверхности его горения. Это позволило получить приемлемую зависимость расхода топлива от участка полета ракеты.


Спроектированный твердотопливный ракетно-прямоточный двигатель соединил в своей конструкции простоту и надежность РДТТ с высокими энергетическими характеристиками ПВРД. Ожидались величины удельного импульса порядка 400-450 кгс.с/ кг. На низких траекториях основную долю тяги создавал ПВРД, на больших высотах оказывалось достаточно РДТТ (газы из газогенератора).
В процессе продувок получили первые данные о возможности осуществления дожигания специального твердого топлива в ПВРД - размерах камеры двигателя.

Расходовалось значительное количество топлива (до 500 кг) при строго определенной конфигурации маршевого двигателя. Это определило его расположение подлине ракеты, ограничение в выборе места установки крыла. Ведь на нагреваемой внешней обшивке оно могло терять свои качества.

Описание конструкции
Ракету выполнили по нормальной аэродинамической схеме. На корпусе маршевого двигателя разместили крылья и рули для управления по тангажу-курсу и стабилизации по всем трем каналам. Крылья ракеты имели форму треугольника, выполнялись тонкими и легкими.

Впереди на носовой части корпуса находились неподвижные дестабилизирующие поверхности, предназначенные для создания требуемого запаса статической устойчивости. При этом рули ракеты выводили ее на заданный угол атаки. Аэродинамические поверхности обеспечивали нормальную работу кольцевого воздухозаборника маршевого двигателя. Передним не устанавливалось никаких подвижных элементов (по схеме "утка").

Центральное тело второй ступени состояло из пяти отсеков. Оно было аналогично корпусу ракет из "семейства" В-750. Внутри располагались боевое снаряжение, радиоаппаратура с автопилотом, газогенератор с топливом и механизмы управления рулями. Антенны устанавливались на внешнем корпусе в передней и задней частях ракеты.

Передняя часть корпуса была полностью аналогична ракете В-755; разъемы для установки боевой части и радиовзрывателя, конструкции отсеков были идентичны. Корпус газогенератора стал продолжением центрального тела. К заднему торцу этого газогенератора крепился конус. Центральное тело и обечайка маршевого двигателя соединялись с помощью четырех пилонов.

Маршевая ступень ракеты и ускоритель были связаны между собой стальной фермой. Она крепилась шпильками к конусу. Ускоритель присоединялся к ферме болтами. Они в начальный момент движения срезались, и ускоритель отделялся после окончания его работы.

Ускоритель состоял из РДТТ, четырех стабилизаторов, упорного конуса и хвостового отсека. Он ничем не отличался от установленных на ракетах "семейства" В-750 за исключением узлов сочленения и расцепки с маршевой ступенью.

Камера сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя была образована кольцевым зазором. В его продольном сечении происходило движение воздуха и продуктов сгорания. Это сечение спрофилировали в полном соответствии с газодинамическим расчетом двигателя и полученными при испытаниях моделей данными. В передней части протока образовывался диффузор для входа с минимальными потерями сверхзвукового потока воздуха. В этом же месте предусмотрели отвод пограничного слоя через специальные отверстия. Далее он отводится через полости в пилонах на наружную поверхность внешнего корпуса ракеты сквозь специальные обтекатели.

Примерно в середине канала двигателя происходило смешение с воздухом продуктов сгорания (содержавших значительное количество несгоревшего малом). Они поступали из газогенератора через расположенные под углом от 70 до 80 градусов к продольной оси ракеты щелевые отверстия.
Количество отверстий являлось различным и составляло в зависимости от состава применявшегося топлива от 20 до 26. Далее, получившийся в процессе догорания газ через сопло, образованное двумя коническими поверхностями, выбрасывался из ракеты.

В конструкции использовались магниевые и алюминиевые сплавы с защитными покрытиями. Они обеспечивали заданные сроки хранения ракеты и ее частей в складских и полевых условиях. Части корпуса и крылья, которые подвергались в полете аэродинамическому нагреву, имели теплозащитные покрытия.

Корпус, включая стыки отсеков и люки, защищался от проникновения влаги.

При разработке конструкции корпуса внедрили опыт отработки узлов и отсеков, накопленный на ракете В-755. Так, корпус изготавливался из листового материала с применением различных видов сварки.
Конструкция и технология изготовления отдельных частей обеспечивали полную взаимозаменяемость отсеков и других элементов. Каждую часть выполняли в виде технологически законченного изделия.

Для изготовления различных частей корпуса ракеты, крыльев и рулей применялись крупногабаритное литье и штамповка. Все это вместе взятое позволило значительно сократить число деталей и удешевить производство.

Ракета 17Д из-за наличия в ее составе комбинированного ракетно-прямоточного двигателя по своей форме и компоновке значительно отличалась от всех ракет "семейства" В-750. Но для нее подошли все "старые" наземные средства. Пусковые установки минимально доработали.

Испытания

Испытания проводили в три основных этапа - баллистические (или бросковые), автономные и в замкнутом контуре управления.

Последовательно осуществлялась проверка основных принципов проектирования, данные для доводки ракеты и всей системы в целом.

Для первого этапа испытаний в конце 1959 года было специально подготовлено три макетных образца ракеты 17Д с не полностью снаряженным газогенератором маршевого двигателя и максимально упрощенным бортовым оборудованием. Образцы представляли собой по существу летающую лабораторию. У них отсутствовали рули и дестабилизаторы. Внутри ракеты располагалось множество разнообразных датчиков, измерявших давление и температуру в контуре маршевого двигателя. Стартовая масса около 2200 кг.

В процессе пусков определялись характеристики воздухозаборников маршевого двигателя с различными площадями входа, производилась оценка его работоспособности, исследовались процессы старта ракеты и разделения ее ступеней.

Для плавного разделения ступеней предусмотрели запуск газогенератора маршевого двигателя по команде за 0,2-0,7 сек. до окончания его работы. Его установили на ускорителе.

Первый пуск состоялся 23 января 1960 г. с неподвижной пусковой установки под углом возвышения 40 градусов. После окончания работы ускорителя и его отделения маршевый двигатель запустился и разогнал ракету со скорости 560 м/сек до 690 м/сек. Дальность - около 23 км.

Столь же успешным был и второй пуск. Во время третьего через несколько секунд после начала работы маршевого двигателя произошел помпаж. Причиной оказалось то, что установили воздухозаборник с большей площадью входного сечения.

С четвертого пуска 22 апреля 1960 года начался автономный этап испытаний. Определялись величины уходов ракеты от направления пуска к моменту начала радиоуправления, качество стабилизации автопилотом, осуществлялась проверка надежности работы бортовой аппаратуры и так далее.

По решению генерального конструктора 10 пусков из этой серии должны были производиться в замкнутом контуре управления (то есть в заданную точку пространства по условной цели) для оценки функционирования всей системы (комплекс-ракета) и получения необходимых режимов полета (по скорости и углам атаки, сопутствующим реальному процессу перехвата воздушной цели) для оценки качества стабилизации автопилотом. Во время этих пусков уточнялись аэродинамические характеристики ракеты и проверялась работа в условиях реального нагружения ракеты в процессе полета.

Были обнаружены резкие изменения аэродинамических характеристик ракеты при достижении ею углов атаки свыше 7-10 градусов. Это являлось следствием срыва пограничного слоя перед воздухозаборником. Какое-либо управление и стабилизация полета ракеты при этом становились практически невозможными.
Одной из мер борьбы с этим явлением, которая была предусмотрена еще на начальных этапах работ, стало удаление ("слив") пограничного слоя через специальные обтекатели на внешнем контуре ракеты. Впервые новшество предприняли на двадцать втором пуске 17Д 24 июня 1961 года.

"Слив" пограничного слоя позволил отодвинуть наступление срывных явлений до углов атаки 12-12,5 градуса.

Как показали продувки моделей при отводе пограничнoro слоя через специальные полости в крыльях (а не через обтекатели), эта величина составляла не менее 14 градусов, уже вполне достаточная для четкой управляемости ракеты.

С весны 1961-го для газогенератора маршевого двигателя использовали другое топливо с лучшей энергетикой и стабильностью характеристик при различных температурах, большей взрывобезопасностью и более простой технологией изготовления. Приняли дополнительные меры По теплозащите двигательной установки.

Летом того же года на ракете установили более мощный ускоритель, что позволило увеличить скорость ее разгона перед запуском маршевого двигателя.
Стартовая масса ракет с полностью снаряженными двигателями составляла 2635-3045 кг. Столь заметное расхождение связывалось с тем, что в период испытаний как конструкция раке та, так и ее оборудование непрерывно дорабатывались. Максимальная скорость полета ракеты, которая была получена при испытаниях, составила М=3,7. Дальность активного участка ее полета достигала 40 км при средней скорости 820-860 м/сек. Максимальная высота активного полета -23 км.

Состояние
Испытания ракеты 17Д проводились до лета 1962 года. Еще задолго до момента их завершения стало ясно, что созданная принципиально новая двигательная установка имеет значительные резервы как по энергетическим, так и по массовым характеристикам. Вместе с тем, в ОКБ-2 уже находились новые проекты зенитных ракет с ракетно-прямоточными двигателями. О ракете 22Д читайте в следующем материале.

Однако данные ракеты так и не оказались востребованными военными.

Проекции


Подробнее о проекциях ЗУР 17Д © Крылья Родины

Источники
В. Коровин. 17Д - боевая лаборатория. КРЫЛЬЯ РОДИНЫ №1, 1994 год
 
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru