- РДК-3 - увеличенная версия РДК-2 - РДК-3М с двумя топливными шашками - РДК-3ММ с тремя шашками Все варианты были сделаны, и испытаны. Испытания прошли успешно.
Собственно о РДК-3 рассказывать особенно нечего. Это увеличенная до класса F-57
версия двигателя
РДК-2
с доведенным до 120,4с расчетным удельным импульсом, рис.1. Отмечу только, что при летных испытаниях он показал отменные результаты.
Достаточно сказать, что легкая ракета "ФЕНИКС-2"
была выведена на высоту порядка расчетной, около 800м, и, поскольку система спасения сработала штатно,
где-то в апогее, пришлось отмерить около 2км за снесенной ветром ракетой.
Движок мне очень понравился.
РДК-3М и РДК-3ММ отличаются только количеством топливных шашек. Поэтому РДК-3М мы рассматривать не будем.
Первый запуск двигателя РДК-3ММ хоть и был успешным, но не слишком убедительным.
Однако последующие испытания показали его высочайшие характеристики. Двигатель конструктивно более
сложный, более нагруженный в работе, поэтому требует более ответственного подхода при сборке.
Если все сделано тщательно, результат получается великолепным. Двигатель РДК-3ММ, см. Рис.2 -
это самый продвинутый в ряду моторов 3-ей серии и самый перспективный.
Схема одноразовая, но в ней уже применены и отработаны элементы многоразовых перезаряжаемых моторов.
Форсированный мотор РДК-3ф сейчас стал моим основным рабочим мотором, поскольку показал действительно приличные результаты. Однако для неопытного ракетчика рекомендую для начала РДК-3ММ. Он не так требователен к качеству сборки. Далее речь пойдет в-основном о двигателе РДК-3ММ. Там, где это необходимо буду указывать отличия для форсированного варианта РДК-3ф.
Конструктивно РДК-3ММ это прямое продолжение двигателя РДК-2, что позволяет заметно упростить описание конструкции. В тоже время, есть и принципиальное отличие - это заряд, выполненый в виде топливных шашек сорбитовой карамели, что требует отдельного разговора. Итак, по порядку.
Изготовление корпуса РДК-3ММ аналогично изготовлению корпуса РДК-1. Однако, есть одна особенность. Прежде чем вертеть корпус на оправке, необходимо предусмотреть наличие тепловой защиты между топливными шашками и корпусом. Поэтому, на оправку, диаметром 20мм, на силикатном клею сначала наматывается полоса от листа А4, шириной 105мм и длиной во весь лист. Получаем трубку, которая и будет выполнять роль тепловой защиты корпуса. 
Поначалу для двигателя сопла делались по той же простой технологи, что и в проекте РК-2. Этого было достаточно для нормальной работы движка. Однако, когда встал вопрос проведения некоторых исследований с целью оптимизации формы и характеристик, подбора материалов, стало понятно, что необходима более совершенная технология изготовления. Для этого была проведена модернизация процесса изготовления керамического сопла для двигателя РДК-3. На мой взгляд, довольно удачная. Размеры и форма получаемых по новой методе сопел довольно строго соответствуют заданным, что позволяет проводить некоторые сравнения и делать более строгие выводы о качестве не только сопла, но и мотора в целом. Напомню, что новые сопла имеют уменьшенную критику с 5 до 4.5мм и большее расширение 10, и применяются для форсированного варианта РДК-3ф. 
Топливо - стандартная сорбитовая карамель: 65% KNO3 + 35% Сорбита. Хотя у меня прекрасно отработал экспериментальный двигатель на скрепленном заряде, все таки решил перейти на топливные шашки. Кроме большей безопасности, это дает более спокойные характеристики по давлению, снимает ограничения по длине двигателя, в перспективе, возможно, позволит перейти к многоразовым перезаряжаемым движкам. После многочисленных экспериментов пришел к очень интересному выводу - чем проще технология, тем лучше результат. Тем не менее, всякие варианты механических доработок и подгонок, которые предлагаются некоторыми ракетчиками, были сразу отвергнуты. Никаких рашпилей и сверл - для меня это была аксиома. Шашка должна отливаться так, чтобы топливо в ней сразу имело нужную форму и размер. Оказалось, это довольно легко достижимо и даже без сложной оснастки. 
Сначала делаем заготовки бронировок. Они и будут формами для отливки. Для этого их надо
аккуратно намотать из трех слоев офисной бумаги на силикатном клею. Высота заготовки 42мм (46мм для РДК-3ф).
Оправку подбираем так, чтобы готовая бронировка имела внешний диаметр 20мм. Диаметр оправки получается где-то 19,3мм.
Чтобы внешний диаметр бронировки был строго нужного размера, независимо от бумаги и клея, применяем
способ прогонки через внешнюю оправку (или притирку).
Для этого свеженамотанную заготовку, не снимая с основной оправки, аккуратно с вращением
вставляем во внешнюю оправку, в качестве которой очень здорово подходит отрезок от дюймовой полипропиленовой трубы для
холодной воды. Да, это именно та труба, из которой делался
корпус "ВИКИНГА".
Её внутренний диаметр строго 20мм.
Операция прогонки позволяет получить заготовку с очень плотной стенкой и точным диаметром, что для бронировки
очень важно.
Теперь нам нужны две фторопластовые шайбы толщиной 5мм для формирования торцов и шпилька М8
для формирования канала. Шайбы должны плотно вставляться в заготовки бронировок, а шпилька
должна плотно входить в отверстия шайб. Поэтому шайбы лучше сделать на токарном станке, но можно
и на дрели, что конечно потребует определенной сноровки. Шайбы допустимо делать из других
материалов, даже выпилить из фанеры, но это, согласитесь, как-то уже не соответствует уровню проекта.
С фторопластом все значительно качественнее и проще.
Систему формирования дополним парой металлических шайб и подходящей трубкой,
для выпрессовки шпильки из топливной шашки. Эта технология заимствована из РДК-2.
Приступаем к зарядке. В заготовку бронировки вставляем нижнюю фторопластовую шайбу,
совсем слегка смазанную подсолнечным маслом, и закладываем расплавленное топливо.
Учтите, что если шайба не фторопластовая, лучше проложить ее тонким полиэтиленом,
во-избежание прилипания топлива. Заливку топлива производим до уровня, когда до верхнего края
бронировки останется 5мм. Закрываем заготовку сверху второй фторопластовой шайбой. Теперь
в отверстие шайбы вертикально вставляем шпильку, тоже смазанную маслом. Для того, чтобы вытесненному
шпилькой топливу было куда деться,
подкладываем снизу под бронировку подходящий предмет с отверстием, например, гайку большого диаметра.
В процессе вставки шпильки придерживаем верхнюю шайбу, дабы ее не выдавило. Шпилька должна слегка
выйти за пределы нижней шайбы. После этого сильно нажимаем на верхнюю шайбу, подпрессовывая топливо в бронировке.
В таком виде оставляем сохнуть.
Шпильку можно вынимать уже через 6 часов сушки. Она вытаскивается довольно легко.
Если же шашка сохла дольше, то шпилька может упереться. Тогда применяем способ выпрессовки как в
двигателе предыдущего проекта РДК-2. Надеваем со стороны резьбы трубку, ограниченную двумя
металлическими шайбами, и накручиваем гайку. По мере накрутки гайка выдавит шпильку.
В результате получаем очень аккуратную отливку. Осталось только убрать
выступающие края бронировки. Это делается с помощью лезвия и монетки подходящего диаметра.
Остается небольшой выступ для укладки шайбочки вторичного воспламенителя и стыковки соседних шашек.
Для двигателя РДК-3ММ делаем 3 шашки. Вес топлива в шашке получается в районе 14.5-15.0г (16.3-16.7г для РДК-3Ф).
Для быстрого выхода на режим ракетному двигателю необходимо произвести одновременное зажигание по всей рабочей поверхности топливных шашек. Для этого применяется методика, предложенная Serge_77. Шайбочки из пропитанной вторичным воспламенительным составом марли (см. технологию изготовления) прокладываются между топливными шашками, а жгут из вторичного воспламенителя вставляется в центральный канал. Вместо жгута можно вложить пару полосок или 2-3 куска стопина из воспламенительного состава. Для вырезки шайб лучше всего применить высечки из стальных трубок нужного диаметра (т.е. 19 и 7 мм) с заточенной с одного торца кромкой. 
Заглушка такая же, как в РДК-2. Даже проще. Это просто деревянный цилиндр 20х19 мм (20х20 для РДК-3ф). Если применяется пиротехническое замедление, то делается осевое отверстие 2.5-3.0 мм, в которое вставляется стопин из вторичного воспламенительного состава. Длину стопина подбираем так, чтобы он выступал с обоих сторон на 5-7мм. Со стороны, которая будет контачить с топливом, стопин загибается к стенке заглушки и фиксируется нитроклеем. 
Все компоненты мотора подготовлены. Приступаем к сборке. Сначала в термозащитную трубку вставляем шашки, прокладывая их шайбами с воспламенителем. Со стороны сопла шайбу, как показал опыт, надо установить тоже. Со стороны заглушки укладывается шайба без центрального отверстия. При сборке кромки бронировок промазываем клеем "Poxipol" или термостойким герметиком для дополнительной тепловой защиты в местах стыка шашек. В канал вставляем жгут воспламенителя. Получается топливный блок. Лишнюю длину теплозащитной трубки обрезаем. 
Блок вставляем в корпус двигателя и впритык к нему вклеиваем сопло, промазав клеем "Poxipol" обе поверхности - сопла и корпуса. При этом стык топливного блока и сопла автоматически проклеится выступившими излишками клея. (Для РДК-3ф дополнительно промазыаем фиксирующие отверстия в корпусе, чтобы они были полностью заполнены клеем). Теперь оформляем верхнюю часть движка. Поскольку заглушка у нас нетермостойкая, то защищать ее будем так же, как и раньше, трассером. Вклейка шашки-трассера процедура достаточно тонкая, ошибок не прощает, поэтому проще сделать по аналогии с РДК-2 заливку топлива прямо в корпус движка. Сделав разметку на 25мм от топливной шашки, заливаем топливо. Для защиты корпуса при заливке удобно использовать кусок пластиковой гильзы 12-го калибра. Пока топливо не остыло, устанавливаем заглушку на "Poxipol" или эпоксидку. Заглушка плотно с усилием сажается на топливо. Дополнительно промазыаем фиксирующие отверстия, чтобы они были заполнены клеем.
В выступающей над заглушкой части корпуса организуем, если надо, мортирку с
вышибным зарядом, так же, как и в РДК-2.
На этом сборка двигателя завершается. Остается выждать, пока застынет трассер и
подсохнут все клеевые соединения. Неплохо подписать на движке его основные параметры.
Вот основные характеристики двигателя РДК-3ММ, рассчитанные программой SRM :
Тяга, Kn, давление
Класс F67, т.е. средняя расчетная тяга такого движка около 7кг. Расчетный удельный импульс 121,5с. Таким образом, двигатель полностью удовлетворяет требованиям, которые были выдвинуты для движков ракетного проекта РК-3. Профиль тяги практически нейтрален, что позволило при очень приличных тяговых характеристиках получить давление в камере не более 28 атмосфер. Согласно программе EzAlt такой мотор спокойно выводит достаточно большую ракету с диаметром миделя 41мм и весом 250г на высоту более 600м. То, что нужно в рамках данного проекта. Должен оговориться, реальные характеристики мотора могут заметно отличаться от расчетных (~10%). Поэтому расчетными данными надо пользоваться с известной долей осторожности.
Эксперимент.
Расчет это конечно здорово, но всегда хочется знать реальные возможности своих моторов. С этой целью в конце-концов сделал несложный тягоизмерительный стенд. К этому моменту в производстве у меня стоит уже только РДК-3ф с новым соплом. Для него и привожу результаты испытания от 25.01.2009: - максимальная тяга 69 Н - полный импульс 56 Н*сек - удельный импульс 119 сек - класс мотора F53 Экспериментальные данные, естественно, оказались не таким радужными, как расчетные. Тем не менее, основная интегральная характеристика полного импульса практически та же. Да и удельный импульс вполне достойный.
На закуску хочу представить результаты послеполетной ревизии отработавших движков. Для осмотра корпуса были аккуратно распилены вдоль. Очевидно, что корпус РДК-3 откровенно поучаствовал в процессе горения.
Остается надеяться, что в основном во время работы трассера. Иначе, думаю, он не выдержал бы давления.
А вот результат ревизии двигателя РДК-3ММ - это бальзам на сердце ракетчика. Обратите внимание, что корпус практически не пострадал и остался девственно белым даже на внутренней поверхности. В основном цела и теплозащитная трубка. Небольшой напряг возник на стыке двух шашек, которые ближе к соплу, но он не критичный, и возможно вызван не очень качественной промазкой стыка шашек. Учтем и на следующих движках проверим.
Вывод очевиден - схема РДК-3ММ работоспособна, надежна и может служить основой для создания ракетного мотора многоразового использования. /10.04.2008 kia-soft/
Деревянная заглушка неплохо справляется со своими обязанностями, но при ее изготовлении нужно добиваться правильной формы, что без специального инструмента невозможно. Заливка трассера в корпус тоже довольно удобна и достаточно надежна, но подразумевает достаточно большой размер трассера для надежного сцепления со стенкой двигателя. При необходимости уменьшения времени замедления до 3-4 секунд возможны проблемы. Изучая вопросы надежности работы трассера-замедлителя при малых временах задержки, пришел к выводу о возможности улучшения и заметного упрощения конструкции двигателя в области трассер-заглушка. При этом решающее значение имело увеличение именно надежности работы замедлительной системы в движке.
Прежде всего, необходим трассер в виде отдельной шашки, имеющей свою бронировку. Тогда
его работа не будет зависеть от деформаций корпуса при нагрузках. Т.е. трассер делаем так же как топливную шашку,
только без канала, сразу задавая нужную длину + запас 4 мм. Для обеспечения полной изоляции верхней поверхности трассера
обязательно делаем выступ бронировки над топливом на 3-5 мм. Далее будет понятно зачем. Бронировку трассера
надо сделать потолще, так чтобы трассер вставлялся в корпус двигателя без дополнительной теплозащиты.
Далее как обычно собирается двигатель и над топливными шашками вставляется трассер. В трассере, в верхней его части,
прямо в топливе по центру заранее высверливаем на глубину 4 мм углубление диаметром Ø3,0-3,2 мм. В корпусе двигателя, как обычно сверлим 5
отверстий диаметром 5 мм на высоте 5-7 мм над трассером. Я это делаю с помощью оправки из пластиковой трубки с
заранее просверленными отверстиями. Затем плотно вставляем подходящий кембрик или термоусадку в
отверстие вверху трассера и заливаем прямо на трассер эпоксидку на высоту 15-20 мм. Смолу надо заливать не доверху, а оставить 4-6 мм
под вышибной заряд. Чтобы смола не выливалась через стопорные отверстия в корпусе, достаточно немного повернуть оправку и
перекрыть их.
После застывания получаем заглушку из эпоксидной смолы. Смола надежно стыкуется с выступающим краем бронировки
трассера и полностью изолирует верхнюю часть трассера от камеры сгорания. Эпоксидка пропитывает и края стопорных отверстий, надежно сцепляясь
с корпусом. Кембрик мы вытаскиваем и получаем канал в заглушке до топливного состава. Теперь можно
засыпать в этот канал дымный порох и обеспечить передачу зажигания от трассера к вышибному заряду без стопина.
Порох надо подтрамбовать и сверху слегка смочить раствором нитропороха в ацетоне или нитроклеем "Моделист". Это
надо для влагоизоляции потому, что сверху на порох накладываем разведенный в воде до сметанообразного состояния спичечный состав.
После высыхания состава получаем надежный запал для вышибного заряда. Нам остается только засыпать сверху
вышибной заряд, прикрыть его картонной прокладкой и залепить скотчем.
Несмотря на длинное, потому что подробное, описание такая технология заметно проще, не требует токарного станка и
изготовления стопина. Надежность такой системы тоже выше. Поэтому движки, сделанные по такой технологии,
получили отдельное обозначение РДК-3ФЭ.
Испытание 04.07.2010 двигателя РДК-3ФЭ на ракете Циклон подтвердило надежность
схемы.
Касательно данной модификации были замечания от коллег, что эпоксидная заглушка с каналом и порохом давно используется многими самодельщиками, ничего нового. Хочу подчеркнуть, что смысл модификации был не просто в упрощении конструкции и технологии, не в разработке чего-то совсем нового, а в повышении НАДЕЖНОСТИ системы пирозамедления. А суть этого повышения кроется в нюансах, на которые стоит обратить внимание. Именно по причине недооценки этих "мелочей" возникают неудачи у многих ракетчиков. Вот они и их назначение: 1) Порох в канале не просто засыпается на трассер, а в углубление 4 мм в топливе. Не просто контакт, а контакт на некотором протяжении. Это надежность передачи зажигания от топлива к пороху. 2) Порох в канале подтрамбовывается и фиксируется сверху каплей нитропороха, исключая разрывы. Это надежность передачи зажигания по каналу. 3) Сверху канала накладывается спичечный состав. Это дополнительная фиксация пороха в канале и источник большого пламени, выступающий внутрь вышибного заряда на некоторую высоту. Это надежность зажигания вышибного заряда, даже при смещении при неплотной засыпке. 4) Другой нюанс не относится к зажиганию, наоборот, к изоляции. Трассер имеет собственную толстую бронировку и полностью отделен от корпуса. Развитый выступ бронировки трассера в верхней части при заливке эпоксидкой напрочь изолирует верхнюю часть трассера. Это исключает незапланированное раннее воспламенение пороха в канале, даже при прорывах горячих газов к заглушке. 5) Еще один нюанс касается точности времени замедления. Канал не высверливается в заглушке, как это обычно делают, а отливается. При этом в трассере заранее отмеряется и контролируется толщина замедляющего слоя топлива. Уменьшается вероятность технологической ошибки времени замедления.
P.S. Очень рекомендую модифицированный вариант мотора РДК-3ФЭ. В нем реализованы результаты многочисленных наблюдений и выводов по работе моторов типа РДК-3ММ с пиросистемой для выброса парашюта. При четком соблюдении всех рекомендаций работа пиросистемы будет очень надежной. К тому же модифицированный вариант проще в реализации. Содержание может корректироваться по мере накопления экспериментальных данных.
***kia-soft.narod.ru
Рулевой двигатель РД0110Р (14Д24). Ракета-носитель "Союз-2-1в"
|
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
russpace.ucoz.ru
Двигатель РДК-2 разработан специально под сорбитовое топливо (сорбитовая карамель). При переходе к движкам больших по размеру и мощности, чем РДК-1(см.статью "Ракета-это просто!"), прессовка порошкового топлива становится довольно трудной задачей, особенно в плане стабильности характеристик и безопасности при работе движка. Топливо на сорбите позволяет избежать этих проблем, хотя и имеет свои особенности, но об этом позже. К тому же сорбитовое топливо, в силу несколько более медленного горения, позволяет сделать полеты зрелищнее.
Тяга
Kn и давление
Проще говоря, такой мотор может затащить 150-граммовую ракету на высоту 400м. Расчетное время набора высоты около 9сек.Такие данные дает программа EzAlt , на практике у меня получилось ~7сек.
Конструктивно РДК-2 похож на РДК-1, поэтому на некоторых аналогичных процессах при изготовлении я не буду задерживаться. Движок одноразовый, но сказать что это недостаток, у меня не поворачивается язык. Дело в том, что одноразовые движки, при определенных условиях, имеют ряд преимуществ перед многоразовыми. При тех же тяговых характеристиках, они проще в производстве, легче, безопаснее. Что же это за условия? На мой взгляд, это, прежде всего, небольшие габариты, технологическая простота изготовления сопла, при сохранении его основных качеств, и несложная, но эффективная система заливки и прессовки топлива. Велосипеда я не изобрел, поскольку керамическое сопло и прессовку топлива придумал не я. Однако, без ложной скромности, скажу, что мне удалось решить эти задачи, применив собственные, по-моему, очень удачные модификации данных технологических процессов. А теперь давайте по порядку.
Изготовление керамического сопла - это отдельная тема, а здесь мы будем считать, что сопло уже готово. Сопло вклеивается в просохший корпус на клею "Термосталь 1400" или "Poxipol". Здесь важно аккуратно промазать обе склеиваемые поверхности - сопла и корпуса. Сопло должно входить в корпус достаточно плотно, так что клей наносится тонким, но сплошным слоем. После промазки сопло сразу вставляется в корпус и оставляется на просушку. Для продолжения работы по сборке движка достаточно полчаса для просушки, в случае указанных клеёв. 
После вклейки сопла можно заряжать движок. Сорбитовое топливо для РДК-2 стандартное: 65% KNO3 + 35% Сорбита. Идею принудительной прессовки я взял у Serge77. Прессовка топлива делается во избежание образования пузырей в топливной шашке и, следовательно, нестабильного горения, а, проще говоря, взрыва. Осуществление данной идеи в моей трактовке претендует на оригинальность, поэтому я остановлюсь на этом подробнее. Закладка и прессовка топлива производится не в отдельных шашках, а непосредственно в корпусе движка. Зарядка движка больше напоминает именно закладку, а не заливку, отсюда и проблемы с пузырями. При закладке топлива важно сохранить в чистоте верхнюю часть корпуса, куда будет вклеиваться заглушка. Для этого делаем бумажную муфту длинной 40мм и внешним диаметром 16мм. Если заметили, длина муфты длиннее расчетной на 2мм. Это необходимо для того, чтобы компенсировать смещение верхней границы топлива при формировании канала. Муфту вставляем в верхнюю часть корпуса и начинаем зарядку. Расплавленное топливо закладываем в двигатель шпателем из алюминиевой проволоки ~3мм или лучинки. Заложив небольшую порцию, трамбуем торцевой частью сверла 4мм, слегка смоченного в подсолнечном масле. Продолжаем процесс до уровня, когда уже начинается муфта. Вынимаем муфту и сразу, пока топливо горячее, приступаем к формированию канала и прессовке.
Система прессовки состоит из :
1) Длинной, где-то на 250мм, струбцины.
2) Шпильки М6 длиной 150 мм. Участок без резьбы должен быть длиной 100мм, диаметром 5,0-5,3мм и заостренный на торце.
3) Цилиндра-поршня длиной 65мм и внешним диаметром 16мм и осевым отверстием ~5,5мм. Поршень должен свободно,
но без сильных люфтов, ходить по шпильке. Кроме того, он
должен с легким трением входить в корпус двигателя и иметь ровный торец. Лучше чтобы поршень был металлическим.
4) Ну, и в дополнение к системе нужна гайка М6, ключ под нее, доп. металлическая трубка длинной 30-35мм.
Сначала смазываем гладкую часть шпильки и рабочий торец поршня маслом, можно подсолнечным.
Затем вставляем цилиндр в корпус до упора в топливо, соответственно ровным торцом к топливу. Теперь шпильку
вставляем в отверстие цилиндра и продавливаем в топливо до упора в сопло. Шпилька, ориентируемая цилиндром,
идет ровно и четко по центру фиксируется критикой сопла, образуя строго осевой канал горения.
Накидываем на внешнюю резьбовую часть шпильки гайку и поджимаем шпильку к соплу струбциной.
Поджимаем плотно, но осторожно, чтобы не повредить сопло. Корпус и шпилька в струбцине составляют
жесткую систему, поэтому, если мы теперь будем поджимать цилиндр-поршень гайкой, мы, таким образом, создадим
винтовой пресс, который очень качественно запрессует топливо. Гайку поджимаем достаточно плотно, но,
опять-таки, фанатизма не надо. В таком виде оставляем конструкцию в покое не менее 6 часов.
К этому времени топливо достаточно затвердеет и можно приступать к разборке системы. Для начала, естественно,
вынимаем сборку из струбцины. Вытащить шпильку руками не удастся, несмотря на смазку, но этого и не требуется.
Поскольку струбцина теперь не удерживает шпильку, а топливо, наоборот, намертво схватилось с корпусом,
то, если мы теперь продолжим поджимать гайку, мы, таким образом, выпрессуем шпильку из застывшей горючки.
Когда гайка упрется в конец резьбы, мы вставляем между гайкой и цилиндром дополнительный цилиндрик,
и продолжаем выпрессовку шпильки до полного освобождения. После такой процедуры топливный блок получается
практически идеальной формы с идеально ровным каналом. Очевидно, что система работает так, что растрескиваний топливного
блока быть практически не может. В случае если топливо забило критику сопла, надо
прочистить его несильно нагретым (~120-160 градусов) металлическим стержнем подходящего диаметра.
Не вздумайте высверливать - обязательно попортите сопло.
Для окончательной формировки топливного блока нам остается только сформировать участок "трассера", т.е. участок топлива без канала. Его функция визуализировать траекторию, защитить деревянную заглушку от прогара и сыграть роль замедлителя для системы спасения (~7сек). Но прежде чем формировать трассер, необходимо поместить в канал две полоски вторичного воспламенительного состава шириной 3,5-4,0мм и длиной 55мм. Без этой операции двигатель может слишком долго набирать обороты и даже есть вероятность перехода к торцевому горению с соответствующими последствиями. Можно, наверное, вставить стопин из такого состава после сборки со стороны сопла, но это проблематично из-за небольшой площади критического сечения. К тому же, полоски предотвращают попадание топлива в канал при формировании трассера. Итак, вторичный состав вложили, вставляем укороченную до 20мм защитную муфту, и закладываем топливо для трассера длиной 18мм. Вынимаем муфту и сразу вставляем сверху заглушку, смазав ее боковую поверхность силикатным клеем, подпрессовываем ее подходящим стержнем и фиксируем перетяжкой. Конечно, необходимо чтобы к этому моменту заглушка уже была подготовлена.
Мотор практически готов. Осталось только подогнать его диаметр к диаметру фюзеляжа ракеты и продумать систему фиксации и уплотнения, дабы вышибло и именно парашют, а не сам мотор. Я объединил эти проблемы, поскольку решение их в РК-2 связаны. На корпусе двигателя делаем два кольца из ватмана на силикатном клею шириной по 15-20мм с таким расчетом, чтобы с ними двигатель с легким трением, но плотно входил в фюзеляж. Теперь достаточно в нижней части фюзеляжа вкрутить короткий ~5мм винтик М4, упираясь в который кольцом движок не вылетит. Стопорить следует нижней кромкой нижнего кольца, поскольку между кольцами будет находиться система уплотнения, предотвращающая прорыв газов от вышибного заряда.
С уплотнением пришлось поломать голову, но результат получился довольно изящным и оригинальным,
по крайней мере, аналогов я не встречал. Проблема в том, что если мы сделаем хороший сальник из
резинового кольца диаметром 20 мм и толщиной резинки 1,5-2,0мм (не помню для чего, продаются в автозапчастях),
как это обычно делают - в пазу корпуса, то мы не сможем вставить мотор в фюзеляж. Смазку применять в случае
бумажной прокладки в фюзеляже и бумажного корпуса движка невозможно. Поэтому мы вставляем сальник
не в паз, а между уплотнительными кольцами, расстояние между которыми ~40мм. Сдвигаем его впритык к верхнему,
тогда при вставке движка в фюзеляж кольцо будет работать как подшипник, перекатываясь по мере запихивания движка
к нижнему кольцу, не теряя при этом своих уплотнительных свойств. Более того, если рядом с нижним кольцом
наклеить еще намотку из пары слоев бумаги, т.е. ступенечку, то, накатившись на нее, кольцо наглухо перекроет
зазор между движком и фюзеляжем. И никакой смазки! Движок вставляется и вытаскивается очень легко, а утечка
газов отсутствует напрочь /26.11.2007 kia-soft/.
Вот и все. Осталось установить мотор на
ракету и вперед!
/26.11.2007 kia-soft/
P.S. Содержание может корректироваться по мере накопления экспериментальных данных.
P.P.S. Со временем мне удалось сильно упростить технологию сборки мотора 2-ой серии. Если конструкция РДК-2 вам кажется сложной, рекомендую посмотреть двигатель РДК-2У.
***kia-soft.narod.ru
Рис. 1. Схема двухкомпонентного ЖРД1 — магистраль горючего2 — магистраль окислителя3 — насос горючего4 — насос окислителя5 — турбина6 — газогенератор7 — клапан газогенератора (горючее)8 — клапан газогенератора (окислитель)9 — главный клапан горючего10 — главный клапан окислителя11 — выхлоп турбины12 — форсуночная головка13 — камера сгорания14 — сопло Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.
Турбонасосный агрегат (ТНА) ЖРД-ракеты Фау-2 в разрезе. Ротор турбины посредине. Роторы насосов по бокам от него Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания, — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например в двигательных установках ракет-носителей.
На рис. 1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20 К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего, для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
Вытеснительная система. При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9, 10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки — прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10—15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля «Аполлон» — служебной (тяга 9760 кгс), посадочной (тяга 4760 кгс), и взлётной (тяга 1950 кгс).
Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) Главное требование, предъявляемое к форсункам — максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.Через форсуночную головку двигателя F-1, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами. За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо — это потеря тяги и удельного импульса. Решение этой проблемы достигается рядом мер:
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда — свыше 3000 К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются — охлаждение и теплозащита[5].
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой[неизвестный термин]. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД-ракеты «Титан I» Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.
Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной», если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым» методом проточного охлаждения.
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто прогорала в этих зонах с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 «Зенит», РН 11К25 «Энергия»), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана, которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой[неизвестный термин] (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» — занавеска) — это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в небольших ЖРД, с тягой до 10 т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля «Аполлон».
Запуск ЖРД — ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например гептил/азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми (например кислород/керосин), необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь — это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 1 — позиции 7, 8, 9 и 10).
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Кислород | Керосин | 1,036 | 3755 | 335 |
| Кислород | Несимметричный диметилгидразин | 0,9915 | 3670 | 344 |
| Кислород | Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 |
| Кислород | Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Тетраоксид диазота | Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 |
| Тетраоксид диазота | Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Фтор | Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 |
| Фтор | Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:
org-wikipediya.ru
