Камера двигателя 8Д719
Двигатель 8Д719 предназначен для верхних ступеней космических ракет. Разрабатывался в период 1958-1962 гг. и в настоящее время находится в производстве.
Двигатель 8Д719 однокамерный. В двигательную установку (рис. 3-3) входят: камера, турбонасосный агрегат, газогенератор, пороховой стартер турбины, агрегаты системы автоматики, рама, узлы и детали общей сборки.
Рисунок 3-3
Кроме того, в состав двигателя входят агрегаты наддува: испаритель для испарения и нагрева жидкого кислорода до t = 165°C, наддувающего бак окислителя, и смеситель, в котором образуется парогаз, используемый для наддува бака горючего. Парогаз образуется при смешении газов, отбираемых после турбины, с впрыскиваемым в смеситель горючим. Температура парогаза на выходе из смесителя t = 300°C.
Отработанный газ после турбины ТНА поступает в газовые дроссели, которые распределяют газ между неподвижными рулевыми соплами, таким путём обеспечивается стабилизация ступени ракеты в полёте.
Тяга двигателя в пустоте с учётом тяги рулевых сопел составляет 5,56 тс. Удельная тяга двигателя в пустоте с учётом расхода топлива на привод турбины 323,5 сек. Сухая масса двигателя 121 кг.
Основные параметры камеры
тяга, тс:
|
|
– в пустоте
|
5,45
|
топливо:
|
|
– окислитель
|
ЖК
|
– горючее
|
Т-1
|
секундный расход, кг/с:
|
|
– окислителя
|
11,493
|
– горючего
|
4,955
|
весовое соотношение компонентов топлива
|
2,32
|
коэффициент избытка окислителя
|
0,69
|
давление газов, ата:
|
|
– в камере сгорания
|
51
|
– в выходном сечении сопла
|
0,054
|
удельная тяга, сек:
|
|
– в пустоте
|
331,3
|
удельный импульс давления, сек
|
172,8
|
относительная расходонапряжённость сечения у головки, г/(с·см2·ата)
|
1,26
|
объём камеры сгорания, л
|
6,5
|
литровая тяга, кгс/л
|
940
|
коэффициент полноты удельного импульса давления с учётом потерь на внутреннее охлаждение
|
0,964
|
коэффициент полноты удельной тяги
|
0,913
|
масса камеры, кг
|
|
В качестве камеры двигателя 8Д719 использована камера двигателя 11Д55, которая удовлетворяла заданным на двигатель техническим требованиям при Pк = 51 ата.
Имеющиеся конструктивные отличия связаны с различными компоновками двигателей и касаются только узлов крепления. Различие в основных параметрах камеры сопровождаются изменениями в режимах работы систем смесеобразования и охлаждения.
Рама и узлы крепления
Однокамерный двигатель 8Д.719 с боковым расположением ТНА (оси камеры и ТНА параллельны между собой) снабжен шестистержневой сварной рамой, стержни которой образуют правильную трехгранную пирамиду (см. рис. 3-4).
Рисунок 3-4
Вершиной этой пирамиды является кронштейн, который представляет собой штампованный треугольник и образует с цилиндрической частью камеры единый жесткий коробчатый сварной элемент. Соединение трех боковых стержней рамы с кронштейном осуществляется с помощью шесги штифтов.
Центровка камеры относительно рамы обеспечивается тремя вилками, приваренными к закритической части сопла, которые фиксируют положение сопла относительно нижнего основания рамы в радиальном направлении, не препятствуя осевым перемещениям при термическом расширении камеры.
По результатам статических испытаний запас прочности рамы не менее 2,87. Вес рамы составляет 6 кг.
Система смесеобразования
Система смесеобразования та же, что и на двигателе 11Д55 (см. рис. 3-2). Но при данном режиме работы камеры расходы компонентов через форсунку и перепады давления на форсунках составляют:
Таблица 3-2
по полости окислителя
|
GФ.О. = 126,3 г/с
|
PФ.О. = 2,4 ат
|
по полости горючего
|
GФ.Г. = 48,1 г/с
|
PФ.Г. = 3,5 ат
| Система охлаждения
Так как конструктивные параметры двигателей 8Д719 и 11Д55 одинаковы, а режимы работы различные, то соответственно различаются и параметры системы охлаждения.
На рис. 3-5 приведены результаты расчета системы охлаждения камеры двигателя 8Д719.
Рисунок 3-5
Расчет выполнен для варианта камеры с длинной бронзовой вставкой в области критического сечения L = 72 мм и косых гофров на входном участке сопла за поясом завесы.
При работе камеры на номинальном режиме расход горючего на завесу составляет
3,5%. Подогрев керосина в охлаждающем тракте камеры сгорания и сопла составляет t = 109°C. Скорость горючего в критическом сечении WОХЛ = 21,1 м/с. Температуры стенки в критическом сечении со стороны газа TСТ.Г. = 616°K, со стороны жидкости TСТ.Ж. = 564°K (см. соответствующие данные по двигателю 11Д55).
Суммарные гидравлические потери в охлаждающем тракте составляют 18 ат.
|
Скачать 0.87 Mb.