НАДЕЖНОСТЬ ДВИГАТЕЛЕЙ

Основное назначение двигателей ЛА — создание тяги, обеспечивающей требуемый режим полета. Двигатели могут быть использованы на ЛА также для управления полетом по заданной программе, стабилизации на расчетной траектории (например, в си­стемах ориентации, торможения при разделении ступеней ракеты или при спуске возвращаемого космического аппарата и т. п.).

Рассмотрим в данном параграфе надежность только жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), весьма широко применяющихся на современных ЛА.

Отказами ЖРД являются незапуск или невыключение по коман­де, разрушение и недопустимые отклонения тяги от расчетного зна-

чения. В некоторых типах ЛА, например в баллистических ракетах и ракетах-носителях, секундный расход топлива оказывает боль­шое влияние на массовые характеристики ЛА, от которых сущест­венно зависит успех выполнения задачи. В этом случае целесооб­разно наряду с тягой как основным параметром состояния двигав теля вводить в рассмотрение в качестве параметра состояния секундный расход топлива. Но следует учесть зависимость тяги от секундного расхода.

С точки зрения структурной надежности чаще всего ЖРД пред­ставляет собой нерезервированную невосстанавливаемую систему. На рис. 3.2 в качестве примера изображены пневмогидравлическая схема двигателя ступени «Аджена» ракеты-носителя [66] и соответ — ствующлн ей ССИ, где число однотипных элементов указано над их обозначением. Следует отметить, что наличие двух пиростартеров не означает резервирования; оно обусловлено двукратным запуском двигателя в полете. Пироклапан обеспечивает продувку с целью уменьшения остаточного расхода окислителя при выключении дви­гателя, т. е. снижения импульса тяги последействия. Поэтому его отказ можно отнести к категории частичных. В данном дви­гателе для надежного запуска есть специальные электрические це­пи безопасности, осуществляющие выключение двигателя в случаях превышения номинальных оборотов турбины, падения давления в камере сгорания или задержки запуска.

Важнейшая особенность ЖРД как сложной системы — тесная взаимосвязь элементов в процессе функционирования, а следова­тельно, взаимозависимость их отказов. Поэтому расчет надежности на основе ССН дает лишь ориентировочное представление о струк­турной надежности двигателя. Более объективную оценку можно получить статистическим моделированием процесса функциониро­вания ЖРД с имитацией отказов элементов, однако для этого тре­буются большие затраты машинного времени. Для прикидочного расчета структурной надежности можно использовать значения ин­тенсивности отказов элементов, которые находят эксперименталь­но. Необходимо иметь в виду, что двигательные установки ЛА обычно существенно отличаются друг от друга по конструкции и подвергаются испытаниям в крайне ограниченном числе. Поэтому оценки интенсивности отказов их элементов имеют значительную дисперсию.

Резервирование в двигателях сопряжено чаще всего со значи­тельным усложнением конструкции и увеличением веса, а потому оно имеет ограниченное применение. Наиболее просто могут быть резервированы элементы автоматики, например пусковые устройст­ва. Резервировать же такие элементы, как турбонасосный агрегат, чрезвычайно затруднительно и нерационально.

В двигательных установках тяжелых ракет-носителей применя­ют резервирование отдельных блоков. Так, двигательная установка первой ступени ракеты «Сатурн» состоит из восьми блоков, питае­мых компонентами топлива из общих баков. При нормальной рабо­те функционируют все блоки, а в аварийной ситуации один или два из них могут быть выключены без ущерба выполнению задачи. Если бы отказы любого блока из восьми были недопустимы, то надеж­ность двигательной установки составляла бы 0,75; нахождение двух блоков в «горячем» резерве повышает ее до 0,965 [15]. Очевидно, что для обнаружения неисправности и отключения отказавшего блока необходимо иметь специальную систему защиты, которая должна непрерывно измерять параметры двигательной установки, сравнивать их с заданными значениями и при недопустимых откло­нениях производить переключения. К числу таких параметров сле­дует прежде всего отнести давление и температуру в камере сгора­ния, газогенераторе и т. п.

Если в случае отказа одного из блоков не предусматривают
форсирование остальных по тяге, то отказ снижает тяговооружен — ность ЛА и увеличивает время работы двигательной установки.

Наряду с резервированием одним из эффективных средств по­вышения надежности двигателей является упрощение их конструк­ции. Такая тенденция заметна на примере ряда ЛА. Так, в двига­тельной установке МА-3 ракеты «Атлас-Е» на 15% меньше дета­лей, чем в двигательной установке МА-2 ракеты «Атлас-Д». Прототипом двигателя Н-1 ракеты «Сатурн» был двигатель S-ЗД. Упрощением схемы запуска, установкой турбонасосного агрегата непосредственно на камеру двигателя и другими мерами удалось сократить общее число деталей более чем в десять раз [16]. При заданной надежности камеры двигателя с меньшей тягой легче от­работать. Это одно из преимуществ многокамерных двигателей.

Параметрическую надежность ЖРД определяют по результатам статистического моделирования процесса взаимосвязанного функ­ционирования всех агрегатов ЖРД в условияжслучайных возмуще­ний. В качестве математической модели можно принять систему линеаризованных уравнений [15]

«;=2 4«,.; 7=1,2…………… т,

і=і ‘

где Zj — выходной параметр /-го агрегата; Хі — возмущающий па­раметр; а^{ — коэффициент влияния возмущения 6Х{ на рассмат­риваемый выходной параметр Zj; lj — число возмущений в /-м урав­нении; т — число уравнений.

Символ 8 указывает на то, что рассматривают величину bXt — = ДX-Jmx. или bZj=hZj/mzj центрированного случайного откло­нения Х[ или AZy-, отнесенного к соответствующему номинально­му значению (математическому ожиданию тхг или mzj)- Уравнениями (3.12) являются:

для камеры двигателя — зависимость давления рк в камере дви­гателя от секундных расходов т0к, тТ компонентов топлива, по­ступающих в камеру, их температуры Гок и Тг, а также площади Акр критического сечения сопла: рк=рк(пгйк, m’r, Т0к, Тг, FKр);

для насосов — зависимости соответственно давления рнок (Рнг), создаваемого насосом окислителя (горючего), от секундного расхо­да Шок (гпг) через насос, числа оборотов п, плотности компонента рок(рг) и наружного диаметра DOK(Dr) крыльчатки: Рнок=Рншс(т0к, п, рок, D0K) и рвт=рБт(тг, п, рг, Dг), а также зависимости АВОк= = Анок(-’«ок, п, Рок, DOK, г]ок) И Nr=NT(mr, п, pr, Dr, т)г) мощности Анок (Ант) насоса окислителя (горючего) от указанных выше пара­метров и коэффициента полезного действия насоса т}0к (т)г);

для турбины — зависимость мощности турбины Ат от секундных расходов ток", тТ" компонентов топлива в газогенератор, числа

где k=m0KmT и Ы’=m0KltnT —соотношение расходов компонентов; /р — удельный импульс давления; сок, сг, ioк. h — соответственно удельные теплоемкости и энтальпии окислителя и горючего; ак и а,- — угол наклона кривой в зависимостях удельного импульса дав­ления от параметра k и энтальпии топлива соответственно; р — угол наклона напорной характеристики насоса; RTr — работоспо­собность генераторного газа; т. и т2 — конструктивные параметры турбины [15].

Чтобы система уравнений была замкнутой, необходимо добавить к (3.12) уравнения баланса давлений по магистралям камеры дви­гателя и газогенератора, расходов (т—т’+т") и мощностей (Л/т = Л:нок+Анг). Тягу как основной параметр состояния двигателя выражают через давление рк. Внешними возмущениями являются разбросы плотности и температуры компонентов топлива, давлений на входе в насосы, а также геометрических параметров.

Изложенный выше метод применялся, в частности, при проек­тировании двигательной установки первой ступени ракет® «Са­турн», причем моделировалось около 250 параметров. Расчетные предельные отклонения (Ахі=Зохі) некоторых параметров, приня­тые для моделирования, приведены в табл. 3.2 в качестве приме­ра [16].

Таблица 3.2

существенно отличаются от указанных в табл. 3.2. Немаловажно и назначение двигателя. Так, для коррекции движения космического аппарата «Маринер» необходимы очень небольшие и точные им­пульсы тяги, поэтому требуется, чтобы разброс импульса последей­ствия не превышал ±4,176% [16]. Иными словами, при расчете па­раметрической надежности конкретного двигателя следует уделить достаточное внимание подбору и обоснованию исходных данных.