Aklaypart.ru

Авто Журнал
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Характеристики двигателя ракет 120

В соответствии с постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 17.02 1976 года № 132–51 и приказом МОМ от 05.03.1976 года № 82 КБХА приступило к разработке ЖРД РД0120 для второй ступени РН «Энергия» генерального конструктора НПО «Энергия» В. П. Глушко. Двигательный блок ступени включал в себя четыре двигателя РД0120.

Огневой отработке двигателя предшествовали автономные доводочные испытания (АДИ) агрегатов на матчасти, изготовленной на ВМЗ и в опытном производстве КБХА. АДИ проводились в экспериментальном комплексе КБХА, а также НИИХИММАШе, ГИПХе, располагавших стендами для испытаний на водороде и кислороде.

Доводка двигателя усложнилась тем, что КБХА не располагало стендами для огневых испытаний кислородно-водородного двигателя. Действующий стенд на тягу 40 т был только в НИИХИММАШе (г. Загорск).

В НИИМАШе (г. Нижняя Салда) строился кислородно-водородный комплекс, на котором планировалось провести основной объем отработки.

Доводочные испытания двигателя начались в НИИХИММАШе на стенде В2Б, допускавшем в начале режим работы до 25% номинального, при горизонтальном расположении двигателя.

Первый двигатель поступил на стенд В2Б НИИХИММАШа осенью 1978 года. На нем были сначала проведены «холодные» испытания, а потом начаты и огневые испытания.

Обеспечение работ осуществлялось сводной бригадой во главе с В. С. Рачуком, который был назначен техническим руководителем работ с правами главного конструктора темы.

Работы по двигателю РД0120 активно велись в НИИХИММАШе до 1978—1979 гг.

К началу 1980 года был готов к приему двигателя вертикальный стенд 201 в НИИМАШе.

С августа 1980 года и до назначения в 1981 году главным конструктором темы, техническим руководителем работ в НИИМАШе был В. С. Рачук.

Всего с 1978 года по 1989 год на стендах НИИХИМАШа и НИИМАШа было проведено 812 огневых стендовых испытаний с суммарной наработкой 163608 сек.

Двигатели РД0120 поставлялись в МИК, где монтировались в хвостовой отсек блока Ц ракеты и подвергались комплексу испытаний, предусмотренных документацией. Работы по двигателю велись силами представителей КБХА и ВМЗ во взаимодействии с работниками МИКа. Многие элементы пневмогидроэлектросистем отрабатывались в ходе сборки РН, поэтому объем работ в МИКе, в том числе и по двигателю, был достаточно большим.

Всего с участием КБХА было собрано семь РН. Три из них прошли «холодные» испытания, одна — стендовые огневые испытания, две — летно-конструкторские испытания.

Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» (№ 6СЛ) с макетом полезного груза — стотонным модулем «Полюс» успешно осуществлен 15 мая 1987 года с УКСС, а 15 ноября 1988 года с левого старта СК осуществлен запуск ракеты-носителя «Энергия» (№ 1Л) с орбитальным самолетом «Буран».

Суммарная наработка при испытании изделия 5С и летных испытаниях составила 5359 сек.

Эти пуски подтвердили высокие технические характеристики двигателя РД0120.

Стендовая отработка двигателя проводилась на матчасти КБХА и ВМЗ. Товарные поставки производились ВМЗ.

Техническое руководство разработкой двигателя осуществляли:

  • главные конструкторы темы — Г. И. Чурсин, В. С. Рачук;
  • ведущий конструктор темы — Л. Н. Никитин.

Печатаем двигатель для сверхлегких РН

Для удешевления РН в целом, интерес представляют клиновоздушные ЖРД типа Aerospike. Во-первых, такие двигатели за счет регулирования давления истекающей газовой струи в зависимости от изменения атмосферного давления по мере набора высоты позволяют сэкономить порядка 25-30% топлива. Во-вторых, за счет использования керамических матричных композитных материалов можно существенно упростить технологию изготовления сопла двигателя (плоский клин или клинообразный многогранник) и его массу, одновременно решив проблему охлаждения сопла (термостойкая керамика плюс, в случае необходимости, транспирационное охлаждение).

Речь идет о клиновоздушном ракетном двигателе (типа Aerospike). Это — тип жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с клиновидным соплом. КВРД относится к классу ракетных двигателей, сопла которых способны изменять давление истекающей газовой струи в зависимости от изменения атмосферного давления с увеличением высоты полета.

В новом двигателе разработчиков из Дрездена топливный инжектор, камера сгорания и форсунки печатаются слой за слоем лазерным спеканием порошка металла (L-PBF). Сопло состоит из шипообразного центрального тела, предназначенного для ускорения горения газов.

«Технология, применяемая в двигателях типа Aerospike, восходит к 1960-м годам. Но наша способность производить двигатели настолько эффективна, насколько это возможно, благодаря свободе, которую дает аддитивное производство и его встраивание в традиционные технологические цепочки», — говорит Майкл Мюллер, научный ассистент в Аддитивном производстве. Центр Дрезден (AMCD), которым совместно управляют Fraunhofer IWS и TU Dresden. Ракетные двигатели типа Aerospike обещают экономию топлива примерно на 30 процентов по сравнению с обычными ракетами. Они также более компактны, чем обычные системы, что уменьшает общую массу системы. «Каждый сэкономленный грамм в космическом полете ценится на вес золота, потому что на орбиту нужно выводить меньше топлива. Чем тяжелее вся система, тем легче ее грузоподъемность», — говорит Мирко Риде, руководитель группы трехмерного производства в Fraunhofer. IWS и коллега Михаэля Мюллера.

Читать еще:  Dur в двигателе что это

Каждый комплекс состоит из пусковой установки с аппаратурой управления, пускового механизма и ракеты 9М111 (или ее модификации) в контейнере из стекловолокна. Пусковой контейнер является одноразовым.

Пусковой станок 9П56М может также применяться для запуска ПТУР «Конкурс» и «Конкурс-М». Станок состоит из вертлюга и треноги, а также поворотного и подъемного механизмов. В состав комплекса входит пусковой механизм 9П155. Прибор управления 9С451 принимает сигнал от лампы, отраженный в специальном зеркале и определяет положение ракеты в пространстве.

Аппаратура комплекса позволяет обнаруживать и сопровождать цель, производить пуск ПТУР, определять местоположение ракеты на всей траектории полета и проводить управление ее движением.

Пусковой контейнер с ракетой представляет собой трубу из стекловолокна, со съемными передними и задними крышками.

Ракета 9М111 выполнена на аэродинамической схеме «утка», она имеет длину 900 мм и калибр – 120 мм. Рули управления расположены в передней части ракеты. ПТУР состоит из четырех частей:

  • электромагнитного привода рулей;
  • боевой части (БЧ);
  • двигательной установки;
  • отсека для аппаратуры управления.

В хвостовой части ракеты расположены несущие поверхности, которые раскрываются после старта. Они изготовлены из тонких стальных листов, которые закручиваются вокруг корпуса ракеты перед установкой ее в контейнер. После запуска они самостоятельно раскрываются.

ПТУР оснащена однокамерным реактивным двигателем с двумя соплами, а также вышибным зарядом, который выводит ракету из контейнера и задает ей начальную скорость. В отсеке для аппаратуры находится блок управления, безынерционная катушка с проводом длиной 2000 или 2500 метров, координатор и лампа-фара. Лампа-фара оснащена специальным светофильтром, который преобразует большую часть света в инфракрасное излучение. Лампа-фара и отражатель защищены от действия вышибного заряда специальными шторами, которые раскрываются после включения маршевых двигателей ракеты.

В полете ракета стабилизируется посредством вращения. Изменение положения в пространстве происходит за счет поворотных носовых рулей. В состав управляющей аппаратуры входит гироскоп, который раскручивается пороховым зарядом.

Комплекс оснащен ручным механизмом пуска и предохранителем. Прицел «Фагота» имеет дальность четыре тысячи метров, данный ПТРК может комплектоваться тепловизионным прицелом «Мулат», способным обнаруживать танки на дистанции 3600 метров.

ПТРК «Фагот» прост в эксплуатации, он легко переносится и устанавливается расчетом, состоящим из двух человек. Командир расчета переносит сложенный пусковой комплекс, его вес составляет 22,5 кг, а второй номер несет тюк с двумя ракетами в пусковых контейнерах. Вес такого тюка составляет 26,85 кг.

Время развертывания комплекса составляет 2,5 минуты.

Модернизированный самоходный противотанковый ракетный комплекс «Штурм-СМ»

Тактико-технические характеристики

Ракеты 9М120-1, 9М120-1Ф, 9М120-1Ф-1

Минимальная дальность стрельбы

Максимальная дальность стрельбы

Скорость полета ракеты

Боевая часть 9М120-1

тандемная кумулятивная (бронепробитие не менее 800 мм за ДЗ)

Боевая часть 9М120-1Ф

Боевая часть 9М120-1Ф-1

Калибр боевой части

Длина ракеты в ТПК

Масса ракеты в ТПК

Условия боевого применения ракет:

— диапазон высот над уровнем моря

Состав:

  • боевая машина 9П149М (шасси МТЛБ);
  • управляемый снаряд 9М114;
  • ракета управляемая 9М114Ф;
  • ракета управляемая 9М120;
  • ракета управляемая 9М120Ф;
  • ракета управляемая 9М120Ф-1;
  • ракета управляемая противотанковая 9М120-1;
  • ракета управляемая 9М120-1Ф;
  • ракета управляемая 9М120-1Ф-1;
  • машина контрольно-проверочная 9В868М (для проверки БМ);
  • комплекты ЗИП (одиночный, групповой и ремонтный);
  • тренажер классный 9Ф869 (для подготовки операторов БМ 9П149М).
  • ракета управляемая практическая 9М114ПРАКТ;
  • ракета управляемая практическая 9М120ПРАКТ;
  • ракета управляемая практическая 9М120-1ПРАКТ;
  • ракеты учебно – тренировочные (габаритно-весовые макеты) 9М114МАКЕТ, 9М120МАКЕТ;
  • ракета учебная 9М120УЧЕБН;
  • ракета разрезная 9М114Разр;
  • ракета разрезная 9М120Разр;
  • ракета разрезная 9М120ФРазр;
  • комплект учебно-технических плакатов.

Общие характеристики

Боевая машина 9П149М

Боевая машина 9П149М предназначена для борьбы с подвижными и неподвижными наземными и воздушными целями, кратковременного хранения, транспортирования, пуска и наведения ракеты 9М120 и ее модификаций на цель и представляет собой самоходную пусковую установку, оснащенную средствами обнаружения целей, наведения ракет, связи и электроснабжения.

Боевая машина 9П149М создана на базе шасси МТЛБ. Экипаж машины 9П149М состоит из 2 человек. Машины обладают высокой проходимостью и способны действовать в условиях поражающих факторов оружия массового поражения. Боекомплект боевой машины 9П149М составляет до 10 — 12 ракет 9М120 (9М120-1) и 9М120Ф (9М120-1Ф) в автоматизированной боеукладке. Заряжание выдвижной пусковой установки из автоматизированной боеукладки боевых машин с выбором типа ракеты выполняется автоматически. Загрузка ракет в боеукладку выполняется вручную. На выдвижной пусковой установке боевых машин располагается один контейнер с ракетой.

Боевая машина 9П149М оснащена теплотелевизионным прибором управления и командной радиолинией.

Читать еще:  Cummins двигатель какой масляный фильтр

Рабочая литерная частота командной радиолинии устанавливается переключателем перед заряжанием, код командной радиолинии задается переключателем. Параметры программы «Пыль» полета ракеты устанавливаются перед пуском ракеты механически на пульте управления.

Скорострельность боевых машин

3-4 выстрела в минуту. Пуск ракет выполняется с места, последовательно, с интервалом 20 с

Сектор стрельбы боевых машин 9П149М:
— по азимуту
— по углу места

от -85° до +85° градусов;
от -5° до +15°

Максимальная дальность стрельбы ракетами:
Днем:
— ракетами 9М114, 9М114Ф, 9М120, 9М120Ф, 9М120Ф-1
— ракетами 9М120-1, 9М120-1Ф, 9М120-1Ф-1
Ночью и в сумерках в простых метеоусловиях без подсветки цели
Ночью с подсветкой цели:
— ракетами 9М114, 9М114Ф, 9М120, 9М120Ф, 9М120Ф-1
— ракетами 9М120-1, 9М120-1Ф, 9М120-1Ф-1

не менее 5000 м
6000 м
3500 м

не менее 5000 м
6000 м

Минимальная дальность стрельбы ракетами

Условия боевого применения БМ:
— диапазон высот над уровнем моря
— температурный диапазон

0…3000 м
от -40° до +50°C.

Диапазон высот боевого применения ракет над уровнем моря :
— для ракет 9М114, 9М114Ф
— для ракет 9М120, 9М120Ф, 9М120Ф-1
— для ракет 9М120-1, 9М120-1Ф, 9М120-1Ф-1

0…3000 м
0…4000 м
0…4000 м

Проверка функционирования боевой машины 9П149М выполняется на КПМ 9В868М.

ОАО «НПК «КБМ» изготавливает БМ 9П149М из прошедших капитальный ремонт БМ 9П149 и оказывает услуги по обучению экипажей.

Ракеты управляемые 9М120-1, 9М120-1Ф, 9М120-1Ф-1.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка». В хвостовой части ракеты располагаются аппаратурная часть ракеты.

Система управления ракетой включает в себя расположенные в аппаратурной части ракеты радиоприемник, устройство фотоприемное и ответчик, что обеспечивает командное наведение ракеты с передачей команд по радиолинии или полуавтоматическое наведение ракеты в луче лазера.

Рабочая литерная частота радиоприемника ракеты, соответствующая литерной частоте командной радиолинии, устанавливается механически перед заряжанием, код командной радиолинии задается аппаратурной части ракеты подачей напряжения на контакты пусковой установки. Переключение в режим лазерного канала наведения и его литера задается напряжением на контактах пусковой установки.

Система управления ракет — радиокомандная и лазерно – лучевая, включает в себя расположенные в приборном отсеке ракеты приемник радиокомандной линии, устройство фотоприемное и блок ответчика с импульсной лампой. Тип системы управления задается пусковыми импульсами.

Ракета типа 9М120-1 в трубе-контейнере, установленная на пусковой установке, обеспечивает возможность стрельбы после преодоления носителем водной преграды глубиной до 5 м.

Ракеты типа 9М120-1 в процессе эксплуатации не требуют проверки на КПА.

Машина контрольно-проверочная 9В868М

КПМ предназначена для проверки функционирования боевых машин 9П149М и 9П149 и отыскания неисправностей с точностью до конструктивно сменного блока без расстыковки кабельных линий связи и снятия аппаратуры с объекта контроля, а также для контроля блоков из состава группового ЗИП и для проведения измерений параметров аппаратуры управления при регулировке и настройке аппаратуры после замены неисправного блока.

КПМ 9В868М создана на базе штатной КПМ 9В868 путем доукомплектования ее контрольно-проверочной аппаратурой 9В5002 для проверки ОПС 9С4001.

В состав КПМ 9В868М входят:

  • кузов-фургон К131 на шасси автомобиля ЗИЛ-131Н;
  • электроустановка;
  • выпрямительный агрегат;
  • фильтр к выпрямительному агрегату;
  • прибор проверки приводов 9В546;
  • контрольно-проверочная аппаратура 9В549;
  • контрольно-проверочная аппаратура 9В565;
  • контрольно-проверочная аппаратура 9В5002;
  • прибор проверки вычислителей 9В547.00.000;
  • имитатор изделия 9М114 9Ф716;
  • контрольно-измерительная аппаратура 9В732;
  • стандартные измерительные приборы: частотомер, осциллограф, вольтметр, мегомметр, комбинированный прибор;
  • комплект эксплуатационной документации.

КПМ 9В868М в своем составе имеет электроустановку мощностью 16 кВ·А напряжением 380 В (три фазы частотой 50 Гц) для автономного питания как оборудования КПМ, так и проверяемого объекта, с отбором мощности от вала двигателя базового шасси. Питание КПМ возможно от внешней сети переменного тока напряжением 380 В±10 % частотой (50±1) Гц.

Технические характеристики КПМ 9В868М

Способ контроля параметров БМ и блоков ЗИП-Г аппаратуры этих изделий — параметрический, допусковый.

Машинное время проверки одной БМ без учета времени подключения и отключения кабелей — 2 ч.

Время развертывания КПМ из походного положения в рабочее — 2 ч.

Время свертывания КПМ из рабочего положения в походное — 15 мин.

Продолжительность непрерывной работы КПМ 8 ч.

Расчет КПМ — 3 чел.

Мощность, потребляемая КПМ от трехфазной сети 380 В±10 % частотой (50±1) Гц – не более 16 кВ•А.

Время готовности КПА к работе с момента включения электропитания — 30 мин.

Технические данные электроустановки:

номинальное напряжение 380±19 В.

номинальная мощность 16 кВ•А.

номинальная частота 50±1 Гц

Назначенный ресурс работы — 2000/1000 ч/циклов.

Проверка БМ производится с помощью КПА, размещенной в КПМ. До подключения контрольных кабелей от КПМ к БМ производится самоконтроль КПА. При исправной КПА кабели присоединяются к контрольным разъемам аппаратуры управления БМ, после чего проводится проверка аппаратуры отдельных подсистем БМ. Проверка производится путем измерения параметров отдельных подсистем объекта контроля.

Читать еще:  Багги своими руками двигатель заз

Проверка параметров ОПС 9С4001 БМ с помощью КПА производится в автоматизированном, а остальных подсистем в ручном режиме.

История эксплуатации

«Сирена» поступила на вооружение корветов Советский флот 17 марта 1972 г.[2] Он будет установлен на Нанучка-класс корветы.[3] Было выпущено около 500 ракет.

Только в ноябре 1977 года он был принят для использования на подводных лодках. Подводная лодка Charlie-II несла восемь ракет (две из которых обычно несли ядерные боеголовки). Она принимала участие в боевых действиях в 2008 году в руках Черноморского флота России во время войны. действия у берегов Абхазии, где успешно применялся против ВМС Грузии.[нужна цитата

На основе использования

Возможно, вы слышали о реактивных машинах, но что насчет ракетных машин? В отличие от реактивного автомобиля, ракетный автомобиль несет и топливо, и окислитель, что устраняет необходимость в компрессоре и воздухозаборнике, что, в свою очередь, снижает общий вес и минимизирует сопротивление.

Эти автомобили могут работать на своих двигателях в течение коротких промежутков времени (

Ракетные двигатели также могут быть использованы в авиации. Ракетные самолеты могут достигать гораздо более высоких скоростей, чем самолеты аналогичного размера, но только на небольших расстояниях. А поскольку им не нужен атмосферный кислород, они идеально подходят для полетов на больших высотах.

Ракетные самолеты были впервые спроектированы немцами во время Первой мировой войны. Однако у этих первоначальных конструкций были некоторые серьезные проблемы с производительностью, которые позже были устранены британскими инженерами в 1950-х годах, когда они разработали свои очень эффективные турбореактивные конструкции. Они могут обеспечить более короткие взлеты и намного более высокое ускорение.

Из-за интенсивного использования ракетных двигателей ракетные двигатели в основном используются в самолетах-перехватчиках и космических самолетах. X-15 является одним из самых популярных образцов ракетных самолетов. Это был ракетообразный самолет с своеобразным клиновидным вертикальным хвостом и короткими крыльями, построенный Североамериканской авиацией. На этапе эксплуатации он установил рекорд высоты и скорости в 354 200 футов и 4 520 миль в час.

Исследование тактико-технических характеристик и устройства ракеты-носителя «Космос-3М»

РубрикаАстрономия и космонавтика
Видкурсовая работа
Языкрусский
Дата добавления19.11.2012
Размер файла1,8 M

Соглашение об использовании материалов сайта

Просим использовать работы, опубликованные на сайте, исключительно в личных целях. Публикация материалов на других сайтах запрещена.
Данная работа (и все другие) доступна для скачивания совершенно бесплатно. Мысленно можете поблагодарить ее автора и коллектив сайта.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Подобные документы

Понятие реактивного движения тела. Проект пилотируемой ракеты Н. Кибальчича. Конструкция ракеты для космических полетов и формула скорости её движения К. Циолковского. Первый полёт человека в космос и характеристики «Восток-1». Значение освоения космоса.

презентация [336,5 K], добавлен 17.10.2013

Изучение истории и хронологии полета в космос Юрия Гагарина. Запуск с помощью ракеты Р-7 первого искусственного спутника Земли. Судьбоносное решение Совета главных конструкторов СССР о проектировании космического корабля для полета человека в космос.

презентация [1,9 M], добавлен 30.04.2011

Выбор основных параметров ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). Расчет теплозащитного покрытия двигателя. Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла. Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда и звездчатого заряда РДТТ.

курсовая работа [549,5 K], добавлен 30.11.2009

Исследование процесса проектирования в ракетно-космическом центре «ЦСКБ-Прогресс». Разработка отсека бака горючего блока. Отработка процесса автоматизированного управления инженерными данными. Программные продукты, используемые при реализации управления.

магистерская работа [9,0 M], добавлен 21.03.2015

Требования к структуре малых космических объектов. Основные элементы корпуса спутника, имеющие соединение с телом ракеты-носителя. Структурно-параметрический синтез универсальной платформы, ее расчет на прочность. Выбор оптимальной формы корпуса аппарата.

дипломная работа [4,1 M], добавлен 05.12.2014

История проблемы выхода на орбиту. Расчет возможности вывода тела на орбиту одним толчком. Признаки тела переменной массы. Моделирование обстоятельств наблюдения искусственных спутников земли. Математическое моделирование движения ракеты-носителя.

реферат [120,6 K], добавлен 14.10.2015

Возникновение силы тяги в ракетном двигателе. Устройство, принцип действия, сфера использования, преимущества и недостатки жидкостного ракетного двигателя. История создания твердотопливного ракетного двигателя. Особенности ядерных ракетных двигателей.

презентация [6,6 M], добавлен 16.08.2011

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector