Снятие дроссельной характеристики лабораторного жидкостного ракетного двигателя

Снятие дроссельной характеристики  

лабораторного жидкостного

ракетного двигателя

Методические указания  

к выполнению лабораторной работы

Московский государственный технический университет 

имени Н.Э. Баумана

А.А. Дорофеев, Ю.В. Антонов

Под редакцией А.А. Дорофеева

УДК 621.454.2 
ББК 39.65
        Д69

Издание доступно в электронном виде на портале ebooks.bmstu.ru  
по адресу: http://ebooks.bmstu.ru/catalog/203/book1771.html

Факультет «Энергомашиностроение»  
Кафедра «Ракетные двигатели»

Рекомендовано Редакционно-издательским советом  
МГТУ им. Н.Э. Баумана в качестве учебно-методического пособия

Дорофеев, А. А.
Снятие дроссельной характеристики лабораторного жидкостного 
ракетного двигателя. Методические указания к выполнению лабораторной работы № 3 по дисциплине «Общая теория ракетных двигате- 
лей» / А. А. Дорофеев, Ю. В. Антонов ; под ред. А. А. Дорофеева. — 
Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2018. — 31, [5] с. : ил.

ISBN 978-5-7038-4839-5 

Приведены указания к выполнению лабораторной работы, посвященной 
экспериментальному изучению дроссельной характеристики ракетного двигателя на примере стендового лабораторного жидкостного ракетного двигателя. Дано 
описание физической модели рабочего процесса в камере сгорания и процесса 
моделирования производственных условий испытания ракетного двигателя 
в части физических факторов, включая потенциально опасные. Рассмотрены 
расчетно-информационная среда и социально-технологические отношения 
в области будущей профессиональной деятельности студентов. Издание ориентировано на образовательные технологии с блочно-модульным структурированием учебного материала и рейтинговой оценкой успеваемости.
Для студентов старших курсов, обучающихся по специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей».

УДК 621.454.2 
ББК 39.65

ISBN 978-5-7038-4839-5 

© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018
© Оформление. Издательство 
 
МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2018

Д69

Предисловие

Лабораторная работа № 3 «Снятие дроссельной характеристики 
лабораторного жидкостного ракетного двигателя» входит в лабораторный практикум или цикл, включающий, согласно программе базовой 
дисциплины «Общая теория ракетных двигателей», пять лабораторных 
работ, связанных общим объектом изучения и исследования — жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), как натурным (изучаемым при 
выполнении лабораторной работы № 2), так и лабораторным стендовым, действующим в режиме огневого испытания в лабораторных 
работах № 1 и 3–5. При этом в упорядоченной последовательности 
практических занятий, входящих в цикл, лабораторные работы № 3 
и 5 взаимозаменяемы. 
Согласно программе дисциплины, выполнение лабораторной работы № 3 предусматривает обязательную целевую самоподготовку 
продолжительностью 1 час и собственно занятие, включая экспериментальное исследование, составление отчета и защиту результатов, 
на что выделяется 3 академических часа. При этом занятию обязательно предшествуют последовательно пройденные лекция о теоретическом 
описании характеристик тепловых ракетных двигателей и лабораторная работа № 1, служащие теоретической, методической и практической базой экспериментального снятия и исследования дроссельной 
характеристики ракетного двигателя, поскольку обе работы выполняются на одном и том же лабораторном оборудовании — стендовой 
лабораторной двигательной установке, по одним и тем же технологиям огневого испытания с использованием одних и тех же методик 
первичной обработки результатов измерения. 
Настоящие учебно-методические указания, являясь частью методического обеспечения лабораторного практикума по базовой дисциплине, должны послужить учебно-методической документацией, позволяющей студенту самостоятельно подготовиться к лабораторной работе 
и выполнить ее по предписанной технологии, моделирующей реальное 
инженерное исследование. При этом студенты осваивают методику 
вторичной обработки результатов измерения, ориентированную на 
получение измеренных значений заданных параметров дроссельной 
характеристики, выявляют основные факторы, обусловливающие различие расчетных и опытных данных, формируют представление о научно-исследовательской и опытной составляющих технологии разработки ракетных двигателей. Освоенные на этом уровне знания служат 
базой формируемых исследовательских компетенций студента как будущего инженера.

Введение

Работа ЖРД при расходах топлива, отличающихся от номинального значения, является одним из типовых режимов функционирования ракетного двигателя и, соответственно, возможным или 
реальным участком программы управления ракетным двигателем 
в составе летательного аппарата. Например, программа управления 
отечественным ракетно-космическим комплексом «Энергия — 
Буран» и аналогичная ей программа управления маршевыми ЖРД 
воздушно-космического самолета «Спейс Шаттл» предусматривали снижение расхода топлива (дросселирование) ЖРД примерно 
до 65…70 % номинального значения на участке траектории полета, 
на котором проявлялось близкое к максимальному аэродинамическое сопротивление, при том что в отдельных случаях допускалось также и форсирование, т. е. увеличение расхода топлива на 
5…10 % (как вариант — 3…25 %).
При изменении расхода топлива в камерах многокамерной 
двигательной установки возможно образование моментов сил, используемых для управления летательным аппаратом. Работа при 
изменяющемся во времени расходе топлива характерна также для 
участков  запуска ракетных двигателей ракет-носителей, когда расход топлива увеличивается от минимального пускового до соответствующего предварительному режиму и затем номинального 
значения, и на режимах останова, когда расход плавно уменьшается от номинального до некоторого среднего и затем малого значения, соответствующего конечному режиму работы, на котором 
двигатель выключается. Эти меры позволяют устранить возможные 
кратковременные пусковые повышения («забросы») давления 
в камере двигателя, гидравлические удары в трактах двигателя 
и ограничивают перегрузки летательного аппарата, что особенно 
важно для пилотируемых полетов.
Плавное регулирование тяги изменением расхода топлива ракетного двигателя позволяет повысить точность управления летательным аппаратом и уменьшить нагрузки при управляемой стыковке или посадке летательного аппарата (например, при посадке 
на Луну тяга двигателя посадочной ступени корабля «Аполлон» 
регулировалась в диапазоне 4,75...45 кН, т. е. изменялась почти 
в 10 раз, а при посадке возвращаемой первой ступени ракеты 
«Фалькон» повторно запускались и работали три двигателя из 
девяти, и на конечном этапе одна из камер дросселировалась до 
45 % номинального значения расхода).