frs_vetlana (frs_vetlana) wrote,
frs_vetlana
frs_vetlana

Р-26

Р-26/8К66 была разработана в Днепропетровске в КБ Янгеля, но в серию не пошла. Было изготовлено всего несколько ракет, одна из которых сейчас находится на бауманской базе Орево в демзале кафедры СМ-1.

На первой ступени были установлены два двухкамерных двигателя, т.е. каждый двигатель имел один турбонасосный агрегат и две камеры сгорания. На ракете использовался высококипящие компоненты: горючее - несимметричный диметилгидразин и окислитель на основе азотной кислоты - АК-27П. Двигатели работали по открытой схеме. При такой схеме газ из газогенератора турбонасосного агрегата после того как он раскрутит турбину, выбрасывался за борт.  Два полукруглых отверстия с решеткой в середине днища - это как раз сопла выброса генераторного газа. Управление ракеты осуществлялось газоструйными рулями, установленными по одному за каждым соплом двигательной установки в плоскостях стабилизации.
Поскольку НДМГ и АК являются долгохранимыми компонентами топлива, ракета могла находиться в шахте в течение года.


Ракета стояла в шахте на подпятниках, в которых установлены узлы качания газоструйных рулей.

Т.е. нагрузку от веса ракеты воспринимал нижний силовой шпангоут хвостового отвека. Рама двигателей установлена по полету, и тяга от двигателей передавалась на корпус через силовой шпангоут бака горючего.

Почему не совместили эти силовые элементы - мне не ведомо. На других ракетах мы увидим, что крепление двигателей и места опоры на стартовом устройстве располагаются на одном шпангоуте.
Внутри хвостового отсека хорошо видна заправочная магистраль окислителя - труба, идущая от борта ракеты и входящая в центральную трубу (магистраль окислителя) между днищем бака и ее разветвлением на два ТНА.

Заправка горючим осуществляется тоеж через хвостовой отсек, но с противоположного борта ракеты.
На хвостовом отсеке хорошо виден один из бугелей, на которых ракета крепилась в шахте.

Бугель имеет амортизирующие элементы и служит в том числе и для защиты ракеты от сейсмической волны, возникающей при близких к шахте взрывах. При старте бугеля скользили по направляющим в шахте, обеспечивая движение ракеты по ней. А после выхода ракеты из шахты бугеля отстреливались пироболтами.
Нижнее днище бака горючего первой ступени.

На нижнем днище находятся два заборных устройства, закрытых тарелчатыми воронкогасителями. Они сделаны для того, чтобы при малом уровне горючего не возникала воронка и в двигатель не попадали пузырьки газа. Между ними тоннельная труба, по которой в двигатели подается окислитель. За ней датчик, измеряющий уровень горючего в конце работы ступени. Пластины, перпендикулярные стенке бака, нужны для гашения поперечных колебаний жидкости. Бак, естественно, несущий, стрингеры штампованые, изготовлены вместе с обечайкой бака, на них приварены шпангоуты.
Вид на это же днище в внешней стороны.

Виден продольный сварной шов между панелями обечайки бака и место соединение хвостового отсека и бака. Они сварены достаточно хитро, а не просто встык круговым швом. Это сделано потому, что во-первых, в зоне соединения двух поверхностей - сферического днища и цилиндрической обечайки из-за краевого эффекта увеличиваются напряжения в материале бака. И значит эту зону нужно усилить. А во-вторых, здесь соединяются два плохосвариваемых между собой материала - сталь хвостового отсека и алюминиево-магниевый сплав бака. Ну и в довершеннии всего, в этой зоне расположен шпангоут, на который крепятся рамы двигателей.
Внизу виден выход уже упоминавшейся заправочной магистрали окислителя.
Верхнее днище бака горючего первой ступени.

Тут множество фланцев и датчиков. Крайний левый - фланец дренажа. Между ним и тоннельной трубой - датчик контроля верхнего уровня горючего. За трубой - открытый технологический люк-лаз. Над трубой фланец наддува с конической юбкой. Наддув бака горячий, т.е. для наддува используется газ, получающийся при сгорании горючего и окислителя, частично отбираемый от газогенераторов обоих ТНА. Для того чтобы в этом газе не осталось даже следов окислителя, и он гарантировано не взаимодействовал с содержимым бака, в него перед подачей в бак добавляют немного горючего.
Межбаковый отсек первой ступени.

Тут ничего интересного нет, кроме того, что отсек практически пустой. Но его корпус чего-то да весит, что не очень хорошо. Ведь эту массу можно было "потратить" на полезный груз или топливо. Потом мы увидим, что от таких отсеков уйдут. На верхнем днище бака горючего видна труба дренажа, выходящая за борт. А внизу виден черный шар-баллон с азотом для наддува бака окислителя. Всего для наддува бака окислителя использовалось два таких шар-баллона.
Нижнее днище бака окислителя первой ступени.

Все тоже самое, как и на нижнем днище бака гоючего. Лампочка, свисающая слева с "потолка" - привнесенный уже в Ореве элемент.
Верхниее днище бака окислителя первой ступени. Тоже ничего нового. По тонкой трубе, идущей внизу от нижнего днища и не доходящей до верхнего, подается азот для наддува бака.

Переходной отсек.

На 8К66 применялось горячее разделение ступеней. Т.е. прежде чем выключится двигатель первой ступени, запускается двигатель второй. И только потом происходит разделение ступеней.  Дело в том, что пока работает двигатель,  жидкость примыкает к нижнему днищу. Когда двигатель выключается, ракета летит практически в невесомости и жидкость будет стремится собраться в центре бака, т.е. гарантировать ее прилегание к заборному устройству нельзя. А это значит, что двигатель просто не запустится. Чтобы избежать этого, применяют разные ухищрения. Или ставят на заборное устройство конус с сеткой саржевого плетения, которая в силу капиллярных эффектов удерживает около заборного устройства какое-то количество жидкости. Или используют вытеснительную систему подачи, в которой над зеркалом жидкости крепится гибкая мембрана, а с другой стороны за мембрану нагнетается газ, который, растягивая мембрану, прижимает жидкость "вниз". Эти способы применяют в основном на разгонных блоках и ступенях разведения. В ракетах делают горячее разделение ступеней, когда тяга еще работающего двигателя нижней ступени обеспечивает надежный забор компонентов топлива верхней ступени.
Рыжеватый конус - экран, закрывающий верхнее днище бака окислителя первой ступены от факела двигателя второй ступени. Под большим соплом  двигателя видно одно из рулевых сопел. Двигатель второй ступени тоже работает по открытой схеме. Но генераторный газ после турбонасосного агрегата используется более рационально, он подается в управляющие сопла.
Двигательный отсек второй ступени.

Виден заправочный патрубок, выступающий над корпусом ракеты, и заправочная магистраль в отсеке.
Над табличкой черный цилиндр с отверстием - твердотопливный двигатель обратной тяги. Задача этих двигателей компенсировать импульс последействия двигателя ступени.
Как выключаются маршевые двигатели твердотопливных ракет было написано здесь. Жидкостной реактивный двигатель выключается путем отсечки подачи компонентов топлива в камеру сгорания.  Отсечка происходит по команде от системы регулирования кажущейся скорости при достижении кажущейся скоростью скорости заданной. Как правило осуществляется это путем выключения турбонасосного агрегата. ТНА больше не подает топливо из баков в камеру сгорания, но есть еще какое-то количество компонентов в магистралях между ТНА и камерой сгорания и в рубашке охлаждения, которые все-таки сгорают в камере. Поэтому тяга двигателя падает не мгновенно. Изменение тяги за время от выключения двигателя до падения тяги до нуля и есть импульс последействия. Поэтому одновременно с командой на выключение двигателя ступени включаются РДТТ обратной тяги, импульс которых (тяга за период работы) гарантированно больше импульса последействия.
Зачем нужно гасить импульс последействия? Процесс разделения ступеней или отделения головной части достаточно сложный. Резко изменяются массы и состав системы, тяга двигателей меняется хоть и в определенных пределах, но тем не менее в достаточной степени произвольно и пр. При этом нужно обеспечить заданную конечную скорость в момент разделения или отделения ГЧ и не допустить, чтобы сбрасываемая ступень догнала и ударила следующую. Если при разделении ступеней это не так критично (система управления может выправить и нерасчетную скорость в момент разделения, и возмущения от соударения ступеней, - в разумных пределах, разумеется), то при отделении ГЧ любые возмущения и отклонения от заданных параметров скажутся на точности. Поэтому и компенсируют основной возмущающий фактор - импульс последействия.
Нижнее днище бака горючего второй ступени.

Здесь тоже видна тоннельная труба окислителя, заборное устройство с тарелчатым воронкогасителем, гасители колебаний, датчик контроля уровня топлива и датчики системы синхронного опорожнения баков (труба с датчиками и "усами" на днище). Через отверстие в днище бака осуществляется заправка горючим.
Верхнее днище бака горючего второй ступени.

Те же тоннельная труба с сильфоном, технологический люк-лаз, система СОБ, фланец наддува, датчик верхнего уровня топлива. Наддув осуществляется аналогично наддуву бака горючего первой ступени - генераторным газом, отбираемым перед ТНА двигателя, с добавкой горючего.
Межбаковый отсек второй ступени.

Нижнее днище бака окислителя второй ступени.

Все тоже самое как и в баке окислителя первой ступени, за исключением СОБ.
Верхнее днище бака окислителя второй ступени.

Место пристыковки головной части.

А это она и есть.

Интерьер ГЧ.

Под обтекателем находятся теплозащитное покрытие и разные электрические системы, нужные для обеспечение надежного хранения и срабатывания специальной боевой части.
Ну и напоследок пневмогидросхема ракеты (кликабельно). Прошу прощения за качество, пришлось склеивать из нескольких кусков, но сфотогрфировать лучше не получилось :( ПГС других ракет буду лучше.


Еще из Орева Р-7, Р-2, Р-11, Р-17РТ-1
Tags: Ракеты
Subscribe
Buy for 25 tokens
Buy promo for minimal price.
  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

  • 8 comments