На боковых конусах видны окна, с помощью которых происходит выключение двигателя.
РТ-1 была первой твердотопливной ракетой СССР. Было проведено несколько пусков этой ракеты, но большинство запусков были неудачными, а в остальных нужные характеристик не были достигнуты. Поэтому на вооружение ракету не приняли. Но работы по созданию твердотопливных ракет продолжили. На тот момент времени они обладали неоспоримым преимуществом по сравнения с жидкостными. Ракета на твердом топливе могла стоять готовой к пуску годами, а поскольку не нужно было проводить заправку компонентов топлива, время подготовки к старту определялось практически временем раскрутки гироскопов системы управления и составляло примерно 15 минут. Сейчас и жидкостные ракеты стоят, готовые к пуску, десятилетиями, и их время подготовки составляет минуты, но тогда...
Кроме этого, твердое топливо нетоксично и... оно просто твердое. Поэтому можно использовать большие ракеты на твердом топливе в мобильных комплексах. Из-за возможных перемещений жидкости в баках жидкостные ракеты нельзя перевозить в заправленном состоянии, особенно по плохим дорогам, - постоянно смещающийся центр масс будет отрицательно сказываться на устойчивости мобильной пусковой установки. Да даже если бы и удалось аккуратно перевезти заправленную ракету, поднять ее в вертикальное положение не получилось.Тонкие стенки баков хорошо воспринимают продольные нагрузки, но изгибающие нагрузки от веса жидкости они бы не выдержали. Ну или пришлось бы их усиливать в ущерб весу забрасываемого груза. А в РДТТ топливо само будет выполнять роль силового элемента.
Но у твердого топлива есть и существенные недостатки. Во-первых, оно менее энергетически выгодно по сравнению с жидким, а во-вторых, тягой ракетного двигателя на твердом топливе нельзя оперативно управлять в полете. В жидкостном ракетном двигателе все просто: есть клапана, изменяющие расход топлива через магистрали, а в РДТТ что загорелось, то и горит.
Низ третьей ступени.

Для управления полетом ступени применялись твердотопливные качающиеся управляющие двигатели. (Табличка с характеристиками не от этого двигателя)
Вторая ступень.

Каждая ступень представляют собой связку из 4 твердотопливных двигателей. Двигатели связаны между собой не только скрепляющими элементами, но и между ними есть огневая связь, чтобы выровнять их силы тяги между собой. Конечно, лучше было бы сделать один большой двигатель с несколькими соплами. Но тогдашние технологии еще не позволяли делать твердотопливные заряды больших диаметров. Буквально несколько абзацев дальше мы увидим уже привычный твердотопливный двигатель. В качестве твердого топлива на 8К95 использовался баллиститный порох. Обычно это нитроцеллюлоза, растворенная в нитроглицерине. В этом затвердевшем растворе присутствует сразу и окислитель и горючее.
Часть хвостовой части первой ступени.

Нижнее днище ракетного двигателя твердого топлива 3 ступени ракеты 8К98 (РТ-2).


Это была уже "нормальная" межконтинетнальная баллистическая ракета на твердом топливе. В ней использовалось смесевое твердое топливо. Как правило это смесь горючего - мелкой металлической (чаще всего алюминиевой) пудры с твердым окислителем типа перхлората аммония и залитая связующим веществом. Теперь пару слов про заряд твердого топлива. В РДТТ камерой сгорания является по сути весь свободный объем в корпусе двигателя. Поэтому если твердое топливо будет гореть с нижнего торца (что первое приходит в голову), то "камера сгорания" будет все время увеличиваться. Поскольку количество продуктов сгорания будет постоянным (площадь горения - все время площадь нижнего торца заряда), то давление в "расширяющейся камере" будет падать. Кроме того горячие газы будут воздействовать на стенки корпуса двигателя и их придется или охлаждать или они прогорят. Поэтому делают так: нижний и верхний торец заряда бронируют, чтобы там не было горения, а по продольной оси заряда делают канал. Топливо горит по боковой поверхности этого канала. Канал разгорается, увеличивается его объем, но увеличивается и боковая поверхность, т.е. поверхность горения. Таким образом в камере РДТТ поддерживается постоянное давление. Поскольку топливо горит от центра к стенкам, горячие газы не касаются стенок двигателя, а твердое топливо служит хорошей теплоизоляцией. Более того, формой канала можно "программно" задавать тягу (тут мы не учитываем изменение тяги двигателя по высоте из-за изменения атмосферного давления. Уже совсем скоро увидим, как решают эту проблему). Скажем, для цилиндрического канала будет один закон изменения его объема относительно площади горения, в канале в форме звезды или креста - другой (там будет не только первоначальная форма растягиваться, но и обгорать углы). Таким образом будет изменяться отношение количества продуктов сгорания к объему, в котором происходит горение, а, следовательно и давление в двигателе и, как результат, тяга. Это в общих чертах.
Четыре сопла в нижнем днище сделаны для возможности управления ступенью. Двигатели имеют возможность качаться, для чего в критическом сечении установлен шарнир с хитрой системой защиты от прорыва газов.
Верхнее днище этой же ступени.


В центре днища устанавливается зажигающее устройство. Его задача создать в двигателе температуру и давление, необходимые для воспламенения заряда твердого топлива. Другие четыре отверстия - окна для прекращения работы двигателя. В нужный момент пирозарядами вскрываются два окна, давление в двигателе начинает падать, тяга тоже, и к тому же газы, выходящие через эти окна, создают тягу в противоположном направлении. Ракета все еще набирает скорость, но уже значительно медленнее. Потом вскрываются другие 2 окна и двигатель гаснет окончательно. Это сделано, чтобы в конце активного участка ракета имела определенную скорость. Из-за того, что двигатель гаснет не мгновенно и изменение тяги из основных сопел и противотяги имеет достаточно случайный характер, получается разброс реальной конечной скорости от расчетной. Чтобы его уменьшить, и делают ступенчатое выключение двигателя последней ступени.
Еще один момент, тот самый "нужный". Из-за различий в горении топлива, окончание активного участка на жидкостных и твердотопливных ракетах происходит по-разному. На жидкостных, автомат стабилизации постоянно поддерживает программное угловое положение ракеты, а система регулирования кажущейся скорости поддерживает скорость, равную заданной. При достижении заданных конечных угловых положений ракеты и скорости прекращается подача топлива и происходит выключение двигателей ступеней.
На твердотопливных ракетах автомат стабилизации тоже управляет ракетой по углам, но поскольку тягу двигателя менять в полете нельзя, выключение двигателей происходит по-другому. Первые ступени работают "на пронос", т.е. двигатели не выключаются, а работают до полного выгорания топлива. Какая скорость в конце их работы получилась - не важно (Понятно, что она не сильно будет отличаться от расчетной). Во время работы последней ступени все время высчитывается, попадет ли головная часть в цель при текущих значениях угла тангажа и скорости. Ну, естественно, это делается с небольшим предсказанием. Как только система управления "решает", что достигнутые значения параметров полета позволят попасть в цель, выдается команда на прекращение работы двигателя последней ступени и отделения головной части.

Еще две ракеты, не принятые на вооружение.
Зеленая - 9Д12 - двигательная часть и приборный отсек ракеты "Темп", первой ракеты КБ Надирадзе. Тоже как и на РТ-1 твердотопливные двигатели малого диаметра. На двух двигателях сверху видно окна для выключения, два других двигателя работали до полного выгорания топлива.
Серебристая ракета ПР-90, 9Д711, "Гном". Первый вариант ракеты с твердотопливным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В качестве окислителя использовался кислород атмосферного воздуха, поступавшего в двигатель через кольцевой воздухозаборник.

Хвостовые части этих же ракет.

У ПР-90 ничего интересного, а "Темп" стоит посмотреть внимательнее. Видны два сопла из четырех с управляющими дефлекторами на них. Раньше мы уже видели в качестве исполнительных органов системы управления рулевые двигатели, аэродинамические рули, газоструйные рули. Теперь вот дефлекторы. Так же как и газоструйные рули они отклоняют вектор тяги двигателя. Но за счет того, что не находятся постоянно в потоке истекающих газов, во-первых, не дают большой потери тяги из-за торможения продуктов сгорания, во-вторых не выгорают сами.


Стабилизация "Темпа" осуществляется складывающимися решетчатыми стабилизаторами. Такие же (больше похожие на темные окошки) можно видеть на обтекателе ракеты-носителя "Союз". Там они раскладываются при срабатывании системы аварийного спасения.


Сопло с выдвигающимися высотными насадками. Еще в посте про Р-7 речь шла о режимах работы двигателя на разных высотах. Так вот, чтобы уменьшить потери тяги из-за недорасширения продуктов сгорания в сопле двигателя, используются высотные насадки. На уровне Земли двигатель работает в режиме, когда давление на его срезе равно атмосферному давлению и продукты сгорания полностью расширяются. С набором высоты атмосферное давление падает, и газы недорасширяются. Тогда выдвигается первая часть насадка. Сопло увеличивается и давление на его срезе снова становится равным атмосферному (а при движении газов по соплу вместе с их расширением происходит и падение их давления). Ракета летит все выше и атмосферное давление опять становится меньше давления на срезе. Тогда выдвигается третья часть насадка и снова выравнивает давления. Такие насадки устанавливают и на жидкостные и на твердотопливные двигатели. Естественно, на выдвигающихся насадках не предусмотрено никакой системы жидкостного охлаждения. И еще одно замечание о соплах РДТТ. Не знаю, насколько хорошо здесь видно, но сопло имеет коническую форму в отличие от сопла Лаваля ЖРД. Это связано с тем, что в продуктах сгорания твердого топлива присутствуют твердые частицы - К-фаза и при прохождении по криволинейному соплу Лаваля под воздействием центробежной силы К-фаза буквально "срежет" поверхность сопла. Понятно, что в коническом сопле движение частиц прямолинейно и сильного разрушающего воздействия на стенку сопла нет. Но из-за того, что на выходе из сопла газы расходятся под небольшим углом к продольной оси сопла, возникает некоторая потеря тяги.
На этом, пожалуй, можно и закончить рассказ о твердотопливных ракетах Орева.

РДТТ относятся к так называемым химическим или термохимическим ракетным двигателям. Все они работают по принципу превращения потенциальной химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих из двигателя газов. РДТТ состоит из корпуса, топливного заряда, реактивного сопла, воспламенителя и других элементов (рис. 1).

Корпус РДТТ представляет собой прочный сосуд цилиндрической, сферической или другой формы, изготовленный либо из металла (сталь, реже - титановый и алюминиевый сплавы), либо из пластика. Это - основной силовой элемент твердотопливного двигателя, а также всей двигательной установки и твердотопливной ракеты (ракетной ступени) в целом. В корпусе содержится прочно скрепленный с ним заряд твердого топлива: обычно - механическая смесь кристаллического неорганического окислителя (например, перхлората аммония) с металлическим горючим (алюминий) и полимерным горючим-связующим (полибутадиеновый каучук). При нагреве этого топлива от воспламенителя (который в простейшем случае представляет собой пиротехнический заряд с электрозапалом) отдельные составляющие топлива вступают между собой в химическую реакцию окисления-восстановления, и оно постепенно сгорает. При этом образуется газ с высокими давлением и температурой.

Рис. 1. РДТТ в разрезе:

1 - воспламенитель; 2 - топливный заряд; 3 - корпус; 4 - сопло

К корпусу РДТТ, который по выполняемым рабочим функциям является и камерой сгорания ракетного двигателя, присоединено реактивное сопло (может быть и несколько сопел, образующих сопловой блок), в котором образовавшийся от сгорания топлива газ разгоняется до скорости, превышающей скорость звука. В результате этого возникает сила отдачи, противоположно направленная истечению газовой струи и называемая реактивной силой, или тягой . В зависимости от конкретного назначения космические РДТТ могут иметь тягу от сотых долей ньютона до нескольких меганьютонов, а продолжительность работы - от долей секунды до нескольких минут. Корпуса и сопла длительно работающих двигателей необходимо защищать от прогара. С этой целью в РДТТ используются теплоизоляционные, аблирующие и жаростойкие материалы.

При всей простоте функциональной схемы РДТТ точный расчет его рабочих характеристик представляет собой сложную задачу. Решается она при помощи методов внутренней баллистики РДТТ; эта научная дисциплина аналогична области науки, которая изучает газодинамические процессы в оружейных ствольных системах. В том случае, когда физические условия во всех точках горящей поверхности заряда одинаковы и топливо однородно, оно сгорает равномерно, параллельными слоями, т. е. фронт горения перемещается от поверхностных слоев в глубь заряда с одинаковой скоростью во всех точках. Давление в камере сгорания (р к) и тяга РДТТ при неизменной площади минимального сечения (горловины) сопла пропорциональны размерам горящей поверхности и скорости горения топлива (u ). Постоянство тяги или необходимое изменение ее во времени достигается применением топлив с разными скоростями горения и выбором соответствующей конфигурации топливного заряда.

В простейшем случае параметр u зависит лишь от р к и температуры заряда. Для большинства применяемых топлив наблюдается степенной закон зависимости и от рк (показатель степени порядка 0,2–0,9). При р к = 4–7 МПа параметр и составляет для медленно горящих топлив 2–6 мм/с, для топлив со средней скоростью горения (применяемых в крупных РДТТ) - 6 - 15 мм/с, для быстро горящих - 30–60 мм/с. При увеличении (уменьшении) температуры заряда на 10 К скорость горения увеличивается (соответственно уменьшается) в среднем на 2–5 %.

В космических РДТТ широко применяются так называемые заряды канального горения, сгорающие по поверхностям, которые образованы внутренними осевыми каналами круглого, звездообразного (рис. 2) или другого поперечного сечения. Чтобы исключить горение по торцевым поверхностям (как и по части внутренних), на них наносят так называемые бронирующие покрытия - на основе тех же материалов, что используются для теплозащиты корпуса.

Заряды чисто торцевого горения (рис. 2, а ) в космических РДТТ применяются крайне редко. Хотя они характеризуются постоянной во времени поверхностью горения, и, следовательно, в этом случае легко достигается неизменный уровень тяги, однако для получения значительной тяги необходимо было бы предусматривать слишком большой диаметр заряда. Топливные заряды рассматриваемого типа имеют и тот существенный недостаток, что в течение всего времени их горения корпус РДТТ подвергается непосредственному воздействию продуктов сгорания (а значит, проблема теплозащиты стенок корпуса становится особенно острой). От указанных недостатков свободны заряды с осевыми каналами (рис. 2, б, в, г ). Кроме того, изменяя геометрическую форму (т. е. высоту, диаметр, количество лучей) этих зарядов и частично бронируя их поверхности, можно получать самый различный характер изменения тяги РДТТ. Часто применяются заряды более сложных конфигураций, образованных сочетанием упомянутых простых форм.

Прекращение действия тяги космических РДТТ происходит обычно при полном сгорании топлива. Можно предусмотреть также выключение РДТТ по команде от системы управления. Наиболее отработанный способ «отсечки» тяги заключается в мгновенном открытии (с помощью пироустройств) отверстий в корпусе РДТТ, суммарная площадь которых больше, чем у горловины сопла. При этом давление в камере сгорания резко будет падать и горение топлива прекращается. Соответствующей ориентацией указанных отверстий и установкой специальных «реверсивных» сопел можно создать отрицательную составляющую тяги, способствующую скорейшему прекращению действия РДТТ.

Рис. 2. Типы топливных зарядов

Маршевые РДТТ могут проектироваться с учетом необходимого изменения направления вектора тяги для управления полетом РН и КА. Указанная цель достигается установкой газовых рулей (не относящихся к конструкции РДТТ) на выходе из сопла, несимметричным вводом соответствующих газа или жидкости в сопло (что приводит к повороту реактивной струи), отклонением (качанием) сопла в осевой плоскости (при помощи соответствующих приводов) и другими способами.

Теперь, после того как мы ознакомились с устройством и работой космических РДТТ, можно более подробно остановиться на отдельных структурных элементах этих двигателей. Но прежде обратимся к истории РДТТ. Это даст нам возможность лучше понять особенности космических твердотопливных двигателей и проблемы, возникающие при их создании, относительные достоинства и недостатки РДТТ (прежде всего по сравнению с ЖРД), а также оценить конкретные области применения и перспективы развития космических РДТТ.

История создания космических РДТТ. Эти двигатели ведут свою историю от пороховых ракет древности, в которых впервые был реализован принцип реактивного движения. Прежде чем РДТТ стал применяться в космонавтике, он прошел долгий путь развития. Рассмотрим основные этапы этого пути.

История создания и развития РДТТ - это прежде всего история изобретения порохов. Источником энергии первых ракетных двигателей, которые применялись в Китае и Индии еще в начале нашего тысячелетия был черный, или дымный, порох, подобный современному. Это твердое топливо имеет следующий типичный состав: 75 % нитрата калия. (KNO 3), 15 % древесного угля и 10 % серы.

На протяжении многих столетий РДТТ, по существу, не подвергались принципиальным изменениям, и развитие твердотопливных ракет, в котором периоды подъема чередовались с временами спада, шло крайне медленными темпами. Основная причина этого заключалась в неблагоприятных физических характеристиках черного пороха, прежде всего в небольшом запасе химической энергии и малом (по объему) количестве газов, образующихся при горении. Пользуясь современной терминологией, можно сказать, что в этом случае невозможно было получить высокий удельный импульс двигателя, т. е. отношение тяги к массе рабочего тела, расходуемой в единицу времени. Это - важнейший параметр ракетного двигателя, поскольку характеризует его экономичность. Удельный импульс имеет размерность скорости и во многих случаях практически совпадает по величине со скоростью истечения реактивной струи.

Кроме того, создание зарядов из дымного пороха, которые бы могли гореть свыше 1–3 с, представлялось неразрешимой проблемой: по прошествии этого короткого времени давление в камере сгорания резко возрастало, и происходил взрыв. Дело в том, что топливные заряды, запрессованные в цилиндрические корпуса и сгорающие с торца, могли растрескиваться под воздействием рабочего давления (или даже еще раньше - в процессе хранения). Более того, горячие газы могли проникать между стенкой корпуса и зарядом, воспламеняя боковые поверхности заряда; эти поверхности могли воспламеняться также из-за нагрева через металлический корпус.

В конце XIX в, во Франции (П. Вьель, 1884), а затем в Швеции (А. Нобель), России (Д. И. Менделеев) и других странах были разработаны различные составы бездымного пороха, намного превосходящего по эффективности прежний, дымный. Новый порох, получивший также название коллоидного, большей частью представляет собой твердый раствор органических веществ, которые являются сложными эфирами азотной кислоты (например, раствор нитроцеллюлозы в нитроглицерине). Оба этих компонента содержат одни и те же химические элементы (С, Н, О, N), однако в разной пропорции, и поэтому в составе пороха нитроцеллюлоза выполняет роль окислителя, а нитроглицерин - горючего.

При смешении компонентов жидкий нитроглицерин растворяет твердую нитроцеллюлозу, и получается продукт, поддающийся формованию под давлением, что дает возможность изготавливать пороховые заряды (шашки) путем прессования. В это двухкомпонентное, или двухосновное топливо вводятся также дополнительные вещества-пластификаторы и другие добавки.

Бездымные пороха сразу же получили широкое применение в артиллерии, поскольку значительно увеличивали мощь огня и не демаскировали боевые позиции при выстрелах. К этому времени уже применялось нарезное ствольное оружие, и пороховые ракеты в значительной степени утратили свою роль (так как уступали указанному оружию по дальности и меткости стрельбы).

С созданием бездымного пороха вновь возродился интерес к РДТТ, и в конце XIX - начале XX в. в ряде стран не только были высказаны идеи о создании ракет на бездымном порохе, но и проведены соответствующие эксперименты. В 1895 г. Т. Унге (Швеция) испытал подобные ракеты в полете (после чего отказался от использования нового пороха), а в 1915–1916 гг. Р. Годдард (США) провел эксперименты с небольшими РДТТ и получил опытные данные, необходимые ему для обоснования идеи о создании ракеты на бездымном порохе для полета на Луну. В России еще в 1881 г. Н. И. Кибальчич предложил проект летательного аппарата на бездымном порохе для полетов по воздуху, а в 1916 г. П. И. Граве подал заявку и в 1924 г. получил отечественный патент на боевые и осветительные ракеты с бездымным порохом.

Выяснилось, однако, что артиллерийские пороха не пригодны для использования в ракетах. Дело в том, что эти пороха изготавливались в виде зерен, лент и тонких трубок, с тем чтобы получить бoльшую поверхность горения. При выстреле весь пороховой заряд мгновенно превращался в газ с давлением в сотни мегапаскалей и снаряд с высокой скоростью выбрасывался из орудия. Для ракет же требовались пороховые шашки достаточно больших размеров (т. е. с толстым сводом), чтобы продолжительность горения измерялась хотя бы секундами. Кроме того, необходимо было добиться, чтобы при существенно меньшем рабочем давлении горение происходило стабильно. Оказалось, что шашки с толстым сводом, изготавливаемые из артиллерийского пороха, коробятся и растрескиваются после прессования и сушки. (Последняя операция производилась с целью удаления применявшегося спирто-эфирного растворителя-пластификатора, который представлял собой летучий продукт.)

Создание топливных зарядов для РДТТ на основе бездымного пороха с использованием нелетучего растворителя оказалось трудной задачей. В нашей стране она была решена в середине 20-х годов в результате сотрудничества ученых Газодинамической лаборатории (Н. И. Тихомиров, В. А. Артемьев) и Российского института прикладной химии (С. А. Сериков, М. Е. Серебряков, О. Г. Филиппов). В 1929 г. сотрудниками этих двух ленинградских организаций была разработана полупроизводственная технология изготовления одноканальных шашек с толстым сводом методом прессования, пироксилин-тротиловой массы в глухих матрицах, обогреваемых паром. Причем в пороховой мастерской Газодинамической лаборатории наладили изготовление шашек диаметром до 40 мм.

Быстрыми темпами велись работы по созданию пороховых реактивных снарядов. В 1930 г. эти работы возглавил Б. С. Петропавловский, а в 1934 г. Г. Э. Лангемак, под руководством которого Реактивный научно-исследовательский институт довел разработку снарядов до их успешных войсковых испытаний (эти снаряды явились основой знаменитого реактивного оружия «Катюша»).

Последний шаг на пути к созданию современных РДТТ был сделан во второй половине 40-х годов сотрудниками лаборатории реактивных двигателей (США), которые предложили в качестве твердого ракетного топлива кристаллические частицы перхлората калия (KClO 4) или аммония (NH 4 ClO 4) как окислитель, вкрапленные в массу полисульфидного синтетического каучука (горючее). Причем при снаряжении двигателя таким топливом оно приготовлялось в виде жидкой вязкой смеси (в которую вводились также все необходимые добавки), и эта смесь затем заливалась непосредственно в корпус двигателя. Спустя некоторое время горючее полимеризировалось благодаря протекающим химическим реакциям и получался топливный заряд, плотно прилегающий к корпусу (стенка которого предварительно покрывалась полимерным составом с адгезионными и теплоизоляционными свойствами).

В отличие от двухосновного пороха, который представляет собой гомогенную, т. е. однородную, массу, новое топливо по своей структуре было гетерогенным, неоднородным. Поскольку данное топливо является механической смесью различных компонентов, то получило название смесевого. Синтетический каучук в нем выполняет не только роль горючего, но и связующего компонента (связки), удерживающего все содержимое топливной смеси в едином целом.

Смесевые топлива могут гореть устойчиво при давлениях всего лишь в несколько мегапаскалей, что позволяет значительно снизить массу конструкции РДТТ. Дополнительный выигрыш здесь получается за счет устранения ставших ненужными элементов крепления топливного заряда к корпусу; при этом конструкция РДТТ также упрощается. При горении заряда по внутренним каналам (что было предусмотрено конструкцией) корпус РДТТ оказывается усиленным и защищенным от теплового воздействия благодаря топливному своду, воспринимающему в течение почти всего времени работы РДТТ нагрузки от давления и температуры продуктов сгорания.

В результате всего этого стало возможным создать РДТТ с высокими характеристиками (удельным импульсом и относительным содержанием топлива), способные надежно работать в течение продолжительного времени (десятки, а затем и сотни секунд). А благодаря новой технологии снаряжения РДТТ и большей безопасности компонентов смесевого топлива стало возможным изготовление зарядов, несоизмеримо бoльших по размерам, чем прежде. В дальнейшем выяснилось, что смесевые топлива также обладают бoльшими возможностями в отношении увеличения удельного импульса РДТТ.

Изобретение смесевого топлива вместе с разработкой новой технологии изготовления топливных зарядов произвело подлинную революцию в области РДТТ и всей ракетной техники. Именно эти твердотопливные двигатели нового типа позволили США осуществить вслед за нашей страной запуск первого своего ИСЗ (1958 г.) и вывести КА на межпланетную траекторию (1959 г.). В обоих этих случаях использовались четырехступенчатые РН («Джуно-1» и «Джуно-2» соответственно) с различным числом почти одинаковых маршевых РДТТ на второй, третьей и четвертой ступенях: связкой из 11 двигателей, связкой из 3 двигателей и одиночным двигателем. Все эти РДТТ работали по 6,5 с и развивали тягу около 7 кН каждый при удельном импульсе от 2160 до 2450 м/с. В стальных цилиндрических корпусах РДТТ диаметром 150 мм содержалось по 21–23 кг смесевого топлива с полисульфидным горючим-связкой; горение заряда происходило по поверхности осевого звездообразного канала. Эти скромные двигатели положили начало широкому применению РДТТ в космонавтике.

Дальнейший прогресс в области космических РДТТ был связан с разработкой более совершенных составов смесевых топлив, созданием конструкций реактивных сопел, способных работать в течение многих десятков секунд, применением новых конструкционных, теплоизоляционных и других материалов, усовершенствованием технологических процессов изготовления РДТТ и т. д. Рассмотрим теперь более подробно топлива и топливные заряды, а также реактивные сопла современных космических РДТТ.

Топлива и топливные заряды. Первыми нашли широкое применение в РДТТ смесевые топлива на основе перхлората калия и полисульфида. Значительное увеличение удельного импульса РДТТ произошло после того, как вместо перхлората калия стал применяться перхлорат аммония, а вместо полисульфидных - полиуретановые, а затем полибутадиеновые и другие каучуки, и в состав топлива было введено дополнительное горючее - порошкообразный алюминий. Почти все современные космические РДТТ содержат заряды, изготовленные из перхлората аммония, алюминия и полимеров бутадиена (СН 2 = СН - СН = СН 2).

Кроме этих основных компонентов, в топливо также - вводятся пластификаторы, отвердители, катализаторы и другие добавки, предназначенные для улучшения его физических, механических и технологических свойств, обеспечения полимеризации горючего-связующего, получения расчетных характеристик горения, увеличения допустимого срока хранения заряда и т. д. Ниже представлен характерный состав смесевого топлива, используемого в современных мощных РДТТ:

В современных космических РДТТ сравнительно редко применяется и модифицированное двухосновное, или смесевое двухосновное, топливо. Из последнего названия следует, что по составу топливо это является промежуточным между обычным двухосновным топливом и смесевым. Действительно, оно содержит компоненты как того, так и другого топлив: обычно кристаллический перхлорат аммония (окислитель) и порошкообразный алюминий (горючее), связанные при помощи нитроцеллюлозно-нитроглицериновой смеси (в каждом из компонентов которой содержатся дополнительные окислитель и горючее). Вот типичный состав модифицированного двухосновного топлива:

При той же плотности, что и смесевое полибутадиеновое топливо, модифицированное двухосновное характеризуется несколько большим удельным импульсом. Недостатками же его являются более высокая температура горения, большая стоимость, повышенная взрывоопасность (склонность к детонации). С целью увеличения удельного импульса как в смесевые, так и в модифицированные двухосновные топлива могут вводиться сильно взрывчатые кристаллические окислители: гексоген (CH 2 NNO 2) 3 , октоген (CH 2 NNO 2) 4 и др. Их содержание ограничивается возрастающей детонационной опасностью топлива.

Типичный технологический процесс снаряжения РДТТ смесевым топливом выглядит следующим образом. Вначале производят подготовку внутренней поверхности корпуса (очистка, обезжиривание и т. д.) и приготавливают топливную массу. Затем на указанную поверхность наносят последовательно несколько синтетических полимерных материалов, образующих три слоя: адгезионный, теплозащитный и вновь адгезионный (рис. 3). Причем технологический процесс рассчитывается таким образом, чтобы вулканизация последнего слоя завершалась вместе с отвердеванием топливной смеси. Она приготовляется в смесителях, где исходные компоненты превращаются в густую, вязкую жидкость, Указанная операция и последующая заливка смеси в корпус РДТТ производятся преимущественно под вакуумом, чтобы удалить из смеси воздух и растворенные газы и предотвратить таким образом образование пустот в заряде.

Для заливки топлива корпус РДТТ помещается в специальную технологическую камеру, снабженную воздушными системами нагрева и вентиляции. Чтобы получить заряд с внутренними каналами, внутри корпуса монтируются оправки (стержни) соответствующей формы (которые впоследствии извлекаются). После заливки топлива в корпус РДТТ технологическая камера закрывается и выдерживается в течение 3–7 сут при температуре порядка 60 °C, что обеспечивает отверждение топливной массы. До истечения указанного срока камера может ненадолго открываться для нанесения на те или иные поверхности изготавливаемого заряда полимерного бронирующего покрытия, которое отвердевает вместе с топливной массой.

Готовый заряд имеет вид твердой резины или пластика. После охлаждения его подвергают тщательному контролю на сплошность и однородность массы, прочное сцепление топлива с корпусом и т. д. Трещины и поры в заряде, как и отслоения его от корпуса в отдельных местах, недопустимы, так как могут привести к нерасчетному увеличению тяги РДТТ с соответствующим уменьшением времени работы (вследствие увеличения горящей поверхности), прогарам корпуса и даже взрывам. Для проверки качества снаряженного таким образом корпуса используются рентгеновские, ультразвуковые и другие неразрушающие методы дефектоскопии.

Рис. 3. Схема крепления топливного заряда к корпусу РДТТ:

1 - корпус; 2, 4 - адгезионный состав; 3 - теплоизоляционный слой; 5 - топливный заряд

Топливный заряд, изготовленный способом заливки смеси в корпус, является, по существу, неотъемлемой частью силовой конструкции РДТТ, Он должен быть достаточно прочным и в то же время эластичным, чтобы противостоять статическим, динамическим и тепловым нагрузкам, которые возникают в процессе изготовления, транспортировки и хранения РДТТ и, наконец, во время полета.

Расчет заряда на прочность является сложной процедурой, выполняемой при помощи ЭВМ. В частности, возникаемые трудности объясняются тем, что возможные деформации заряда зависят от характера приложения нагрузки, поскольку смесевое топливо, подобно другим полимерам, относится к вязко-упругим материалам. В общем случае оно характеризуется малым модулем упругости, большим относительным удлинением, достаточно высокой прочностью на разрыв и выраженным пределом текучести. Смесевое топливо теряет твердость и прочность с повышением температуры, становится жестким и хрупким (переходит в стеклообразное состояние) при низких температурах. Структурные нарушения в заряде под воздействием нагрузок (в том числе циклических) «аккумулируются» и развиваются в конечном счете в трещины на свободной поверхности заряда или приводят к отслоению заряда от корпуса. Смесевое топливо является достаточно пластичным при медленном приложении нагрузки, но хрупким при быстром, ударном приложении. Последний случай соответствует, например, моменту запуска РДТТ, когда давление в нем резко возрастает.

В дополнение ко всем этим особенностям топлива при прочностном расчете РДТТ необходимо также учитывать существенное различие в характеристиках (коэффициенте термического расширения и т. д.) для топлива, материала корпуса и находящихся между ними материалов. Обеспечение целостности соединения топливного заряда с теплоизоляционным слоем является важным условием для создания надежно работающего РДТТ. Прочность указанного соединения, как и самого заряда, определяется в конечном счете прочностью входящего в состав топлива материала горючего-связующего.

При проектировании РДТТ, разработке технологического процесса его изготовления и дальнейшей эксплуатации в составе РН и КА необходимо учитывать то обстоятельство, что твердые топлива, а также бронирующие, теплоизоляционные, адгезионные и другие полимерные материалы подвержены «старению», т. е. необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов. Поэтому при длительном хранении снаряженных РДТТ могут ухудшаться энергетические и внутрибаллистические параметры заряда, повышаться чувствительность топлива к внешним воздействиям, снижаться прочность различных структурных элементов и происходить другие нежелательные изменения. Указанное обстоятельство заставляет разработчиков РДТТ и ракетных топлив самым тщательным образом подбирать компоненты полимерных материалов, обращая внимание не только на их стабильность в отдельности, но и. на взаимную совместимость. Хранение РДТТ производится с соблюдением надлежащих условий и правил обращения. Обычно гарантийный срок хранения определяется снижением прочностных характеристик топливного заряда и соседнего с ним адгезионного слоя.

Реактивные сопла. После того как мы обсудили основные вопросы, связанные с топливным зарядом, перейдем к реактивному соплу РДТТ. В течение всего времени работы двигателя на сопло воздействует поток газов с начальными температурой до 3500 К и давлением до 7 МПа и более, движущийся со скоростью, которая достигает 3 км/с (на выходе из сопла). Если камеру ЖРД охлаждать при помощи жидких топливных компонентов, то при создании РДТТ можно рассчитывать лишь на применение жаростойких, теплоизоляционных и других специальных материалов.

Типичная конструкция сопла современного космического РДТТ представлена на рис. 4. Из него видно, что стенка сопла состоит из нескольких слоев различных материалов. Каждый из них выполняет вполне определенную функцию. Наружная оболочка (рубашка) сопла является его основным силовым элементом. Она изготавливается из высокопрочных сталей, титановых и алюминиевых сплавов, а также армированных пластиков. От теплового и эрозионного воздействия газового потока рубашку защищает внутренняя оболочка, непосредственно соприкасающаяся с горящим газом. Особо интенсивному тепловому и эрозионному воздействию подвергается горловина сопла, что могут выдержать лишь немногие материалы.

При тех высоких температурах, которые достигаются в РДТТ, наилучшими характеристиками обладает графит, в особенности пиролитический. Последний не только хорошо противостоит эрозии, но имеет и те достоинства, что хорошо проводит тепло вдоль поверхности кристаллизации и обладает теплоизолирующими свойствами в перпендикулярном этому направлении, а также отличается низким коэффициентом термического расширения. Различные виды графита используются для изготовления кольцевых вставок или тонких защитных пластин (пирографит), которые и устанавливаются в горловинах сопел. Такие конструктивные элементы характерны, однако, в основном для небольших РДТТ, так как существует опасность растрескивания крупных графитовых деталей при запуске двигателя - из-за теплового удара. Широкому применению пирографита в значительной степени препятствует его высокая стоимость.

Рис. 4. Сопло РДТТ:

1 - наружная оболочка; 2 - внутренняя оболочка; 3 - теплоизоляционная оболочка

Чаще всего внутренние детали сопел космических РДТТ изготавливаются из термостойких пластиков, в которых графитовые, угольные, кремнеземные, кварцевые либо асбестовые волокна связаны в одно целое при помощи феноло-формальдегидных смол (таким образом, указанные волокна являются армирующими наполнителями, а смолы - связующими). При работе РДТТ поверхностный слой этих материалов, соприкасающийся с горячим газом, подвергается абляции, т. е. оплавлению, испарению, разложению и химической эрозии с последующим уносом массы газовым потоком.

Из перечисленных выше абляционных материалов наиболее стойкими к эрозии являются угле- и графитопластики, которые и применяются в горловинах сопел. На остальных же участках стараются использовать другие пластики, менее стойкие, но зато более дешевые. Между внутренней аблирующей оболочкой и внешней силовой рубашкой сопла обычно предусматривается слой теплоизоляции из асбо- или кремнепластиков, которые характеризуются низкой теплопроводностью и служат дополнительной защитой рубашки от нагрева.

Процесс изготовления пластиковых деталей сопла обычно включает намотку ленты из соответствующего материала на профилированную оправку, последующее отверждение изделия при давлении до 7 МПа и температуре порядка 150 °C и, наконец, механическую обработку полученной заготовки до необходимых размеров. При сборке сопла пластиковые детали устанавливаются при помощи эпоксидных клеев, последующее отверждение которых производится в нормальных окружающих условиях.

Из рассмотренного видно, что РДТТ характеризуется конструктивной простотой, В то время как ЖРД является лишь частью двигательной установки, в которую входят еще и топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов, сам по себе РДТТ является, по существу, двигательной установкой. Однако, как мы видели, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».

Полезно привести некоторые соображения в пользу применения РДТТ в космонавтике, дополнительные к тем, которые высказывались ранее. Отметим прежде всего, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твердого топлива позволяет создавать двигательные установки, в которых на конструкцию приходится лишь 5–7 % от общей массы (при использовании ЖРД этот показатель в 1,5 раза хуже). Указанное обстоятельство в значительной степени компенсирует меньший по сравнению с ЖРД удельный импульс РДТТ. По этому важнейшему параметру РДТТ уступает в 1,5 раза лучшим ЖРД, работающим на топливе жидкий кислород - жидкий водород. Известно, что это эффективное топливо явилось одним из факторов успешного осуществления пилотируемых полетов на Луну. Однако его применение не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надежности всего летательного аппарата.

Поэтому в тех случаях, когда от двигательной установки требуется лишь небольшой полный импульс тяги, а тем более если она должна включаться спустя несколько часов или суток после выведения аппарата в космос, выгоднее использовать так называемые высоко-кипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в нормальных условиях. Типичным таким топливом является, например, комбинация четырехокиси азота с несимметричным диметилгидразином.

Но по удельному импульсу это жидкое топливо на 10 % превосходит твердое. Таким образом, для получения одного и того же полного импульса тяги требуется израсходовать твердого топлива на 10 % больше, чем жидкого. Однако ввиду большей плотности твердого топлива (1,76 г/см 3 по сравнению с 1,21 г/см 3 для указанного жидкого) для размещения всего запаса расходуемого твердого топлива потребуется меньший объем: А это означает снижение массы конструкции, и в результате начальная масса заправленной топливом двигательной установки может оказаться одинаковой для жидкого и твердого топлив. В таком случае выбор будет сделан в пользу второго.

Приведенные рассуждения в значительной мере объясняют широкое применение РДТТ в космонавтике. В пользу РДТТ говорит и то обстоятельство, что при освоенном типе твердого топлива, включая технологию изготовления из него заряда, двигательная установка с РДТТ может быть создана в более короткие сроки, с меньшими затратами средств и, как говорят, с «меньшим риском», чем установка с ЖРД той же тяги. Данные соображения становятся особенно важными, когда речь идет об очень высоких уровнях тяги. Крупнейший твердотопливный двигатель, о котором будет рассказано в разделе о маршевых РДТТ, в 1,7 раза превосходит по тяге наиболее мощные современные ЖРД. При его создании было проведено всего четыре стендовых испытания натурных образцов, при разработке же мощных ЖРД таких испытаний проводится несколько сотен.

Следует отметить, что в США в 1965 г. был испытан на стенде экспериментальный РДТТ с диаметром корпуса 6,6 м. Этот двигатель содержал 730 т топлива и развивал тягу до 26 МН. Создание ЖРД такой же мощности представляет и в настоящее время большие трудности. Таким образом, возможности РДТТ далеко не исчерпаны, и реализация их будет зависеть от потребностей развивающейся космонавтики.

Примечания:

Таким образом, к РДТТ не относятся так называемые сублимационные двигатели, в которых твердое рабочее вещество (например, бикарбонат аммония, гидрид лития) превращается при возгонке в газ, и истечение этого газа в окружающую космическую среду приводит к возникновению тяги. Вполне очевидно, что в сублимационном двигателе химическая энергия рабочего вещества для получения тяги не используется.

Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло.

Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см 2 .

Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена

всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.

Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.

Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.

С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».

Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.

Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры.

В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.

В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».

Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо

представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда. Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.

Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.

Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.

В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.

Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.

Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания,

нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.

В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.

Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.

В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульсаI к общему весу двигателяG ДВ (включая и вес топлива G Т ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным

импульсом I ЕД и с комплексом D , представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:

I\G ДВ = G Т I ЕД \G ДВ = I D ,

D = G Т \G ДВ

Величина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.

Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.

ВИДЫ НЕУСТОЙЧИВЫХ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ В КС РДТТ.

1. Неустойчивым называют процесс с автоколебаниями рабочих параметров, характеристики которых выходят за установленные.пределы. Неустойчивость РДТТ существенно снижает надежность двигателей, ухудшает их внутрибаллистические характеристики, увеличивает сроки отработки, повышает стоимость ЛА, может вы­вести из строя бортовую аппаратуру, разрушить двигатель и лета­тельный аппарат.

Возможные результаты возникновения неустойчивого рабочего процесса в камере сгорания РДТТ иллюстрируются рис.1: выход из строя системы управления ракеты вследствие высоких амплитуд механических вибраций, передаваемых от неустойчиво работающе­го" двигателя (верхние рисунки); нерасчетная траектория, являющаяся следствием сверхдопустимых баллистических возмущений параметров двигателя (средние рисунки); механическое разруше­ние двигателя из-за непрерывного роста давления в камере сгора­ния (нижние рисунки).

Рис.1. Некоторые результаты неустойчивости РДТТ:

1 - колебания давления; 2 - фактическое значение ; 3 - проектное значение

Неустойчивые рабочие процессы в камере сгорания РДТТ про­являются прежде всего в виде низко- и высокочастотных неуправ­ляемых колебаний давления в продольном, поперечном, поперечном и тангенциальном направлениях с частотой от нескольких герц до нескольких десятков килогерц. Примеры колебательных режимов РДТТ показаны на рис. 2 и 3 в виде графиков, построенных по результатам экспериментов в координатах (безразмерное отклонение давления)- (безразмерное время работы двигателя).

Рис.2. Типичные формы низкочастотных колебаний давления в каморе сгора­ния РДТТ:

а - качественная картина развития колебаний; б - развитие колебаний, вызванных пиком давления при воспламенении заряда; в - низкочастотная неустойчивость вследствие пика давления при запуске, приводящая к гашению заряда с последующим его воспламенением; г - осциллограмма испытаний РДТТ, склонного к неустойчивым колебаниям с очень низкой частотой; д - низкочастотные колебания давления в период запуска

Рис. 3. Эволюция высокочастотных колебаний в координатах:

- безразмерное время τ.

Как видно, эти режимы сильно отличаются от условий устойчи­вой работы двигателя, когда все рабочие параметры изменяются сравнительно медленно и плавно в процессе горения заряда и лишь как следствие изменения его внутренней геометрии.

Различные неустойчивые режимы работы РДТТ реализуются при наличии возмущений, образующих волны давления. В резуль­тате возникают отклонения характеристик течения продуктов сго­рания, которые нестационарным образом взаимодействуют с пара­метрами поверхности горения. Равновесное течение процессов нарушается, так как под действием волн давления происходят ло­кальные изменения скоростей тепловыделения и газообразования. Частота и форма наблюдающихся при этом волн зависят от меха­низма взаимодействия и внутренней геометрии камеры двигателя. Течение продуктов сгорания ограничивается в основном поверхно­стью горения, а также криволинейной стенкой днища с теплозащит­ным покрытием, с одной стороны, и критическим сечением сопла - с другой.

В случае, когда флуктуации тепло- и газовыделения находятся в соответствующей фазе и имеют достаточную амплитуду, позволяю­щую преодолеть потери энергии, происходит усиление интенсивнос­ти волн. Этот процесс усиления продолжается до тех пор, пока не появятся условия для нового баланса энергии.

Эти условия устанавливаются в зависимости от конкретных фи­зических параметров в очень широком диапазоне интенсивности волн. Обычно при этом преобладает какая-нибудь отдельная мода. Все это сильно затрудняет математическое описание происходящих в камере сгорания колебательных процессов.

Как правило, в условиях колебаний давления в камере ско­рость горения твердых топлив увеличивается. Это приводит к росту давления и тяги по сравнению с расчетным режимом и уменьше­нию времени сгорания заряда. Сила тяги, кроме того, получает ко­лебательную составляющую, которая передается корпусу ракеты, что и является причиной выхода из строя аппаратуры, в том числе и системы управления и т. д. При значительном повышении давления двигатель (или заряд) может разрушиться. Если двигатель устойчив, то возникающие колебания или имеют допустимую амп­литуду, или просто затухают вследствие преобладания диссипации энергии над энергией возмущающих сил.

2. В настоящее время наиболее распространенным является разделение периодических колебаний в камерах РДТТ по их часто­те. Выделяют низкочастотные и высокочастотные ко­лебания в камере сгорания.

Низкочастотная неустойчивость определяется автоколебаниями в камере сгорания с частотой, меньшей чем минимальная собствен­ная акустическая частота. Диапазон таких низких частот ограничи­вается колебаниями с частотой не более 100 Гц. При низкочастот­ных колебаниях давление в камере сгорания изменяется во всех точках ее объема одинаково, т. е. этот объем представляется какодно целое. Так как характеристикой, определяющей в основном область неустойчивости этого вида, является приведенная длина камеры, равная

где - объем камеры сгорания; - площадь критического (ми­нимального) сечения сопла, то этот тип неустойчивости часто называют -неустойчивостью (особенно в зарубежной литературе). -неустойчивость встречается чаще всего в небольших РДТТ (при малых } и при сравнительно низких давлениях.

Высокочастотная неустойчивость определяется автоколебаниями в камере сгорания с частотой, близкой к одной из собственных акус­тических частот камеры сгорания.

При высокочастотной неустойчивости в камере сгорания распро­страняются акустические волны, усиливающиеся при отражении от поверхности горения за счет притока акустической энергии от горя­щей поверхности (рис.4). Обычно колебания давления при акус­тической неустойчивости постепенно нарастают от очень малых зна­чений амплитуды до больших (см. рис.3). Такие колебания на­зываются расходящимися .

Рис.4. Схема взаимодействия между зоной горения и акустическими волнами

Затухающие акустические колебания имеют постепенно уменьшающуюся амплитуду. Для периодических (или регулярных) колебаний характерны постоянные амплитуда и частота.

Периодические акустические колебания в камере сгорания мо­гут быть продольными и поперечными .

Продольные - это высокочастотные колебания вдоль оси камеры (см. рис.5а).

Поперечные колебания в камере сгорания представляют собой высокочастотные колебания в плоскости, перпендикулярной оси камеры. Эти колебания в зависимости от направления колебатель­ного движения делятся на тангенциальные , радиальные и смешанные поперечные колебания (см. рис.5б,в).

Рис.5. Три класса акустических волн:

а - продольные колебания с наименьшей частотой (где а - средняя скорость звука в объеме); б - тангенциальные поперечные (); в - радиальные попереч­ные ().

В простейшем виде колебательная система может быть описана следующим волновым уравнением:

(2)

где - малое возмущение давления; а - скорость звука; τ - время.

Общее решение этого уравнения в цилиндрических координатах для абсолютно жестких стенок камеры сгорания имеет вид

где k, m, n - целые числа; I m - функция Бесселя первого рода по­рядка т ; - k -й корень уравнения ; и - произвольные постоянные; и - произвольные фазовые углы; - круговая частота; D - диаметр камеры; φ и r - цилиндри­ческие координаты.

При этом формула для определения собственных частот акусти­ческих колебаний продуктов сгорания в камере в общем случае имеет такой вид:

(4)

Члены с m = 0 ; n ≠ 0 ; k = 0 соответствуют продольным модам с частотой

Члены с m = 0 ; n = 0 ; k ≠ 0 соответствуют радиальным модам с час­тотой первого радиального вида колебаний (k =1):

Члены с k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - тангенциальным модам с частотой пер­вого тангенциального вида колебаний (m =1):

Отметим, что в камере сгорания могут наблюдаться и продольно-по­перечные колебания.

В двигателях с большим отношением длины к диаметру (L/D> >10) в камере сгорания могут возникать самоподдерживаю­щиеся продольные колебания при наличии возмущения, превыша­ющего определенное критическое значение (высокочастотные поперечные колебания возникают самопроизвольно, на­чиная с очень малых амплитуд при наличии мягкого возбуждения автоколебаний.). Отметим, что продольные акустические моды занимают диапазон частот 100...1000 Гц.

Акустические колебания с развитой амплитудой требуют исследования при помощи нелинейных уравнений. Поэтому их называют нелинейными , в отличие от линейных колебаний малой амплитуды, которые анализируются с помощью линейных дифференци­альных уравнений.

Предельным случаем неустойчивости рабочего процесса в РДТТ является резкое увеличение значений всех параметров продуктов сгорания вследствие возникновения сильной ударной волны, при которой горение переходит в детонацию.

Все эти виды неустойчивости относятся к динамической неустой­чивости, так как определяются нестационарными процессами горе­ния в отличие от статической неустойчивости, когда срыв устойчивого горения с последующим не­ограниченным ростом давления в камере сгорания происходит из-за резкой чувствительности стационарной скорости горения к измене­ниям давления. Неустойчивость такого вида имеет место при v >l. Поэтому на практике используются топлива с v

3. Общие сведения о механизмах возникновения колебаний в РДТТ. В реальных условиях неустойчивые режимы РДТТ вызывают сложные смешанные колебания различных постоянно меняющихся частот. Например, в двигателе второй ступени ракеты «Посейдон» в течение первых 10с наблюдали колебания с гармониками девяти различных частот. В РДТТ ракеты «Минитмен II» в течение первых двух секунд появились колебания с частотой 300 Гц, которые пере­шли в колебания с частотой ~500 Гц, длящиеся 10...15 с. В РДТТ ракеты «Минитмен III» сразу после запуска (через 0,1...0,2 с) в те­чение 4 с появились колебания с частотами ~850 Гц, а затем с ω= 330 Гц (длящиеся ~ 12 с). Все эти колебания имели значитель­ную интенсивность и если и не привели к аварии, то создали реаль­ные предпосылки для повреждения бортовой электронной аппаратуры. Известные математические модели неустойчивого рабо­чего процесса в камере РДТТ пока не могут достаточно полно описать реальные процессы. Так, в частности, приведенное волно­вое уравнение (2) записано для идеальной цилиндрической полости, наполненной однородной газовой смесью с малой скоростью движения и малой амплитудой колебаний газа. Это уравнение не учитывает переменности объема полости из-за выгорания заряда, переменности состава продуктов сгорания по объему, возможности колебаний стенок камеры и заряда, неравномерности процессов в зоне горения твердых ракетных топлив и т. д. Следовательно, оно не может объяснить причин возникновения и поддержания колебаний в камере.

РДТТ является автоколебательной системой, которая включает часть камеры, заполненную продуктами сгорания, источник энер­гии и механизм* (или ряд механизмов), подводящий энергию к ко­лебательной системе. Важнейшими вопросами, требующими разъ­яснения при изучении неустойчивости РДТТ, являются выявление механизма возбуждения (или подавления) колебаний, определение границ** или порога возникновения колебаний, их амплитуды и частоты.

В ранних исследованиях считалось, что механизм низкочастот­ной неустойчивости определяется запаздыванием изменений ско­рости горения (вследствие температурного градиента на поверх­ности) по отношению к возмущениям давления и расхода газов из камеры.

В настоящее время считается, что механизм возбуждения не­акустических низкочастотных колебаний может быть объяснен с акустической точки зрения. Поэтому причины неустойчивости РДТТ в общем случае следует искать во взаимодействии полости камеры сгорания и поверхности горящего топлива (см. рис.4).

Скорость горения растет с увеличением давления, поэтому при небольших флуктуациях давления вблизи поверхности горения про­исходит местное повышение скорости горения (вследствие возраста­ния теплового потока в зону горения), которое способствует новому росту давления; последнее опять увеличивает скорость горения и т. д. В результате этого амплитуда колебаний возрастает, что и приводит к неустойчивости. Кроме этого фактора, причиной колеба­тельных режимов является наличие пульсирующего теплового пото­ка, идущего к поверхности заряда. Такие пульсации теплового пото­ка определяют наличие затухающей температурной волны внутри твердого топлива, в результате чего на гребнях этой волны скорость разложения топлива (согласно экспоненциальному закону Аррениуса) будет превышать нормальную скорость горе­ния в большей степени, чем замедляться на впадинах. Суммарный эффект действия такого пульсирующего теплового потока приводит к повышению скорости разложения. Поэтому, если топливу свойст­венна экзотермическая реакция, способствующая усилению темпе­ратурной волны, то такое топливо более чувствительно к высокочастотным колебаниям. Очевидно, что в случае эндотермических реакций топлива температурные волны будут самозатухающими. Все эти явления учитываются в различных теоретичесих моделях колебательных режимов РДТТ. Такая качественная картина возникновения неустойчивых режимов работы РДТТ тем не менее в ряде случаев не может объяснить причину появления колебаний.

* Под механизмом в данном случае понимают и физико-химические процес­сы, объединенные причинной связью.

** Граница устойчивости рабочего процесса в камере сгорания представляет собой совокупность значений режимных параметров, разделяющую области устойчивости и неустойчивости

ВЫСОКОЧАСТОТНАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ РДТТ

1. С точки зрения теории решение задачи о высокочастотной не­устойчивости РДТТ сводится к решению уравнения акустической волны с учетом акустических внутренних характеристик камеры (естественно, с соответствующими граничными условиями). Накоп­ленный экспериментальный материал позволил выделить следующие специфические для этого режима особенности:

а) в камерах РДТТ появляются акустические колебания с большими амплитудами, достигающими иногда величины среднего рабо­чего давления;

б) такие колебания появляются, как правило, спорадически, причем в процессе работы двигателя может возбуждаться одна оп­ределенная мода колебаний или несколько с тем, чтобы исчезнуть, а через некоторое время устойчивой работы снова возникнуть в новой комбинации мод, которая может включать, а может и не
включать предыдущие и т. д.;

в) для воспроизведения частотно-временного спектра неустойчивого режима необходимо со скрупулезной точностью повторить ус­ловия испытаний с соблюдением неизменности состава топлива, внешних условий и т. п.;

г) довольно часто колебания с большой амплитудой сопровож­даются увеличением средней скорости горения топлива.

2. Для теоретического описания такого сложного явления, как высокочастотная неустойчивость РДТТ, необходимо камеру рас­сматривать как акустический резонатор, имеющий множество резо­нансных частот, при которых он будет наиболее легко возбуждать­ся. Будут ли любые малые возмущения возбуждать одну или более
характеристических мод камеры как резонатора, зависит от соот­ношения между приходом акустической энергии и ее потерями. Схематическое изображение механизмов акустического усиления и потерь энергии в камере РДТТ показано на рис.6. Модель двига­теля включает конструкцию камеры с достаточно толстыми стенка­ми. На одном конце этой цилиндрической оболочки находится сопло, внутри - два вещества: топливо в твердом состоянии и газообраз­ные продукты сгорания с высокой температурой и давлением. Гра­ница их раздела определяется поверхностью горения и геометри­чески может быть самой неопределенной. Она может иметь большие градиенты температур, высокие скорости энерго- и массообменных процессов, сопро­вождаемых сложными химическими реак­циями. Течение продуктов сгорания также чрезвычайно сложно, оно характеризуется переходом от небольших скоростей оттока перпендикулярно поверхности горения продуктов сгорания до звуко­вых в критическом сечении.

Рис.6. Факторы, воздействующие на устойчивость двигателя

Факторы, воздействующие на устойчивость двигателя, включают: А- поверхность горения, связывающая давление и скорость газа; В- тепловое излучение; С- вязкоупругие потери в топливе; D- эффекты в камере сгорания, в том числе демпфирую­щее действие частиц в потоке, другое вязкотермическое затухание, релаксационные затухания, остаточные химические реакции; Е- корпус двигателя, определяющий эффекты вязкотермических потерь на стенках, внешнего влияния и др.; F- эффекты демпфирования сопла. Поверхность горения является источником акустической энергии, а все остальные факторы - ее потерями. Так как неустойчивость возможна до тех пор, пока акустические потерн не превзойдут акустические усиления, то определение акустических потерь отнюдь немаловажно.

Представляет интерес знание акустических характеристик зоны горения, которые можно количественно опи­сать удельной акустической проводимостью поверхности горения или передаточной функцией топлива. Характеристики твердого топ­лива определяются с точки зрения акустики двумя модулями упру­гости, действительные части которых связаны со скоростью распро­странения возмущений за счет сдвига и расширения, а мнимые час­ти выражают потери энергии, вызываемые этими возмущениями. Что касается зоны горения, то се толщина существенно меньше по сравнению с сантиметровыми или большими длинами акустических волн, и поэтому ее можно считать принадлежащей поверхности. Это позволяет поверхность горения и другие граничные поверхности ка­меры характеризовать их акустическими проводимостями, действи­тельная часть которых описывает усиление или затухание акустиче­ских колебаний.

3. Теоретическое рассмотрение задачи о высокочастотной неус­тойчивости требует решения уравнений, описывающих с учетом ука­занных выше эффектов физические и химические процессы. Эти про­цессы протекают в объеме, содержащем твердую и газообразную среды, разделенные сложной границей, способной подводить допол­нительную энергию в поле акустических колебаний. При этом основ­ным вопросом становится выбор тех форм процесса, на которых следует акцентировать внимание; выбор допущений и упрощений, которые следует сделать при математическом описании модели, с тем, чтобы она была достаточно реальной, поддавалась ясной ин­терпретации и позволяла математически ее обработать.

На этом пути имеется два направления. Одно - связано с изучением колебаний малой амплитуды на границе устойчивости, а реше­ние задач осуществляется с помощью анализа малых возмущений, приводящего к линейным дифференциальным уравнениям. Основным в линейной теории является вопрос: будет ли расти ампли­туда случайных малых возмущений давления, всегда имеющих мес­то в ракетном двигателе или нет. Устойчивость при наличии малых возмущений является необходимым, но не достаточным условием для устойчивости вообще. По этой причине второе направление исследует также колебания с развитой амплитудой, которые опи­сываются нелинейными дифференциальными уравнениями.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ)

РДТТ - ракетный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе. РДТТ широко применяются в качестве стартовых и маршевых двигателей ракет различных классов и реактивных снарядов. В авиационной и космической технике используются как ускорители взлёта самолётов, для отделения и увода отработавших ступеней космических ракет, обеспечения мягкой посадки при десантировании грузов, в системах аварийного спасения экипажей летательных аппаратов и др.

Общими элементами любого РДТТ являются: корпус 1 (камера сгорания), заряд твёрдого ракетного топлива2, сопловый блок 3, воспламенитель 4, электрозапал 5 и тепловая защита. Заряд топлива либо свободно вложен в камеру сгорания в виде одной или нескольких шашек, либо скреплён с её стенками путём заливки в камеру топлива в полужидком состоянии с последующим его отверждением. Изменение поверхности горения по времени работы РДТТ определяет характер изменения тяги двигателя (тяга постоянная, увеличивается, уменьшается, изменяется ступенчато). Применяются канально-щелевые, звездообразные, торцевые и другие заряды. Участки поверхности, которые необходимо исключить из процесса горения, бронируются покрытиями из резинотканевых материалов. Для изготовления корпусов РДТТ применяются высокопрочные стали, алюминиевые и титановые сплавы, а также композиционные материалы. Воспламенительное устройство располагается, как правило, на переднем днище корпуса и служит для создания начал давления и зажигания заряда топлива. Сопловой блок преобразует тепловую энергию продуктов сгорания топлива в кинетическую энергию газовой струи. Вкладыш соплового блока, образующий горловину сопла, как самый теплонапряжённый элемент РДТТ, изготовляется из тугоплавких материалов (графит, вольфрам, молибден) или эрозионностойких пресс-материалов. Для тепловой защиты внутренних стенок корпуса РДТТ и раструба сопла применяются стекло-, угле- и органопластики, пресс-материалы на основе асбеста и фенольных смол.

Основные требования, предъявляемые к тепловой защите, - низкая теплопроводность и малая скорость деструкции при воздействии высокотемпературного потока газа.

РДТТ может иметь дополнительные устройства, служащие для управления вектором тяги. Изменение тяги осуществляется регулированием критического сечения сопла или вскрытием сопел противотяги; прекращение горения заряда топлива (например, для обеспечения заданной скорости в конце активного участка траектории) достигается резким сбросом давления в камере сгорания путём открытия спец. окон либо впрыском охлаждающей жидкости. Направление вектора тяги изменяется с помощью газовых рулей, помещаемых в вытекающую струю газа, поворотных сопел, несимметричным вспрыском жидкости или вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла и др. Несмотря на сравнительно малый удельный импульс тяги (2,5-3 км/с), РДТТ имеют существ, преимущества: возможность получения большой тяги (до 12 МН и более); высокая степень готовности к пуску, возможность длит, хранения; простота и компактность конструкции; высокая надёжность и простота эксплуатации.

Ракетный двигатель на твердом топливе состоит из слоев топлива, расположенных в поперечном по отношению к оси заряда направлении и снабжен системой инициирования, обеспечивающей поочередную детонацию слоев вещества. Слои топлива с высокой детонационной способностью, толщина которых значительно больше критической толщины детонации топлива, перемежаются с другими слоями топлива из вещества с невысокой детонационной способностью, толщина которых значительно меньше его критической толщины детонации, но достаточна, чтобы воспрепятствовать передаче детонации от предыдущего слоя с высокой детонационной способностью последующему слою с высокой детонационной способностью. Слои топлива с высокой детонационной способностью и слои топлива с невысокой детонационной способностью скреплены друг с другом. Система инициирования обеспечивает поочередную детонацию слоев вещества с заданной постоянной или переменной частотой. Изобретение позволяет создать ракетный двигатель с высоким удельным импульсом тяги и возможностью изменения тяги в широких пределах. 1 ил.

Твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ) имеют одно значительное преимущество перед жидкостными. РДТТ чрезвычайно просты по конструкции: корпус, заполненный твердым топливом, а у корпуса есть отверстие с соплом. Горение топлива происходит в корпусе под давлением. Именно давление обеспечивает устойчивое горение топлива. При переходе к более калорийным (энергетическим) топливам для устойчивого их горения, как правило, требуется еще большее давление. Все это приводит к необходимости делать корпуса более прочными, следовательно, тяжелыми, что частично уменьшает эффективность перехода на более калорийные виды топлива.

Общеизвестны и широко применяются ракетные двигатели на твердом топливе в различных конструкциях вариантах исполнения в зависимости от назначения. Для всех вариантов исполнения таких двигателей обязательно наличие камеры сгорания с сопловым блоком и заряда твердого топлива, помещенного в камеру. Путем сжигания заряда производят высвобождение запасенной в нем потенциальной энергии, которая аккумулируется в образующихся при этом газах, нагреваемых до высоких температур В зависимости от соотношения газопритока от горящего заряда газов и газооттока их через проходное поперечное сечение соплового блока в полузамкнутом объеме камеры сгорания устанавливается определенное давление. Под воздействием давления газы истекают через сопло, разгоняясь до высоких скоростей, приобретая определенное количество движения. Соответственно такое же количество движения приобретает ракета. Потенциальная химическая энергия только частично преобразуется в двигателе в полезную механическую энергию движения, а частично теряется в виде тепла уносимого неостывшими газами.

Схема РДТТ

1 - заряд твердого ракетного топлива, 2 - корпус камеры, 3 - сопло утопленное, 4 - воспламенитель

Проектирование основных узлов РДТТ:

Отметим роль перечисленных узлов в рабочем процессе ДУ (газогенератора).

Как уже отмечалось выше, источником энергии и газообразных продуктов сгорания в рассматриваемых системах является топливный заряд, в котором при прогреве до определенной температуры, называемой температурой воспламенения (вспышки), начинается химическая реакция с выделением газообразных продуктов сгорания с большим количеством тепла.

РДТТ с зарядом вкладного типа:

1 - цилиндрическая обечайка корпуса РДТТ; 2 . - переднее дно;., 3 - сопловое дно; 4 - узлы крепления заряда; 5 - топливный заряд; 6 - система воспламенения; 7 - сопло; 8 - сопловая заглушка; 9 - теплозащитное покрытие и (или) защитно-крепящий слой

Корпус ДУ совместно с обоими днищами ограничивает объем, в котором происходит горение топлива, обеспечивая получение заданного уровня реализуемых внутрибаллистических параметров и выполняя роль несущей конструкции.

Истечение продуктов сгорания осуществляется через сверхзвуковое сопло, роль которого заключается в повышении эффективности преобразования тепловой энергии, выделенной в камере РДТТ, в кинетическую энергию истекающих из камеры продуктов. Форма сопла обеспечивает разгон продуктов сгорания до сверхзвуковых скоростей, что способствует повышению тяги ДУ. Следует заметить, что в настоящее время существуют малогабаритные ДУ на твердом топливе, в которых сопловой блок как таковой отсутствует. Увеличение же расчетной тяги достигается изменением профиля канала топливного заряда в окрестности выходного сечения, который выбирается близким к профилю соплового блока. В ряде случаев такие РДТТ обеспечивают выполнение требований технического задания по энергетическим показателям, оставаясь при этом максимально простыми.

Поскольку температура продуктов сгорания в камере РДТТ очень высока и может достичь уровня 3500…3700 К, а значения тепловых потоков 10 6 …10 7 Вт/м 2 , то возникает необходимость в защите элементов конструкции ДУ от перегрева и в связи с этим - от разрушения в рабочий период. Эту функцию обеспечивают теплозащитные покрытия, которые могут быть нанесены на внутренние поверхности корпусных узлов, начиная с переднего днища, вплоть до выходного сечения сверхзвукового сопла.

Нагрев поверхности топливного заряда до температуры начала химической реакции обеспечивается системой воспламенения. Простейшим и наиболее часто применяемым на практике способом является реализация системы воспламенения на дымном порохе или пиротехническом составе, размещенной в корпусе, который в рабочий период может оставаться прочным или разрушается. Зажигание навески производится с помощью электрозапала.

Крепление вкладных зарядов обеспечивается, например, диафрагмами, расположенными в окрестности стыков переднего и соплового днищ с обечайкой РДТТ. Прочно скрепленные конструкции требуют при большом отличии коэффициентов температурного расширения материалов корпуса и топлива использования промежуточного слоя между корпусом и топливом - так называемого защитно-крепящего слоя.

Для регулирования величиной и направлением тяги ракетные двигатели могут содержать рулевые органы, узлы, обеспечивающие изменение геометрии соплового тракта и т.п.

В период хранения РДТТ и до определенного момента работы двигателя его внутренний объем должен быть заглушён мембраной, разрушающейся при заданном давлении продуктов сгорания в камере двигательной установки. Наличие мембраны обусловлено необходимостью защитить внутренние поверхности камеры и заряда от атмосферного воздействия, механических загрязнений, а в ряде случаев и удержанием во внутреннем объеме камеры в предстартовом состоянии газа при определенном давлении наддува.

Двигательную установку (газогенератор) на твердом топливе можно характеризовать следующей совокупностью параметров:

масса топлива W T ;

масса всей конструкции РДТТ m к.д. и масса каждого узла m i ;

относительная масса конструкции двигателя б к.д. , определяемая как отношение массы неснаряженного к массе РДТТ x ц.м. ;

местоположение центра масс отдельно по узлам, и в целом для всей конструкции РДТТ;

плотность (коэффициент) заполнения внутрикамерного объема топливом е w , определяющимся как отношение объема топливного заряда к внутреннему объему камеры (от переднего днища до плоскости критического сечения);

тяга двигательной установки и (или) значение массового секундного расхода (Р, т) ;

время работы двигательной установки ф p ;

суммарный I и удельный импульсы I Y РДТТ;

габаритные размеры - длина L, диаметр D двигателя в целом и по узлам.

Перечисленная совокупность параметров не является исчерпывающей и не является единственно приемлемой. Так, например, вместо параметра бк.д могут использоваться:

относительный запас топлива;

коэффициент качества двигателя в д и т.д.

Можно установить связи между этими тремя параметрами:

ракетный двигатель самолет

Перечисленная совокупность параметров наряду с известной областью применения двигательной установки позволяет судить об экономичности РДТТ, достоинствах или недостатках проработки каких-либо узлов. Наиболее показательны в этом смысле параметры б к. д и е w . К настоящему времени наилучшие значения этих величин получены при разработке межконтинентальных баллистических ракет класса MX (б к. д ~ 0,05…0,08; е w « 0,92…0,95).

Описанию рабочих процессов, протекающих в камере ракетной системы на твердом топливе, посвящены, в частности, работы . Отметим совокупность основных процессов, последовательно реализующихся в период работы РДТТ в объеме, достаточном для предварительного представления о внутрикамерных процессах. Для определенности будем рассматривать схему, представленную на рис. 1.

: Рабочий процесс в камере РДТТ начинается с подачи электрического напряжения на электрозапалы пиропатронов. Форс пламени от воспламеняющейся навески пиропатрона обеспечивает зажигание воспламенительного состава, состоящего из дымного пороха или смеси дымного пороха с пиротехническим составом. Горение воспламенительного состава чаще всего происходит в замкнутом объеме прочного корпуса при давлении, большем уровня давления в камере сгорания. Поступление в камеру продуктов сгорания воспламенительного состава происходит через отверстия в корпусе воспламенителя, которые могут быть заранее спрофилированы и заглушены в начальный момент времени. Массоприход в передний объем РДТТ приводит к повышению в нем давления и формированию волны сжатия, перемещающейся к сопловому объему. Скорость распространения волны сжатия по отношению к параметрам газа перед волной может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой. Вслед за волной в свободный объем камеры двигателя распространяются высокотемпературные продукты сгорания воспламенительного состава, прогревающие поверхность топливного заряда за счет конвективного, лучистого и кондуктивного теплопереноса.

После достижения волной сжатия плоскости, в которой размещается заглушка, внутрикамерный процесс может развиваться по двум схемам

Распределение поля давления по длине камеры в различные моменты времени при разрушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от переднего днища к сопловому (заглушка не разрушена); 4, 5 - развитие процесса после разрушения заглушки

Распределение поля давлений по длине камеры в различные моменты времени при неразрушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от переднего днища к сопловому; 4 - волна сжатия достигает плоскости заглушки; 5, 6 - развитие процесса после отражения волны сжатия от заглушки

Измерение давления в камере РДТТ в период работы:

Ро - начальное давление в камере двигателя; Р ЗГ - давление разрушения сопловой заглушки; Рст - рабочий уровень давления продуктов сгорания в камере; О - начало процесса; 1 - момент разрушения заглушки; 2 - момент воспламенения топлива; 3 - время, соответствующее распространению пламени вдоль поверхности топлива; 4 - время выхода двигателя на режим; 5 - окончание квазистационарного периода работы двигателя; 6 - окончание работы двигателя.

Заглушка разрушается, уровень давления в камере примерно выравнивается и сохраняется близким к постоянному до момента, когда к горению начинает подключаться поверхность топливного заряда. Развитие процесса по этой схеме представлено на рис. 2;

Разрушение заглушки рассчитано на высокие значения давления.

Этот факт приводит к отражению волны сжатия от правой границы двигателя и распространению ее в противоположную сторону. В связи со снижением скоростей движения продуктов сгорания в свободном объеме камеры снижается интенсивность процесса прогрева топливного заряда, что приводит к увеличению периода выхода РДТТ на режим квазистационарной работы. Развитие процесса по этой схеме представлено на рис. 3.

Воспламенение топливного заряда происходит в момент времени, когда в поверхностном слое топливного заряда толщиной, измеряемой микронами, будут достигнуты температура и градиент температур, соответствующие некоторым критическим условиям, обеспечивающим устойчивое горение топлива. Распространение пламени по поверхности топливного заряда в зависимости от условий зажигания и геометрии РДТТ может происходить со скоростями 1…300 м/с.

Изменение давления в переднем объеме ДУ за весь период работы показано на рис. 4.

Основной рабочий импульс обеспечивается двигательной установкой на участке кривой 4 -5. Завершение работы РДТТ происходит либо после выгорания топливного заряда, либо принудительно с использованием узла отсечки тяги.

К настоящему времени РДТТ достигли заметного совершенства, что и обусловило их широкое применение на практике:

масса РДТТ в настоящее время может составлять несколько граммов или сотни тонн;

РДТТ может использоваться в настоящее время как исполнительный механизм аварийного отключения систем транспортировки газа и нефти по трубопроводам. В то же время РДТТ может использоваться для вывода больших грузов в космическое пространство;

удельный импульс твердых ракетных топлив вплотную приблизился к удельному импульсу жидких топлив и достиг значений 3000…..3500 м/с;

коэффициент массового совершенства лучших современных РДТТ достигает 0.05…0.10, а коэффициент заполнения внутрикамерного объема приблизился к 0.90….0.95.

Дальнейшее совершенствование РДТТ будет по-прежнему состоять в улучшении энергетических характеристик топливных составов и повышении удельной прочности используемых конструкционных материалов. В частности, можно отметить, что перспективным направлением является использование РДТТ с раздельным размещением компонентов топлива. Актуальной задачей является расширение сферы использования РТДД на область ДУ с глубоким регулированием тяги, с возможностью многоразового включения РДТТ и т.д.

Развитие твердотопливной технике будет продолжаться и в дальнейшем, что обусловлено рядом положительных качеств ракет с РДТТ по сравнению с ракетами с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Ниже отмечаются достоинства и недостатки РДТТ, обусловившие, с одной стороны, их широкое распространение, а с другой - ограничивающие их применение в отдельных объектах техники.

Достоинства и недостатки РДТТ:

Массовое применение РДТТ в военной технике началось несколько ранее, чем применение ДУ на жидком топливе. И в настоящее время в военной технике главенствующее место занимают РДТТ, а в космической технике РДТТ успешно конкурируют с ЖРД. Такая тенденция обусловлена рядом факторов, присущих твердотопливным ДУ, основные из которых изложены ниже.

Безусловно, одним из главных достоинств РДТТ следует считать относительную простоту устройства. Действительно, ведь самые первые РДТТ имели примитивную конструкцию, легко реализуемую даже на технологическом уровне средневековья. Сравнение с ЖРД позволяет отметить такие преимущества конструкции РДТТ:

отсутствуют узлы, связанные с хранением компонентов топлива вне камеры (топливные баки);

отсутствуют узлы транспортировки компонентов топлива из баков в камеру сгорания (трубопроводы, пневмо- и гидроклапаны);

отсутствуют элементы для принудительной подачи топлива в камеру (элементы вытеснительной системы, турбонасосные агрегаты, форсунки и т.д.);

невелико (а в ряде конструкций и вовсе отсутствует) число подвижных узлов.

Значительно усложняется по сравнению с РДТТ конструкция двигательной установки на ядерном топливе. Тем более, что при использовании ядерных топлив возникает задача обеспечения защиты конструкции летательного аппарата (в том числе и пилотируемого) от радиоактивного излучения.

Любые попытки, связанные с использованием ДУ промежуточных схем (ДУ раздельного снаряжения, гибридные двигатели), также приводят к повышению сложности конструкции двигателя. Относительная простота конструкции РДТТ особенно заметна при рассмотрении некоторых специальных схем РДТТ. Так, при использовании твердотопливных двигателей легко решаются вопросы, связанные с обеспечением вращения ракеты вокруг своей оси (например, в турбореактивных снарядах, в которых вращение вокруг своей оси приводит к повышению устойчивости полета снаряда на траектории и к улучшению кучности стрельбы). Конструктивно упрощаются способы разделения ступеней многоступенчатых ракет.

Относительная простота устройства РДТТ влечет за собой и облегчение вопросов, связанных с эксплуатацией ракет и пусковых установок, в которых используется ЙДТТ. Деиствителъно, в связи с относительно небольшим числом узлов в РДТТ требуется небольшой объем трудозатрат на проведение регламентных работ по проверке работоспособности двигателей в период хранения и при подготовке к старту. Можно отметить, что стоимость наземного оборудования, предназначенного для эксплуатации комплексов с баллистическими ракетами дальнего действия, в США составляет соответственно около 45 и 60% полной стоимости комплекса при использовании РДТТ и при использовании ЖРД. Представляет интерес, что к началу 1984 г. на вооружении США имелось 53 ракеты класса «Титан-2» с ракетными двигателями на жидком топливе, которые обслуживались шестью эскадрильями стратегического авиационного командования, и примерно 1000 ракет класса «Минитмен» с ракетными двигателями на твердом топливе, которые обслуживались лишь двадцатью эскадрильями.

Особенно привлекательной для военной техники является высокая готовность оружия с РДТТ к использованию. Достаточно отметить, что зремя предстартовой подготовки к пуску межконтинентальных ракет класса MX не превышает 2…5 мин, включая в это время и возможность перенацеливания ракеты и боеголовок. Для сравнения отметим, что первые ракетные комплексы с ЖРД обеспечивали старт лишь после 4…6 ч предстартовой подготовки. Время подготовки к пуску современных ракет с ЖРД существенно сократилось, но тем не менее по прежнему остается достаточно высоким.

Важным качеством работы РДТТ является их высокая надежность. По отдельным статистическим сведениям после истечения гарантийного срока хранения ДУ вероятность их безотказного срабатывания составляет более 98%. В гарантийный период надежность РДТТ выше 99%.

Среди других факторов, в которых проявляются преимущества РДТТ по сравнению с ДУ на жидком топливе, необходимо отметить следующие:

в большинстве случаев при решении одной и той же тактической или стратегической задачи стоимость ракетного комплекса с РДТТ существенно ниже стоимости комплекса с ЖРД;

массовые характеристики современных РДТТ, в том числе коэффициент их массового совершенства, превосходят аналогичные показатели для ЖРД.

Однако достоинств РДТТ недостаточно для того, чтобы сделать эти ДУ единственно приемлемыми и самыми рациональными как в народном хозяйстве, так и применительно к военной технике. Как и любой технический объект, РДТТ имеют определенные недостатки, что заставляет одновременно развивать ЩУ и других классов. Следует отметить следующие недостатки

• 1. Относительно невысокие значения удельного импульса ДУ на твердом топливе. Пустотный импульс РДТТ не превосходит 00…3500 м/с. Дальнейшее повышение удельного импульса РДТТ затруднено из-за химической несовместимости лучших окислителей и лучших горючих в топливных композициях. Использование двигателей с раздельно снаряженными твердыми компонентами позволяет увеличить удельный импульс не более, чем на 20%. В то же время жидкие ракетные топлива позволяют достигнуть удельных импульсов до 4000…4500 м/с. Еще больших значений можно добиться при использовании ядерных топлив.
• 2. Технологические трудности изготовления топливных зарядов больших масс и габаритов. Эти трудности обусловлены высокими требованиями к отсутствию дефектов в заряде, раковин, трещин, отслоений топлива от защитнокрепящего слоя и т.п. С увеличением габаритов зарядов и повышением удельного импульса применяемых топлив увеличивается взрыво- и пожароопасность при производстве и снаряжении топливного заряда.
• 3. Отдельные эксплуатационные трудности. Часть этих трудностей состоит в необходимости термостатирования РДТТ со смесевыми топливами (в отдельных случаях отгтПТиститными) с целью исключения появления трещин в топливных зарядах, уменьшения разбросов тяги и давления продуктов сгорания в камере двигателя.
• 4. Отдельные конструктивные трудности. К таким трудностям может быть отнесена ограниченность времени работы РДТТ, обусловленная габаритами двигателя и эрозией элементов его конструкции. Из крупногабаритных РДТТ, созданных в настоящее время, наиболее продолжительный период работы (-130 с) достигнут в разгонном РДТТ, применяемом для вывода на крейсерскую высоту многоразового космического корабля «Спейс шаттл». Масса этого РДТТ составляет 586 т.

Другая трудность состоит в сложности разработки РДТТ многоразового включения. Имеющиеся к настоящему времени ДУ на твердом топливе имеют либо ограниченную глубину регулирования, либо при приемлемом показателе глубины регулирования тяговых (расходных) характеристик имеют плохие показатели коэффициента массового совершенства.

Подводя итог, можно, тем не менее, отметить, что достоинства РДТТ обусловили их широкое внедрение в практику.