Космические твердотопливные двигатели. Первые твердотопливные

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.

Министерство образования Российской Федерации

Южно – Уральский Государственный Университет

{ Ю.Ю. Усолкин }

Расчет энергомассовых и габаритных характеристик РДТТ.

Методическое пособие.

В пособии представлена упрощенная методика проектной оценки параметров РДТТ, позволяющая оперативно и с достаточной степенью достоверности (для начальных этапов проектирования ракеты) определить энергетические и габаритные – массовые характеристики ракетного двигателя на твердом топливе.

Пособие составлено на базе методических положений, изложенных в , , и предназначено для выполнения практических работ по определению характеристик РДТТ и курсового проекта по проектированию летательного аппарата на твердом топливе.

Исходные данные:

Состав топлива и его паспортные параметры при стандартных условиях (Р К /Р а = 40/1);

–удельный импульс тяги [м/с];

–плотность [кг/м 3 ];

–температура горения [ 0 К];

–газовая постоянная [Дж/кг∙град];

–показатель процесса (адиабаты);

–закон горения [мм/с].

2. Требуемые энергетические характеристики двигателя (получены по результатам баллистического проектирования ракеты):

Р П – тяга двигателя в пустоте [кН];

–давление в камере сгорания [МПа];

–давление на срезе сопла [МПа].

3. Диаметр двигателя [м].

4. Рассматривается схема типового РДТТ (представлена на рис. 1).

Последовательность расчетов.

определяется приведенный стандартный импульс тяги

здесь: а – процент содержания Al в топливе;

.

Принимаем условие постоянства среднего значения давления в камере сгорания в течение времени работы двигателя, т.е. р к ≈ р к ср = const.

Определяется время работы двигателя, расход топлива и снаряжаемый запас топлива:

диаметр заряда

толщина горящего свода

здесь: d в – диаметр внутреннего канала, принимается d в 0,2D р

здесь, к – коэффициент, учитывающий неиспользуемый запас топлива, зависит от формы заряда, схемы двигателя, формы канала (к=1,01÷1,05)

Определяются геометрические параметры двигателя:

термодинамический комплекс

площадь критического сечения сопла

здесь: χ–коэффициент теплопотерь,

μ–коэффициент расхода

диаметр критического сечения сопла

степень геометрического расширения сопла

площадь выходного сечения сопла

диаметр выходного сечения сопла

полная длина сопла (см. рис. 1)

здесь: β с – угол полураствора конического сопла

(для конических сопел обычно β с =12÷20 0)

длина утопленной части сопла

здесь: ф – учитывает степень утопленности (обычно ф=0÷0,3)

длина выступающей части сопла

диаметр сопла в месте выхода из камеры сгорания

здесь

длина (высота) переднего днища

,

здесь:

длина (высота) сопловой крышки (заднего днища)

,

здесь:

длина цилиндрической части камеры сгорания

,

здесь: - длина выступающей части воспламенителя (зависит от типа воспламенителя и компоновки двигателя в целом)

относительная длина заряда

5.Определяются массовые характеристики двигателя

масса цилиндрической части камеры сгорания

,

здесь: ρ ц – плотность материала [кг/м 3 ]

σ в – предел прочности материала []

f – коэффициент безопасности

Масса переднего и заднего (сопловой крышки) днищ (пренебрегаем размерами вырезов для сопел)

,

масса бронирующего покрытия (зависит от площади бронируемой поверхности заряда, толщины бронировки, плотности материала ρ бр)

здесь: α бр =0,04÷0,1 [мм/с] – коэффициент, постоянный для данного бронирующего покрытия,

- относительный диаметр канала,

- относительный диаметр заряда,

масса сопел

,

здесь: k s – коэффициент, зависящий от формы заряда и размеров канала, k s =2,03÷3,40;

- cредняя плотность материала (металла и теплозащиты) расширяющегося сопла;

α с – коэффициент пропорциональности средней толщины стенки сопла с теплозащитой диаметру камеры сгорания, α с =0,004÷0,008.

масса теплозащиты

здесь: ρ тз – плотность теплозащитного покрытия;

- относительная толщина теплозащитного покрытия.

Толщину теплозащитного покрытия можно определить по зависимости

а тз – коэффициент температуропроводности теплозащиты, по статистике

а тз =(0,5÷1,0)·10 -6 [м 2 /с],

- безразмерная температура,

- допустимая температура нагрева стенки камеры сгорания,

-начальная температура стенки камеры сгорания

масса узлов крепления днищ, воспламенителя и деталей сборки

здесь: K t – температурный коэффициент, зависящий от марки топлива и конструкции заряда, можно принимать K t =1,2.

масса двигателя

6. Определяются массовые характеристики органа управления.

Рассматриваем случай создания управляющих усилий с помощью качающегося сопла двигателя

здесь: m рп – масса рулевого привода (рулевые машины и управляющая арматура);

m БИП – масса бортового источника питания (рабочее тело, емкость и регулирующая арматура);

m креп – масса узлов крепления (включаем в массу m ук).

Масса рулевого привода (РП) зависит от потребной мощности, которая определяется уровнем тяги двигателя, размерами и инерционными характеристиками поворотной (качающейся) части сопла, типом подвеса сопла, величиной управляющего усилия, т.е. углом отклонения сопла, и быстродействием.

В первом приближении можно принять
здесь Р п берется в кН.

Масса бортового источника питания зависит от мощности РП, времени работы двигателя, конструктивного исполнения емкости и применяемого конструкционного материала

здесь: - потребный расход рабочего тела, кг/с,

τ – время работы двигателя, с,

α к – коэффициент совершенства конструкции емкости с учетом наличия арматуры.

7. Определяется масса двигательной установки

Пример расчета энергетических и габаритно–массовых характеристик ДУ на твердом топливе.

Исходные данные:

Выбираем полиуретановое топливо.

Состав: перхлорат аммония (NH 4 ClO 4) – 68%

полиуретан –17%

алюминий – 15%

Паспортные параметры топлива: Р УДСТ =2460 [м/с]; ρ Т =1800 [кг/м 3 ]; Т СТ =3300 [ 0 К]; R СТ =290 [Дж/кгּград]; k СТ =1,16; U(p к)=5,75р к 0,4 [мм/с]

Получено при баллистическом проектировании:

Р П =1000Кн;

р к =10МПа;

р а =0,06МПа.

3. Диаметр двигателя (ракеты) D р =1,6 м.

Последовательность расчетов.

1.Определяем удельный импульс тяги двигателя в пустоте:

.

Определяем расходные характеристики и запас топливаРДТТ

u=5,75ּ10 0,4 =14,43 мм/с

3.Определяем геометрические параметры двигателя:

4. Определяем массовые характеристики двигателя.

Для изготовления корпуса двигателя выберем органопластик с пределом прочности σ в =1400МПа и плотностью ρ м =1400 кг/м 3 . Для изготовления сопла используем титановый сплав с плотностью ρ с =4700 кг/м 3 . Для защиты от тепловых воздействий используем ТЗП на основе совмещенного связующего с ρ тзп =1600 кг/м 3 . Для бронировки заряда выберем покрытие на основе феноло – формальдегидной смолы с плотностью ρ бр =1300 кг/м 3 .

масса цилиндрической части камеры сгорания

Масса днищ

масса бронировки

масса сопел

(здесь cредняя плотность материала сопла получена в предположении, что соотношение толщин стенки сопла и теплозащитного покрытия составляет 1:2 ).

масса теплозащиты

масса узлов крепления

масса двигателя

5. Определяем массу органа управления

Примем расход рабочего тела через РП равным =2 кг/с, коэффициент совершенства конструкции α к =0,15, тогда:

6.Масса двигательной установки

Таким образом, определены все необходимые параметры РДТТ для дальнейшего проектирования ракеты.

Литература.

Проектирование и испытания баллистических ракет. Под ред. В.И. Варфоломеева и М.И. Копытова, издательство МО, М., 1970 – 392с., ил.

Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет. Учебное пособие для вузов. Издательство ЧГТУ, Челябинск, 1996 – 114с., ил.

2.3.1. Периоды работы рдтт

При рассмотрении рабочих процессов в РДТТ выделяют три харак­терных, периода (рис. 2.3):

выход двигателя на рабочий режим t ; этот режим включает вре­мя задержки воспламенения
и время воспламенения заряда и запол­нения свободного объема двигателя (время отсчитывается от момента подачи импульса тока на пиропатрон);

основной период работы двигателя, называемый временем горения заряда t 3 ; на этот участок приходится основная часть (более 90 %) всего времени работы;

время спада давления t, наступающее после сгорания основной час­ти заряда или срабатывания узла отсечки тяги РДТТ.

Полное время работы двигателя определяется суммой этих периодов:

.

При расчете процесса в период выхода двигателя на режим рассмат­риваются уравнения нестационарного (волнового на начальной стадии) течения продуктов сгорания топлива воспламенителя и основного заряда с учетом догорания в кислороде воздуха, прогрева и вспышки топлива, начального прогрева элементов конструкции. Для расчета основного пе­риода используются уравнения течения газа и горения заряда твердого топлива в квазистационарном приближении. Предварительно проводится геометрический расчет выгорания заряда.

В основе геометрического расчета изменения площади горящей по­верхности S (e ) и площади проходного сечения канала F (e )=
в зависимости от толщины сгоревшего свода е лежит допущение о равномерности скорости горения топлива и = de / dt во всем объеме за­ряда. Это означает, что горение заряда происходит параллельными (точ­нее эквидистантными) слоями (рис. 2.4).

На основном участке при малых скоростях течения газа и малых dp / dt с достаточной точностью выполняется уравнение баланса массы в виде up T S =pF/(ср. с п. 3.1.1), на этом участке давление определяется по системе уравнений (0ее 0):

;

.

В случае SS

Имеем
;

;

;

.

Ограничение на начальную тяговооруженность ступени п 0 =имеет вид
, гдеP , I и - начальные тяга, удельный импульс и масса ступени соответственно.

Внутрибаллистические и тяговые характеристики РДТТ заметно из­меняются вследствие отклонений параметров заряда и двигателя от но­минальных. Относительный разброс давления или расхода

где
- относительные отклонения скорости горения от его средне­го (формулярного) значения;
- относительный разброс давления от среднего значения вследствие случайных отклонений параметров за­ряда и двигателя (см. подразд. 3.4); Т 3 - случайные изменения темпе­ратуры заряда в узком диапазоне режима термостатирования.

Рис. 2.3. Изменение давления в РДТТ во времени.

Если термостатирования нет, то в Т 3 учитывается весь интервал температур в заданных условиях применения

Рис. 2.4. Перемещение поверхности горения заряда:

1 - бронирующее покрытие; 2 - твердое топливо; 3 - положение поверхности горения при выгорании свода толщиной е .

С учетом разбросов максимальное давление в двигателе равно

.

В следующем приближении учитываются неоднородности скорости горения вследствие изменений давления и скорости газового потока вдоль канала, а также вследствие местных отклонений физико-механи­ческих свойств топлива, его температуры и деформации (см. подразд. 1.2). Участок спада давления при выгорании заряда начинается тог­да, когда фронт горения подходит к какой-нибудь точке поверхности, соответствующей полному выгоранию свода. На этом участке догорают остатки топливного заряда и истекают продукты горения топлива и раз­ложения покрытий. Для оценки зависимости S(e ) на участке спада давления необходим учет неоднородностей скорости горения по всему объему заряда и случайных отклонений его геометрических характерис­тик. При известной зависимости S(е) давление рассчитывается по пре­дыдущей системе уравнений, скорректированной с целью учета измене­ния количества газа в объеме РДТТ.

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.

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

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».

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 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

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,

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

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.