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.

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.

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.

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.

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

Специальность 160302 – Ракетные двигатели

Курсовая работа

по дисциплине «Теория, расчет и проектирование РД»

Проектирование твердотопливного ракетного двигателя третьей ступени трехступенчатой баллистической ракеты

Пояснительная записка

КР *******.**.**.**.**.***.ПЗ

Выполнил: студент гр. _________________

Дата _____________Подпись ___________

Руководитель: ______________________

Дата _____________Подпись ____________

Омский государственный технический университет

Кафедра Авиа- и ракетостроение

Специальность 160302 – Ракетные двигатели

Задание №

по курсовой работе

по дисциплине Теория, расчет и проектирование РД

Студент ______________ ______ группа ____ _________

(Ф.И.О. полностью)

1. Тема работы Проектирование твердотопливного ракетного двигателя ступени двухступенчатой баллистической ракеты

2. Срок сдачи студентом законченного проекта ______

3. Исходные данные к проекту Тяга ступени = кН;

Время работы ДУ = c ;

Ступень –. _

4.1Разделы пояснительной записки (перечень подлежащих разработке вопросов) по содержанию _______________________________

_____________________________________________________________

Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей)

1.Общий вид ракеты с РДТТ – формат А1

2.Ракетный двигатель – формат А1

6. Дата выдачи задания _________________

Зав. Кафедрой _____________(подпись, дата)

Руководитель ____________________(подпись, дата)

Студент ____________________________________(подпись, дата)

Аннотация

В данном курсовом проекте разработана двигательная установка одноступенчатой баллистической ракеты дальнего действия с основными параметрами:

Дальность полета = км;

Масса ступени = кг;

Масса ГЧ = кг;

Тяга ступени = кН;

Время работы ДУ = c;

Диаметр ракеты = м;

Длина ракеты = м;

Топливо.

Курсовой проект состоит из пояснительной записки и графической части.

В данной пояснительной записке приведены проектировочные, тепловые, газодинамические, массовые и оценочные расчеты.

Записка состоит из листов, содержит рисунков и таблиц. Также к записке прилагается задание на курсовой проект. Библиографический список содержит публикаций.

Графическая часть выполнена на трех листах формата А1.

Введение.

1. Выбор основных параметров РДТТ.

1.1 Выбор типа заряда.

1.2. Выбор формы заряда.

1.3. Выбор топлива

1.4. Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла

2. Расчет РДТТ

2.1. Проектирование сопла

2.2. Расчет щелевого заряда РДТТ

2.3. Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда РДТТ.

2.4. Расчет звездчатого заряда РДТТ.

2.5. Расчет на прочность корпуса РДТТ.

3.Расчет теплозащитных покрытий РДТТ, выполненного по схеме «кокон»33

3.1. Расчет тепловых потоков в элементах РДТТ.

3.2. Расчет теплозащитного покрытия двигателя

Литература:

Введение

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во многих областях авиационно-космической техники. По энергетическим характеристикам они вполне приблизились к ЖРД, превосходя их по многим параметрам. Они отличаются простотой конструкции и высокой надежностью, что объясняется отсутствием топливных баков, систем подачи и регулирования расхода топлива. РДТТ способны создавать большой суммарный импульс тяги за короткое время, обеспечивать длительный срок хранения в снаряженном виде и, следовательно, постоянную готовность к пуску при незначительном времени на его подготовку. Они просты и недороги в эксплуатации, то есть обладают высокой эксплуатационной технологичностью. При обслуживании и хранении ракет с РДТТ не возникает проблем, связанных с коррозией, токсичностью и испарением топлива. Стоимость разработки и изготовления РДТТ значительно ниже ЖРД (однако стоимость твердого топлива часто оказывается выше стоимости жидкого топлива).

К недостаткам РДТТ относятся: меньший, чем у других двигателей удельный импульс тяги, более сложное регулирование тяги по величине и направлению, трудность осуществления многократного запуска, значительное влияние внешних условий, особенно начальной температуры заряда, на нормальную работу двигателей, чувствительность двигателей к дефектам заряда, следствием которых могут быть срывы пусков и аварийные ситуации.

Основной особенностью РДТТ, отличающей его от других РД, состоит в том, что топливо находится в твердой фазе и располагается непосредственно в камере сгорания в виде специального заряда.

Несмотря на большое многообразие, обусловленное целевым назначением, все РДТТ имеют общие конструктивные элементы. Основными элементами являются: заряд твердого топлива, корпус с теплоизоляцией, переднее и заднее (сопловое) днища, сопловой блок, воспламенитель с электрозапалом. Обечайка, герметично соединенная с сопловым и передним днищами, образуют КС.

Классификация РДТТ

Ракетные двигатели на твердом топливе могут резко отличаться друг от друга:

По назначению;

По числу камер сгорания;

По способу управления величиной и направлением вектора тяги

управляемые;

неуправляемые;

По форме КС;

По способу крепления заряда к камере;

По типу сопла;

По числу запусков

однократного действия;

многократного действия.

По назначению РДТТ можно разделить на следующие классы:

1. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза с одного места поверхности земного шара в другое, подразделяющиеся в зависимости от дальности действия на следующие группы:

РДТТ ракет ближнего действия;

РДТТ тактических ракет;

РДТТ управляемых и неуправляемых противотанковых ракет;

РДТТ ракет средней дальности;

РДТТ ракет дальнего действия, к которым относятся РДТТ межконтинентальных ракет;

Разгонные и маршевые РДТТ для крылатых ракет.

2. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза с поверхности земного шара в околоземное пространство, подразделяющиеся в зависимости от непосредственного назначения на следующие группы:

РДТТ зенитных ракет;

РДТТ антиракет.

3. РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражения воздушных целей;

4. РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражения целей, расположенных на поверхности земного шара или под водой;

5. РДТТ ракет, устанавливаемых на надводных кораблях и предназначенных для поражения подводных целей;

6. РДТТ, используемые в качестве стартовых ускорителей;

7. РДТТ, служащие для резкого увеличения скорости летательного аппарата на траектории или для проведения маневра;

8. индивидуальный РДТТ, служащий для передвижения или маневрирования человека над поверхностью земли или в условиях космоса;

9. РДТТ вспомогательного назначения:

пороховые аккумуляторы давления (ПАД);

бортовые источники питания (БИП);

рулевые двигатели;

РДТТ для ускорения разделения ступеней составных ракет;

тормозные РДТТ, обеспечивающие, в частности, мягкую посадку летательного аппарата;

корректирующие РДТТ, служащие для исправления скорости и направления полета космического корабля при отклонении от расчетной траектории;

РДТТ системы ориентации и стабилизации летательного аппарата;

10. РДТТ ракет, предназначенных для космических кораблей.

Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.

1. Выбор основных параметров РДТТ

1.1 Выбор типа заряда

От организации массоприхода от поверхности заряда непосредственно зависят все основные характеристики РДТТ. При этом в процессе горения заряда детерминированное отклонение массоприходной функции с течением времени от заранее запланированного закона возможно лишь для узкого класса регулируемых по уровню тяги ДУ.

На практике к конструкции топливного заряда предъявляют следующую совокупность требований:

Форма топливного заряда должна обеспечивать заданный закон массоприхода продуктов сгорания топлива (или заданный закон изменения тяги);

Форма топливного заряда должна обеспечивать максимальное значение удельного импульса ДУ;

Форма заряда должна обеспечивать заданное время работы ДУ;

Конструкция заряда должна полностью или частично исключать непосредственное соприкосновение продуктов сгорания со стенками камеры;

Форма топливного заряда должна способствовать увеличение коэффициента заполнения камеры топливом, не создавая при этом явлений неустойчивого горения, обеспечивая прочность заряда и минимум дегрессивно горящих остатков;

Конструкция топливного заряда должна обеспечивать минимальное смещение центра масс двигателя по мере выгорания топлива;

Конструкция заряда должна быть технологична.

По способу крепления заряды РДТТ разделяют на прочноскрепленные и вкладные .

Прочноскрепленные с корпусом РДТТ конструкции применяются в основном для получения зарядов, изготовленных из смесевых топлив. Форма заряда организуется в процессе заливки жидкой неполимеризованной смеси компонентов топлива во внутрикамерный объем. При таком способе изготовления заряда отсутствует зазор между внутренней стенкой корпуса двигателя и наружной поверхностью топливного заряда. Такая конструкция заряда не требует применения узлов крепления, а в случаях, когда до конца работы двигателя фронт пламени не достигнет наружного диаметра топливного заряда - и теплозащитных покрытий. Отсутствие этих узлов приводит к снижению величины коэффициентов массового совершенства α вплоть до 0,05 для лучших современных крупных РДТТ.

Двигатели с прочноскрепленным зарядом обладают следующими преимуществами:

Более эффективно используется объем КС при заполнении топливом.

Более простая технология изготовления

Возможность применения более простого теплозащитного покрытия стенок КС, т к в процессе работы двигателя раскаленные газы не контактируют непосредственно со стенками КС.

Возможность снизить толщину стенки КС, так как часть нагрузки воспринимается самим зарядом топлива.

Двигатели с вкладным зарядом обладают следующими недостатками:

Наличие дополнительных устройств, фиксирующих заряд.

Низкий коэффициент заполнения.

Контакт горячих газов со стенками камеры сгорания.

К достоинствам двигателей с вкладным зарядом относятся:

Возможность контроля заряда при хранении.

Возможность замены заряда при повреждении.

Так как проектируемый двигатель является маршевым (имеет большие габариты), то целесообразно применять заряд прочноскрепленного типа, так как изготовление вложенного заряда большого диаметра технологически сложно.

1.2 Выбор формы заряда

Основными формами зарядов в РДТТ являются: щелевые, бесщелевые, звездообразные и телескопические. Наилучшими характеристиками обладают звездообразные заряды и заряды с щелевым каналом .

Звездообразные заряды применяются в прочноскрепленном варианте.

Достоинства звездообразных зарядов:

Технология изготовления данных зарядов отработана.

Они обладают высоким коэффициентом внутрикамерного заполнения.

Звездообразный профиль может быть выполнен в заряде на всю длину.

В разных поперечных сечениях РДТТ профили заряда могут не совпадать.

Заряды с щелевым каналом получили широкое распространение как в скрепленном, так и во вкладном валиантах.

Достоинства зарядов с щелевым каналом:

Высокая технологичность, как при вкладном, так и в скрепленном вариантах.

Возможность обеспечения постоянной площади горения.

Возможность регулирования площади горения дополнительными конструктивными мерами (торцы не плоские, заряд блочносекционный, изменение отношения для канального и щелевого участков, прорезание щелей на части диаметральной плоскости).

Обеспечение высоких коэффициентов заполнения зарядом внутрикамерного объема.

В конечном итоге выбираем заряд с щелевым каналом так как он имеет большую площадь горения (большую тягу) чем звездообразный и обеспечивает более стабильную тягу.

1.3 Выбор топлива

При выборе типа топлива и его марки существенными представляются характеристики, которые оказывают влияние на энергетичность и внутрибалистические параметры РДТТ, на эксплуатационные параметры, а также характеристики, устанавливаемые производством.

Из параметров, определяющих энергетику и внутреннюю баллистику РДТТ, можно отметить плотность топлива, удельный импульс, температуру продуктов сгорания, полное теплосодержание единицы массы топлива, скорость горения топлива, устойчивость горения в заданном интервале давления и температуры, связь характеристик топлива с начальной температурой.

Из эксплутационных характеристик выделяют физическую стабильность, химическую стойкость, механическую стойкость, безопасность в обращении, низкую токсичность продуктов сгорания.

Производственные условия выдвигают такие требования: безопасность производства, низкая стоимость изготовления топлива и зарядов для него.

Современные твердые топлива по химическому составу и физической структуре подразделяются на две группы:

1. баллиститные (двухосновные);

2. смесевые.

Под баллиститными топливами понимают твердые растворы нитратов целлюлозы в специальных растворителях с небольшим количеством добавок. Основой топлива является нитроклетчатка – продукт нитрации целлюлозы. В чистом виде в качестве топлива нитроклетчатка не может быть использована из-за ее пористо-волокнистой структуры, которая вызывает объемное горение вещества, обычно переходящее в детонацию (взрыв). Исключение детонации достигается обработкой нитроклетчатки малолетучим растворителем – вторым компонентом ТРТ (например, нитроглицерином); в результате получают пластифицированную (желатинообразную) массу. Последующей обработкой этой массе придают требуемые термопрочность и форму.

Заряды из баллиститных топлив изготавливаются путем прессования. Основной метод в настоящее время – метод проходного прессования. Отливка топливных зарядов непосредственно в камеру или в специальные формы сопряжена с трудностями вследствие низких литейных свойств двухосновных порохов.

Смесевые топлива. Они представляют собой механические смеси из минеральных окислителей и органических горюче-связующих веществ. В качестве окислителя в современных ТРТ наибольшее применение получил перхлорат аммония . В качестве горюче-связующих веществ – полиэфирные, фенольные, эпоксидные смолы, пластмассы, синтетические каучуки. Большинство смесевых ТРТ разработано на основе полиуретанового каучука.

Смесевые топлива хорошо отливаются. Формирование заряда производится непосредственно в корпусе двигателя или в специальной изложнице методом свободного литья или литьем под давлением.

Смесевые топлива позволяют создавать весьма большие по размерам двигатели, причем, их снаряжение возможно непосредственно на стартовой позиции.

Выбираем смесевое топливо, так как скрепленные заряды изготавливаются только из него.

Смесевые топлива классифицируются по химическому составу:

Тиокольные топлива – эластичны, имеют низкую температуру стеклования, но энергетические характеристики не высоки.

Полиуретановые топлива – один из основных типов смесевых топлив. Они прочны, но эластичность их ниже тиокольных, температура стеклования высокая.

Полибутадиеновые топлива – имеют примерно такие же механические характеристики, что и полиуретановые. Энергетические характеристики выше.

Бутилкаучуковые топлива – имеют лучшие механические характеристики, отличаются высокой прочностью.

Параметры выбранного топлива:

Удельный импульс ;

Потери удельного импульса ;

Плотность топлива ;

Температура горения топлива ;

Газовая постоянная ;

Модуль упругости ;

Показатель адиабаты ;

Предел прочности .

1.4 Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла

Величина рабочего давления в камере РДТТ имеет принципиальное значение и может быть обусловлена следующими факторами:

Необходимо обеспечить устойчивое горение топливного состава;

Горение топливного состава должно происходить с максимальным энергетическим эффектом (при максимальном значении удельного импульса топлива);

Массогабаритные характеристики РДТТ должны обеспечить оптимальность РДТТ и ракеты в целом (должны удовлетворять требованиям оптимальности).

Первое условие обеспечивается при выборе давления в камере выше некоторого минимального допустимого значения, известного для каждого используемого на практике топливного состава. Минимальное давление, гарантирующее устойчивое горение топлива, составляет и задается характеристиками топлива.

Для первой ступени;

Для второй ступени;

Для третьей ступени.

Физически требование обеспечения определенных уровней давления в камере обусловлено необходимостью создания условий для полного завершения химических реакций в топливной массе. Зависимость удельного импульса топлива от величины давления, при котором происходит его горение, графически представлена на рис. 1.

Рис. 1. Зависимость удельного импульса топлива

Т. к. в данном случае третья ступень, то принимаем давление в КС рк=4 МПа.

Правильный выбор давления на срезе сопла заключается в том, чтобы при этом давлении ракета получила бы наибольшую скорость в конце активного участка траектории и, следовательно, максимальную дальность при всех прочих равных условиях.

Для первой ступени;

Для второй ступени;

Для третьей ступени.

Принимаем давление на срезе сопла ра=0,012 МПа.

2. Расчет РДТТ

2.1 Проектирование сопла

Сопло является очень важным элементом любого ракетного двигателя. Оно во многом определяет все характеристики ракеты, поскольку именно в нем потенциальная энергия горячих газов превращается в кинетическую энергию истекающей струи газов, которая и создает тягу.

Исходные данные:

Давление в камере сгорания РДТТ (3 ступень) ;

Статическое давление на срезе сопла (3 ступень) ;

Длина образующих конических участков сопла ;

Угол раскрытия сопла, угол на срезе сопла ;

Время работы РДТТ ;

Тяга РДТТ ;

Удельный импульс топлива РДТТ ;

Потери удельного импульса ;

Газовая постоянная;

Температура горения топлива ;

Показатель адиабаты продуктов сгорания .

Порядок расчета:

Безразмерная скорость газа на срезе идеального сопла,

,

где - коэффициент межфазового энергообмена продуктов сгорания при их движении по сопловому тракту

где n - показатель изоэнтропы расширения для смесевого топлива с металлическими добавками,

Отношение температуры твердых частиц к статической температуре продуктов сгорания;

Коэффициент, учитывающий потери на трение, = (0.02...0.05), = 0.03;

Отношение скорости частиц твердой фазы к скорости газа;

Отношение расхода частиц конденсированной фазы к расходу газовой среды;

Относительная удельная теплоемкость продуктов сгорания.

Коэффициент истечения

где = 9,807 м/с - ускорение свободного падения.

Площадь и диаметр критического сечения сопла:

,

где - приход газов,

,

Масса заряда РДТТ,

,

Переводной коэффициент;

Коэффициент тепловых потерь. Для РДТТ с термоизоляцией:

.

Коэффициент реактивности идеального сопла

Коэффициент реактивности реального сопла

где коэффициент, учитывающий потери энергии от диссипативных сил,

Коэффициент, учитывающий потери от радиального расширения газа в сопле.

Безразмерная скорость потока на срезе реального сопла

Безразмерная скорость потока в критическом сечении сопла

.

Потребное уширение сопла

.

где.

Площадь и диаметр выходного сечения сопла

.

Длина диффузора соплового тракта (для утопленного сопла)

Параметры для построения сверхзвуковой части сопла

;

;

;

Длина сверхзвуковой части сопла,

Рис.5. Схема сопла

2.2 Расчет щелевого заряда РДТТ

Заряд щелевого типа имеет цилиндрическую форму, внутренний канал диаметром , четыре щели (пропила) шириной b, высотой , расположенные в сопловой части заряда. По длине заряд делится на три части, а именно: цилиндрическую (), переходную () и щелевую ().

Исходные данные:

Число щелей ;

Вид топлива смесевое;

Плотность топлива ;

Тяга двигателя ;

Время работы двигателя ;

Скорость горения топлива ;

Удельный импульс тяги .

с учетом потерь

Порядок расчета.

Относительная толщина свода заряда = 0,3...0,5.

Принимаем .

Толщина свода заряда .

Наружный диаметр заряда .

Диаметр канала .

Ширина щелей .

Масса топлива РДТТ

Объем топлива .

Средняя поверхность горения .

Диаметр камеры сгорания

где = 0.8 - плотность заряжания;

L/D=0,5...1,5. Принимаем L/D=1,37.

Длина цилиндрического участка РДТТ

.

Общая длина заряда

.

где k = 1.06 - коэффициент, учитывающий наличие щелей.

Длина щелевой части заряда

Периметр щелевой части заряда

где - площадь поверхности внутреннего канала;

Площадь поверхности торца заряда;

Размеры щелей.

Высота щели

Размер перемычки

Запас на ТЗП, ЗКС и обечайку

2.3 Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда РДТТ

Горение заряда твердого топлива называют прогрессивным, если поверхность горения увеличивается. Характеристикой прогрессивности заряда называется отношение площади горящей поверхности заряда к начальной величине площади заряда. Характеристика прогрессивности горения заряда является определяющим фактором для поддержания постоянного давления в камере сгорания, а, следовательно, и для поддержания постоянства тяги двигателя по величине.

Исходные данные:

Наружный радиус заряда R3 = 0,7285 м;

Радиус канала rвн = 0,2185 м;

Полная длина заряда Lз = 1,611 м;

Длина щелевой части заряда Lщ = 0,113 м;

Половинная ширина щели δ = 0,0145 м.

Рис. 8. Сектор щелевого заряда

Порядок расчета:

Определяем углы α0 и φ0 в начальный момент горения:

Полная начальная площадь горения заряда:

Определение начального объема заряда:

Определяем граничное значение е=e’, при котором исчезает дуговая часть периметра канала щелевой части (φ=π/4):

Определяем максимальное значение lmax:

Для ряда значений е определяем текущую площадь поверхности горения и объем заряда (λ=0,6):

Определяем характеристики прогрессивности σ и ψ для найденных значений S и w, результаты заносим в таблицу:

.

e, м	0	0,1	0,2	0,3	0,4
	1,14	9,043	17,124	25,576	34,679
	3,8	21,069	30,833	37,341	42,08
S,	5,695	6,228	6,494	6,488	6,189
	2,438	2,106	1,671	1,162	0,611
	1	1,094	1,14	1,139	1,087
	0	0,136	0,314	0,523	0,749

Вывод:

Постоянство (примерное) значения величины σ говорит о том, что тяга РДТТ остается величиной постоянной при полном выгорании топлива.

2.4 Расчет звездчатого заряда РДТТ

Звездчатые заряды нашли очень широкое применение в современных двигателях твердого топлива, благодаря отработанной технологии изготовления и высокому коэффициенту внутреннего заполнения, однако звездчатые заряды имеют дигрессивные остатки топлива, которые можно устранить профилированием внутренней поверхности камеры сгорания и применением вкладышей из легких материалов.

Также по сравнению со щелевыми зарядами они дают меньшее время работы, а также наличие участков с повышенной концентрацией напряжений.

Исходные данные:

Тяга двигателя Р = 160 кН;

Ускорение свободного падения g = 9,81 м/с 2 ;

Время работы двигателя τ = 60 с;

Диаметр заряда Dз = 1,457 м;

Плотность топлива ρ т = 1770 кг/м 3 ;

Температура горения топлива Тк = 3300 К;

Скорость горения топлива u = 0,0085 м/с;

Удельный импульс тяги с учетом потерь Jуд = 2352 м/с;

Газовая постоянная R = 307 Дж/(кг·К);

Давление в КС рк = 4 МПа;

Порядок расчета:

Величина скорости горения, которую можно допустить в канале заряда, исходя из условия отсутствия эрозионного горения:

где – удельный вес топлива;

– приведенная сила топлива.

Площадь канала при отсутствии эрозионного горения:

где – вес топлива;

– масса топливного заряда;

χ=1 – коэффициент тепловых потерь.

Находим потребный коэффициент заполнения поперечного сечения камеры:

,

где – площадь КС.

Определяем потребное значение относительной толщины свода заряда:

.

По графикам зависимостей подбираем число лучей nл и тип заряда, обеспечивающий потребный коэффициент заполнения. Выбираем звездчатый заряд со скругленными углами nл = 6.

По графикам и определяем характеристику прогрессивности горения заряда σs и коэффициент дигрессивно догорающих остатков λК. σs = 1,78; λК = 0,09.

Определяем длину заряда:

Угол раскрытия лучей:

.

Из технологических соображений выбираем радиус скругления:

По таблице определяем значение углов: β = 86,503; θ = 40,535.

Определяем толщину свода заряда:

L3/D3 = 1,58/1,457 = 1,084 - это значение лежит в диапазоне среднестатистических данных для третьей ступени.

Рис. 1 Схема звездчатого заряда.

2.5 Расчет на прочность корпуса РДТТ

Расчет позволяет определить толщину элементов корпуса, находящихся под давлением газов в КС. Необходимо, чтобы корпус был прочен и имел минимальную массу и стоимость.

Исходные данные :

Порядок расчета:

Толщина металлической обечайки корпуса

Где - коэффициент запаса прочности;

Временное сопротивление материала обечайки с учетом нагрева, которое равно

Коэффициент, учитывающий снижение прочности при нагреве .

Максимально возможное давление в КС РДТТ при максимальной температуре эксплуатации заряда

Максимальное расчетное давление в КС РДТТ;

Коэффициент, учитывающий разброс по давлению и скорости горения заряда, =1,15.

Принимаем м.

Расчет силовой оболочки сопловой крышки

Толщина сопловой крышки РДТТ

где - запас прочности сопловой крышки;

Внутренний диаметр силовой оболочки КС;

Предел прочности материала сопловой крышки;

Коэффициент, определяющий высоту днища по отношению к диаметру .

Для сопловой крышки принимаем тот же материал, что и для обечайки.

Принимаем .

Расчет переднего днища

Исходные данные:

Порядок расчета :

Толщина днища

,

где - коэффициент, учитывающий снижение прочности днища от отверстия под воспламенитель,

.

Наиболее нагруженными являются точки стыка обечайки корпуса РДТТ и днища, а также стыка днища и воспламенителя.

Главные радиусы кривизны и для выбранных расчетных точек (рис. 9).

Рис. 9 Расчетная схема к определению радиусов кривизны днища и в расчетных точках днища.

где - текущий радиус ;

а – большая полуось эллиптического днища ;

b – малая полуось эллиптического днища .

Главные радиусы кривизны в точке 1:

Толщина днища в точке 1

Принимаем

Угол в точке 2, когда

равен .

Главные радиусы кривизны в точке 2:

Толщина днища в точке 2

Принимаем

3. Расчет теплозащитных покрытий РДТТ, выполненного по схеме «кокон»

3.1 Расчет тепловых потоков в элементах РДТТ

Исходные данные :

Расчет теплового потока у переднего днища

Где - коэффициент теплопроводности продуктов сгорания;

Ускорение полета ракеты;

- коэффициент объемного расширения продуктов сгорания;

Температура поверхности теплообмена;

- коэффициент вязкости продуктов сгорания.

Где - коэффициент теплопередачи излучением.

Суммарный тепловой поток от газа к поверхности переднего днища

Расчет теплового потока в стенку КС и сопловой крышки

Коэффициент конвективной теплопередачи

Где - теплоемкость продуктов сгорания.

Суммарный коэффициент теплопередачи

Суммарный тепловой поток от газа в стенку КС и сопловой крышки

Расчет тепловых потоков в стенку сопла

Коэффициент теплопередачи по сечениям сопла:

Сечение на входе в сопло

Сечение в критике сопла

Сечение сверхзвуковой части сопла

Суммарный коэффициент теплопередачи

Для сечения на входе в сопло

Для сечения в критике сопла

Для сечения

Для сечения

Суммарный тепловой поток от газа в стенку сопла

Для дозвуковой части сопла

Для критики сопла

Где - температура газа в критическом сечении сопла (результат предварительных вычислений). Для критики расчет проводится с помощью таблиц газодинамических функций. В первом приближении можно принять: .

Для сверхзвуковой части сопла:

Где - температура газа в соответствующих сечениях сопла.

Также определялась расчетом с помощью таблиц газодинамических функций. В первом приближении можно принять:

3.2 Расчет теплозащитного покрытия двигателя

Исходные данные :

Время работы РДТТ
Начальная температура материала
Толщина стенки: переднего днища
обечайки корпуса
сопловой крышки
Коэффициент теплопередачи:переднее днище
обечайка корп. и сопловая крышка
Материал переднего днища и обечайки корпуса	ППН-100
плотность
удельная теплоемкость
Материал сопловой крышки	28Х3СНМВФА (СП-28)
плотность
удельная теплоемкость
допустимая температура нагрева

Расчет толщины теплозащитного покрытия переднего днища

Для переднего днища, работающего в условиях высоких температур, но небольших скоростей движения газов, применяем фенольно-каучуковый материал ИРП-2049 (Р-161) – эластичное резиноподобное покрытие.

Теплофизические характеристики ИРП-2049:

,

Где ; - коэффициент аппроксимации;

- константа аппроксимации;

Относительный параметр, равный

.

Принимаем толщину ТЗП переднего днища

Расчет толщины ТЗП обечайки корпуса и сопловой крышки

Для обечайки корпуса и сопловой крышки, работающих в условиях высоких температур и скоростей движения газов, применим слоистый материал на основе углеродных тканей, углепластик УПФК-1, имеющий следующие теплофизические свойства:

Обечайка корпуса

Где - параметр, равный

Коэффициент температуропроводности ТЗП

Температурный симплекс (безразмерная температура)

.

Сопловая крышка

где - параметр, равный

Температурный симплекс (безразмерная температура)

Принимаем: толщину ТЗП оболочки корпуса ; толщину сопловой крышки .

Расчет длины теплоизолируемой части КС

Где - длина цилиндрической части заряда;

Коэффициент заполнения цилиндрической части КС

Для скрепленного заряда;

- относительная толщина заряда;

Расчет теплозащитного покрытия сопла

Исходные данные:

Толщина стенки: входного раструба сопла
выходного раструба сопла
Коэффициент теплопередачи: воротник сопла
сопловой вкладыш в критике
сверхзвуковой раструб сопла
Материал входного раструба сопла	30Х2ГСНВМА (ВМ-Д)
плотность
удельная теплоемкость
допустимая температура нагрева
Материал выходного раструба сопла	30ХГСА
плотность
удельная теплоемкость
допустимая температура нагрева

Расчет толщины теплоизолирующего покрытия воротника

Для воротника сопла применяем углепластиковый материал УПФК-1:

Расчет толщины ТЗП воротника проводим аналогично расчету толщины ТЗП камеры РДТТ. Считаем, что материал воротника работает как пассивное ТЗП.

,

Где коэффициенты аппроксимации;

- константа аппроксимации;

Где - теплоемкость стали 30ХГСА;

- плотность материала металлической основы конструкции воротника (30ХГСА).

Температурный симплекс (безразмерная температура)

.

Принимаем толщину ТЗП воротника (в радиальном направлении).

Расчет толщины теплозащитного покрытия вкладыша сопла

Для вкладыша сопла применяется материал повышенной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионной стойкости: графит марки АТ-1, имеющий следующие теплофизические свойства:

Коэффициент температуропроводности ТЗП.

Температурный симплекс (безразмерная температура)

Где - температура газа в критическом сечении.

Принимаем толщину ТЗП вкладыша

Расчет толщины теплозащитного покрытия выходного раструба сопла

Для выходного раструба сопла применяем углепластиковый материал УПФК-1:

Для сечения сопла

Температурный симплекс (безразмерная температура)

Для сечения сопла

Температурный симплекс (безразмерная температура)

Где - температура газа в сечении сопла .

Принимаем толщину ТЗП выходного раструба сопла: ,

Литература

1. Гречух Л.И., Гречух И.Н. Проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Омск, 2003.

2. Гречух Л.И., Гречух И.Н. Конструкция и проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Омск, 2003.

3. Алиев А.М., Липанов А.М. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. – М.: Машиностроение, 1995. 400с.

4. Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. – М.: Машиностроение, 1991. 560с.

5. Голубев И.С., Самарин А.В. Проектирование конструкций летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991. 512с.

6. Расчет теплозащитных покрытий РДТТ. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию по дисциплине «Ракетные двигатели». Омск, 2004. 27с.