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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

I\G ДВ = G Т I ЕД \G ДВ = I D ,

D = G Т \G ДВ

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

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

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.

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.

Рабочий процесс твердотопливного ракетного двигателя можно разделить на три стадии: воспламенение заряда, квазистационарный режим и догорание. Для квазистационарного режима используется модель одномерного адиабатического течения,

Рис. 53. Элементарный объем (конечный элемент) .

в которой предполагают, что продукты сгорания подчиняются уравнению состояния идеального газа, а также пренебрегают трением и плотностью газа по сравнению с плотностью ТРТ. При торцевом горении заряда, когда можно предположить, что давление в камере РДТТ постоянно, и при горении в радиальном направлении канального заряда с низким коэффициентом объемного заполнения корпуса топливом, когда можно пренебречь скоростью течения продуктов сгорания, имеем

При эрозионном горении следует учитывать падение давления вдоль канала заряда ТРТ. В этом случае для расчета поля течения продуктов сгорания в камере используют модель стационарного одномерного течения в конечных элементах (рис. 53). Согласно закону сохранения количества движения, что после интегрирования дает 2

Это соотношение можно приближенно записать следующим образом:

Заряд ТРТ разбивают на ряд таких конечных элементов. От элемента к элементу могут изменяться проходная площадь канала заряда, площадь поверхности горения и скорость горения. Обычно поступают так: с помощью соотношения (5.1) аппроксимируют давление в сечении переднего торца заряда и тем самым устанавливают условия газовыделения в этом сечении. Для расчета скорости газовыделения и течения продуктов сгорания во втором конечном элементе используют значения

массового расхода, проходной площади сечения канала и приближенного значения давления в конце первого элемента и так далее вплоть до расчета давления на входе в сопло. Затем давление торможения на входе в сопло, рассчитанное по уравнению сохранения энергии в предположении изоэнтропического течения

сравнивают с величиной, рассчитанной по уравнению неразрывности

Такой расчет методом конечных элементов и суммирование в (5.4) повторяются до тех пор, пока значения давления, задаваемые соотношениями (5.3) и (5.4), не совпадут (с погрешностью, как правило, не более Силу тяги двигателя рассчитывают, комбинируя полученное значение с величиной массового расхода и соответствующими параметрами ТРТ и сопла:

Описанная процедура вычислений повторяется для каждого интервала времени горения, для которого требуется определить величины

5.2.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМОВ

Скорость образования продуктов сгорания в РДТТ должна равняться сумме массового расхода газа через сопло и массовой скорости накопления газа в камере сгорания:

Полагая, что изменения величин и с пренебрежимо малы, и используя уравнение состояния идеального газа а также соотношение из (5.6а), получим

При анализе течения методом конечных элементов следует учитывать массу вещества внутри каждого конечного элемента. Тогда

Для переходного режима при запуске РДТТ необходимо рассматривать расход продуктов сгорания воспламенителя и скорость распространения фронта пламени вдоль канала заряда ТРТ, т. е. следует учитывать, что . В таком случае вместо (5.7а) имеем

При этом предполагается, что величины и распределены равномерно по камере сгорания, продукты сгорания в канале заряда подчиняются уравнениям состояния идеального газа, продукты сгорания воспламенителя и ТРТ имеют одинаковые температуру и удельную теплоемкость, величина является функцией скорости распространения фронта пламени, а в критическом сечении сопла возникает звуковое течение

Рассчитанное значение расхода твоспл, как правило, проверяется опытными сжиганиями воспламенителей. Величину определяют из анализа методом конечных элементов. На величину оказывают влияние следующие факторы: зависимость скорости горения от давления в камере РДТТ, массовый расход, температура заряда, ускорение ракеты, а также скорость распространения фронта пламени вдоль канала заряда после воспламенения. На стадии догорания заряда величина значительно уменьшается, и соотношение (5.7а) можно использовать для оценки влияния изменения давления на скорость горения. После выгорания топлива первый член в уравнении (5.7а) исчезает, и

где давление в момент прекращения горения заряда ТРТ.

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.