Конструкции и отработка ракетных двигателей на..

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Бийский технологический институт (филиал)
государственного образовательного учреждения
высшего профессионального образования
«Алтайский государственный технический университет
им. И.И. Ползунова»







А.В. Яскин



КОНСТРУКЦИИ И ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ

Учебное пособие












Бийск
Издательство Алтайского государственного технического университета им. И.И. Ползунова
2010
УДК 621.454.3(075.8)
ББК 39.62
Я 81


Рецензенты: Гл. конструктор по НИОКР ФГУП «ФНПЦ «Алтай»
к.т.н. А.В. Литвинов;
проф. каф. РД ВУАС БТИ АлтГТУ к.т.н. С.Н. Козлов


Яскин, А.В.
Конструкции и отработка ракетных двигателей на твёрдом топливе: учебное пособие / А.В. Яскин; Алт. гос. техн. ун-т, БТИ. ( Бийск: Изд-во Алт. гос. техн. ун-та, 2010. ( 200 с.

Приведены схемные решения, используемые и перспективные материалы, характеристики, описание важнейших составных частей и узлов конструкций РДТТ, применяемых в военной и космической технике.
Рассмотрены вопросы организации отработки РДТТ, даны рекомендации по проектированию и проектному расчёту заряда РДТТ.
Учебное пособие предназначено для студентов специальности 160302 «Ракетные двигатели» по дисциплинам «Основы конструирования ракетных двигателей», «Отработка РДТТ» и «История ракетной техники».


УДК 621.454.3(075.8)
ББК 39.62


Рассмотрено и одобрено на заседании научно-методического совета Бийского технологического института.
Протокол № 7 от 01.07.2010 г.





( Яскин А.В., 2010
( БТИ АлтГТУ, 2010
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ....
5

1 КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ (РДТТ).


8

1.1 Общая характеристика РДТТ и его составных частей.
8

13 LINK \l "_Toc263828029" 141.2 Физические процессы, происходящие при работе РДТТ15.
22

1.3 РДТТ баллистических ракет и космических систем
30

13 LINK \l "_Toc263828033" 142 КОРПУСА РДТТ15....
55

13 LINK \l "_Toc263828034" 142.1 Конструктивные схемы корпусов РДТТ15...
55

13 LINK \l "_Toc263828035" 142.2 Корпуса РДТТ из композиционных материалов15..
61

13 LINK \l "_Toc263828039" 142.3 Металлические корпуса РДТТ15
76

13 LINK \l "_Toc263828042" 142.4 Сборка корпуса РДТТ с передней крышкой и сопловым блоком15.

84

13 LINK \l "_Toc263828046" 143 СОПЛОВЫЕ БЛОКИ РДТТ15..
90

13 LINK \l "_Toc263828047" 143.1 Типовая конструкция сопла. Применяемые материалы15...
92

13 LINK \l "_Toc263828048" 143.2 Сопла с переменной степенью расширения15..
94

13 LINK \l "_Toc263828049" 143.3 Конструкции сопловых заглушек15...
98

4 УЗЛЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА, ОТСЕЧКИ ТЯГИ РДТТ...
100

13 LINK \l "_Toc263828050" 144.1 Узлы системы запуска двигателя15...
100

13 LINK \l "_Toc263828055" 144.2 Узлы отсечки тяги15
105

13 LINK \l "_Toc263828056" 145 ЗАРЯДЫ РДТТ15...
108

13 LINK \l "_Toc263828057" 145.1 Основные конструктивные формы зарядов твёрдого топлива15

108

13 LINK \l "_Toc263828058" 145.2 Особенности работы торцевого заряда, прочно скреплённого с корпусом15....

117

13 LINK \l "_Toc263828059" 145.3 Бронирующие покрытия15.
121

13 LINK \l "_Toc263828060" 146 ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ РДТТ15

123

13 LINK \l "_Toc263828061" 147 ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РАБОТЫ ПО СОЗДАНИЮ РДТТ15.

138

13 LINK \l "_Toc263828062" 147.1 Организация опытно-конструкторских работ (ОКР)15...
138

13 LINK \l "_Toc263828063" 147.2 Этапы создания ракет и РДТТ и задачи, решаемые при проектировании15..

140

13 LINK \l "_Toc263828064" 147.3 Структура методических документов для отработки РДТТ15
145

13 LINK \l "_Toc263828065" 147.4 Виды испытаний РДТТ15
147

13 LINK \l "_Toc263828066" 147.5 Анализ отказов РДТТ при стендовых испытаниях15...
149


13 LINK \l "_Toc263828067" 148 ОСНАЩЕНИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК (БРПЛ) ТВЁРДОТОПЛИВНЫМИ ЗАРЯДАМИ РАЗРАБОТКИ ФНПЦ «АЛТАЙ»15


155

13 LINK \l "_Toc263828068" 148.1 Первая отечественная твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-4515

156

13 LINK \l "_Toc263828069" 148.2 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52 («Тайфун»)15

160

13 LINK \l "_Toc263828070" 148.3 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52В («Барк»)15.

162

13 LINK \l "_Toc263828071" 148.4 Эффективность проведённых разработок15
167

13 LINK \l "_Toc263828072" 148.5 О ликвидации зарядов РДТТ после завершения срока службы ракеты15..

169

13 LINK \l "_Toc263828073" 148.6 Применение флегматизирующих покрытий для регулирования расхода РДТТ15.

175

13 LINK \l "_Toc263828074" 14ПРИЛОЖЕНИЕ А15. 13 LINK \l "_Toc263828075" 14Проектирование и проектный расчёт заряда РДТТ15..

181

ЛИТЕРАТУРА.. 195

ВВЕДЕНИЕ

Ракетные двигатели на твёрдом топливе (РДТТ) – одно из древнейших изобретений человечества. Открытие дымных (чёрных) порохов, состоящих из калийной селитры, серы и угля, позволило создавать различные иллюминации и огненные фейерверки. В 969 году в Китае были разработаны стрелы с устройствами, забрасывающими эти стрелы на дальность до 1000 шагов. В Европе первые упоминания о «греческом огне», изобретённом Каллиникосом из Гелиополиса, встречаются примерно в 670 году. В Византии секрет греческого огня считался военной тайной, за разглашение которой назначались самые изощрённые наказания [2].
Эксперименты с «адской смесью» проводили начиная с XIII века Роджер Бэкон, граф Альбрехт фон Больштедт Великий, монах Бертольд Шварц, исследователь Марк Грек. Первые ракеты, созданные на основе дымных порохов, в силу своего несовершенства практически не могли повлиять на исход боевых сражений. Однако помимо световых иллюминаций и праздничных фейерверков они нашли применение в таких устройствах, как сигнальные и осветительные бомбы. В 1717 году в России была принята на вооружение осветительная граната, которая при массе 0,454 кг (один фунт) поднималась на высоту до 1077 м (500 саженей) [2].
На протяжении почти 700 лет метательный заряд для артиллерийских снарядов и ружейных пуль выполнялся из чёрного пороха. Падение интереса к пороховым ракетам в конце XV века объяснялся стремительным развитием огнестрельного оружия (стрелкового и артиллерийского), слабой технологической базой эпохи Средневековья. В конце XIX века были созданы бездымные пороха, основным компонентом которых являлась нитроцеллюлоза. Нитроцеллюлоза, пластифицированная нитроглицерином, легла в основу запатентованного Альфредом Бернхардом Нобелем в 1888 году нитроглицеринового пороха «баллистит» (1867 год – изобретение им же динамита). С 20-х годов прошлого века началось интенсивное развитие ракетной техники, в том числе и на твёрдом топливе. На баллиститном топливе разрабатывались первые системы залпового огня и первая опытная трёхступенчатая твёрдотопливная ракета РТ-1 с вкладными зарядами твёрдого топлива, имевшая стартовую массу 34 т и дальность полёта только 2400 км (начало разработки 1959 год) [28]. За короткий исторический период были созданы самые разнообразные ракетные двигатели твёрдого топлива – от реактивных снарядов времен Великой Отечественной войны до маршевых РДТТ современных ракет стратегических вооружений и космических систем на высокоэффективных смесевых ракетных твёрдых топливах (СРТТ).
Рабочий процесс в РДТТ (как и в любом химическом ракетном двигателе) складывается из двух основных стадий: сначала в камере сгорания химическая энергия топлива преобразуется в тепловую энергию газообразных продуктов сгорания, а затем в сопле тепловая энергия газов переходит в кинетическую энергию. Конечная цель работы ракетного двигателя – создание реактивной тяги с помощью струи газов, с большой скоростью вытекающих наружу.
Тяга, создаваемая каждым килограммом массы газов, вытекающих из двигателя в одну секунду, называется удельным импульсом тяги. Чем больше скорость истечения, тем больше удельный импульс тяги и, следовательно, тем совершеннее топливо и ракетный двигатель, так как он расходует меньше топлива при той же тяге. Поэтому развитие ракетной техники во многом определяется совершенствованием топлив и конструкций ракетных двигателей.
Создание РДТТ является очень сложным наукоёмким процессом. Научная компонента процесса проектирования состоит в применении научно обоснованных методик расчёта узлов и элементов двигателя, которые разрабатываются и апробируются методическими специалистами и учёными практически одновременно с отработкой нового РДТТ с учётом потребностей конструктора, закладывающего в конструкцию новые эффективные решения, ранее не применявшиеся в прототипах. Применение качественно новых решений (материалы, конструктивные схемы и элементы) является творческой компонентой для конструктора при проектировании и отработке РДТТ [2].
Сама по себе опытно-конструкторская отработка также требует от конструктора глубокого понимания физических процессов в двигателе и умелого технического руководства отработкой. Она включает в себя автономную отработку двигателя, его деталей и узлов, комплексные стендовые испытания РДТТ, включая эксплуатационные, а также совместные лётно-конструкторские испытания двигателей в составе ракеты. Автономная отработка РДТТ и его основных сборочных единиц подразделяется на прочностные, функциональные, ускоренные климатические, эксплуатационные испытания длительным хранением и др. Практически во всех этих испытаниях и их анализе, а также в интерпретации полученных результатов принимает активное участие конструктор РДТТ, зачастую возглавляя проведение всех работ. Поэтому будущему конструктору ракетного двигателя необходимы глубокие знания опыта предшествовавших разработок, особенностей конструкций ранее отработанных двигателей и его составных частей.
Рассмотрению устройства современных РДТТ и их конструктивно-компоновочных схем и посвящено данное учебное пособие, разработанное с использованием материалов выпущенной в 1993 г. (под общей редакцией член-корреспондента РАН Л.Н. Лаврова) самой цитируемой в книгах о РДТТ монографии [1] с привлечением работ других ведущих российских специалистов [2–5, 7, 8, 15, 16, 17, 19, 20, 29, 33, 36, 40, 42, 43, 45, 49]. Л.Н. Лавров [21] как Генеральный конструктор много лет возглавлял НПО «ИСКРА», в котором были разработаны лучшие отечественные РДТТ. Использовались также некоторые публикации автора учебного пособия в научно-технических сборниках «Ракетно-космическая техника» [10(12] и доклады на международных конференциях HIGH ENERGY MATERIALS [23, 24, 44].
Разработка РДТТ под заданные характеристики начинается с выбора топлива и последующего проектирования заряда. Результаты проработок по заряду являются важнейшими исходными данными для конструирования и расчёта других узлов РДТТ. Поэтому в Приложении А приведены методические рекомендации, иллюстрирующие расчётные работы по заряду при выполнении курсового проекта студентами специальности 160302 по дисциплине «Основы конструирования ракетных двигателей». В разделе 8 обсуждаются конструкции зарядов к маршевым РДТТ для БРПЛ, которые разработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» для отечественных баллистических ракет при участии автора [21] в конце XX века. Эти материалы помогут студентам на семинарах при изучении дисциплин «Отработка РДТТ», «История ракетной техники».
По тексту пособия отражается вклад профессоров БТИ АлтГТУ, являвшихся одновременно и сотрудниками ФНПЦ «АЛТАЙ», в проведённые исследования. Значимость их вклада подчёркивается тем фактом, что имена ряда из них внесены в российскую энциклопедию «Космонавтика и ракетостроение» [21].
1 КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ (РДТТ)

1.1 Общая характеристика РДТТ и его составных частей

Ракетные двигатели на твёрдом топливе используют в летательных аппаратах многих типов: баллистических ракетах, космических системах и ракетах-носителях (РН), крылатых ракетах и самолетах, зенитных и авиационных ракетных комплексах. РДТТ можно применять в качестве основных маршевых двигателей ракеты или в качестве специальных двигателей для управления летательным аппаратом, отделения ступеней и блоков, торможения и мягкой посадки, аварийного спасения космических кораблей и индивидуальных капсул пилотов.
К основным узлам и конструктивным элементам РДТТ относят корпус, сопловой блок, заряд, систему запуска, узлы отсечки (прекращения действия) тяги и аварийного выключения двигателя, вспомогательные устройства различного назначения.
Корпуса РДТТ могут иметь различную форму: цилиндричес-кую, коническую, сферическую или в виде тора. Возможны и комбинированные формы корпуса. Корпус может быть цельным или разъёмным, разделённым на секции, имеющим отъёмные днища. В качестве материалов корпуса применяют высокопрочные стали, титановые сплавы, стеклопластики, органопластики, углепластики. В ряде случаев целесообразны комбинации этих материалов, например, корпуса из титановых сплавов, упрочнённых слоем стеклопластика [1].
В РДТТ используют топливо двух основных типов: баллиститное, представляющее собой коллоидный раствор нитроклетчатки в нитроглицерине, и смесевое, являющееся механической смесью твёрдых мелкодисперсных частиц окислителя и горючего ( связующего.
Топливо в РДТТ применяется в виде отдельных блоков ( зарядов или шашек. Двигатель может иметь один моноблочный заряд или несколько зарядов-шашек. Заряды крепятся в корпусе двигателя специальными устройствами или прочно скрепляются с его внутренней поверхностью. Поверхностью горения могут являться торец заряда, его внешняя поверхность или (обычно) внутренний канал заряда, имеющий цилиндрическую, звёздообразную или более сложную геометрическую форму с продольными или поперечными щелями.
РДТТ, предназначенные для летательных аппаратов с управляемым движением по траектории полёта, имеют специальные органы управления для изменения направления и величины вектора тяги. В современных РДТТ наибольшее применение получили газодинамические органы управления, в которых для создания управляющих сил используется энергия продуктов сгорания двигательной установки [29].
Остановимся на органах управления вектором тяги подробнее, так как корпусам, соплам и зарядам посвящены отдельные разделы. Предварительно дадим определения угловым координатам ракеты (углы тангажа, рыскания и крена) [5]. Угол тангажа равен углу между продольной осью ракеты и плоскостью местного горизонта; угол рыскания (курса) характеризует отклонение продольной оси от плоскости траектории ракеты; угол крена (вращения) ( поворот ракеты вокруг её продольной оси.
Для управления вектором тяги по направлению может использоваться основное сопло двигателя или специальные устройства в сверхзвуковой части сопла для локального воздействия на струю продуктов сгорания.
Основное сопло двигателя, используемое для управления, имеет разъём, разделяющий подвижную и неподвижную части сопла. В зависимости от места разъёма различают: поворотные управляющие сопла (ПУС), имеющие возможность поворачиваться целиком; качающиеся управляющие сопла (КУС), имеющие разъём в дозвуковой части сопла; и разрезные управляющие сопла (РУС), имеющие разъём в сверхзвуковой части сопла. Используют также вращающиеся управляющие сопла (ВУС) с несимметричным сопловым трактом, которые могут вращаться относительно некоторой оси [1].
При отклонении подвижной части сопла создаётся управляющая сила, пропорциональная углу отклонения сопла (выражается в процентах от тяги двигателя). Для современных маршевых РДТТ межконтинентальных баллистических ракет управляющая сила (усилие) составляет 3–10 % тяги двигателя, угол отклонения сопла при этом 2–8 градусов. [1]. Угол отклонения сопла является важнейшим параметром при его конструировании. Кроме того, подвижные управляющие сопла должны обеспечивать:
создание минимальной нагрузки на рулевой привод (минимального шарнирного момента);
необходимую жёсткость кинематической передачи от подвеса к рулевому приводу (жёсткость системы рулевой привод–органы управления);
минимальный момент инерции подвижной части;
надёжное уплотнение разъёма.
Наиболее ответственным элементом подвижного управляющего сопла является подвес. Для крепления подвижной части управляющего сопла могут использоваться эластичные опорные шарниры (ЭОШ), гидравлические, карданные и цапфенные подвесы [1].
ЭОШ как разновидность подвеса в настоящее время является наиболее распространённым в конструкциях большинства современных РДТТ. Например, он используется в маршевом двигателе первой ступени отечественной межконтинентальной баллистической ракеты РТ-23УТТХ шахтного базирования (стартовая масса ракеты 104,8 т, максимальная дальность 10000 км, длина ракеты 23,0 м, точность стрельбы (предельное отклонение) 0,5 км, масса головной части 4050 кг) [28]). Топливо и заряд для этой ступени были разработаны и отработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» [13]).
ЭОШ представляет собой шарнирный узел, состоящий из последовательно чередующихся концентричных сферических взаимосвязанных эластичных и жёстких колец, соединённых склейкой. Узел устанавливают между подвижной и неподвижной частями сопла, он обеспечивает пространственное отклонение сопла за счёт упругих деформаций сдвига элементов из эластомера. В качестве эластомера используют натуральный каучук или резину на основе синтетического изопренового каучука. Эластомер должен иметь низкий модуль сдвига, который определяет момент сопротивления отклонению сопла и, соответственно, мощность и массу рулевого привода [1].
Размеры шарнира, число и толщину слоёв эластомера определяют из условия обеспечения допустимых контактных напряжений по эластомеру, минимизации угловой жёсткости ЭОШ. Центр поворота ЭОШ находится, как правило, за критическим сечением сопла (ЭОШ с задним центром). При таком положении центра поворота обеспечиваются минимальный момент инерции сопла и наилучшие условия в ракетном отсеке. Возможно также применение ЭОШ с передним центром поворота, то есть когда он расположен перед критическим сечением сопла. Для ЭОШ характерны значительные осевые просадки [1].
Преимуществами ЭОШ являются простота конструкции и высокая надёжность (благодаря совмещению в подвесе функции подвеса и уплотнения), причём надёжность ЭОШ как узла уплотнения повышается с возрастанием давления в камере двигателя. В структуре шарнирного момента практически отсутствует трение без применения смазочного материала. Недостатком ЭОШ является большой шарнирный момент. Как элемент подвеса ЭОШ работоспособен в определённом диапазоне температур, близких к нормальным температурам [1].
При использовании в качестве органов управления центральных подвижных управляющих сопел управление вектором тяги обеспечивается только по каналам тангажа и рыскания. Для управления по каналу крена необходимы дополнительные органы управления. Наиболее просто эта задача решается установкой специальных двигателей крена, создающих управляющий (вращающий) момент относительно продольной оси ракеты [1].
Управление по каналу крена при использовании РДТТ с ПУС осуществляется с помощью двух двигателей. Сопло у двигателей крена выполняется под углом 90 градусов к его оси. Вектор тяги двигателя крена может быть направлен перпендикулярно к оси маршевого РДТТ, когда управление по каналу крена не требуется, либо он направлен под некоторым углом к этой оси, когда необходим управляющий момент по каналу крена. Двигатели крена запускаются одновременно с маршевым двигателем. При отсутствии команды на управление по крену двигатели крена не создают управляющего момента (вектор тяги двигателя крена направлен перпендикулярно конструктивной базовой оси маршевого РДТТ, и они оказываются расположенными в одной плоскости, нейтральное положение). При повороте двигателя крена возникает управляющий момент [1]:
М = nRL
·sinY,
где n ( число двигателей крена;
R ( тяга двигателя крена;
L ( плечо расположения двигателя крена отноcительно продольной оси ракеты;
Y ( угол поворота двигателя крена от нейтрального положения.
Максимальный управляющий момент достигается при угле поворота Y, равном 90 градусов, однако угол Y обычно составляет не более 60–70 градусов, так как дальнейшее его повышение неэффективно. Как правило, устанавливаются два двигателя крена на маршевый РДТТ, имеющий подвижное управляющее сопло [1].
Для управления по крену могут также применяться газовые или аэродинамические рули [17, 29].
Локальное воздействие на струю продуктов сгорания можно осуществлять путём поперечного вдува газов (перепускаемых из камеры сгорания или специального газогенератора), впрыска жидкости или использования специальных механических устройств (газовые рули, щитки, интерцепторы) [29].
Боковая управляющая сила при вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла создаётся импульсом вдуваемой струи и перераспределением давления на стенке сопла в области отверстия вдува. В качестве рабочего тела для вдува могут быть использованы продукты сгорания топлива основного двигателя (или составной части маршевого заряда – специального блока из низкотемпературного топлива без алюминия), продукты сгорания топлива специального жидкостного газогенератора или порохового аккумулятора давления, а также инертные газы от аккумулятора давления.
Наиболее целесообразно в качестве рабочего тела для вдува использовать продукты сгорания основного двигателя, подача которых может регулироваться специальными газораспределительными устройствами (клапанами). Величина управляющей силы при вдуве зависит от местоположения отверстий вдува по профилю сопла, угла наклона вдуваемой струи, энергетических характеристик газа. Максимальное значение может быть получено при расположении отверстий на расстоянии 0,3–0,4 длины сопла от среза раструба под углом 110–130 градусов к оси сопла навстречу потоку. Эффективность вдува пропорциональна RT (R – газовая постоянная, T – температура вдуваемого газа) [1].
Осуществление системы управления вектором тяги вдувом газа может быть затруднена из-за необходимости создания надёжного клапана, который должен изменять расход вдуваемого высокотемпературного газа, содержащего конденсированные частицы продуктов сгорания, по командам от системы управления ракеты [1, 29].
Тем не менее эффективная система управления вектором тяги посредством вдува продуктов сгорания основного заряда ступени была отработана, например, на маршевом двигателе первой ступени отечественной межконтинентальной баллистической ракеты РТ-23УТТХ железнодорожного базирования (стартовая масса ракеты 104,8 т, максимальная дальность 10000 км, длина ракеты 23,0 м, точность стрельбы (предельное отклонение) 0,5 км, масса головной части 4050 кг) [28], а также на ряде других ракет. Топливо и заряд для этой ступени были разработаны и отработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» [13].
Для облегчения условий работы клапанов может быть использована схема вдува газа от заряда из низкотемпературного (холодного) топлива, расположенного внутри камеры сгорания [37]. По этому же принципу создания управляющих сил работает и система впрыска жидкости в сверхзвуковую часть сопла. При этом следует учитывать тепловые и химические явления, связанные с испарением жидкости. Испарение жидкости, с одной стороны, увеличивает массу газов и боковую силу, с другой стороны, оказывает охлаждающее воздействие теплообменом с основным потоком, способствующее снижению давления в зоне возмущения и уменьшению боковой силы [1, 29].
Для уменьшения охлаждающего воздействия применяют легкоиспаряющиеся жидкости (например, фреон). Эффективность такой системы в 2–3 раза ниже эффективности горячего вдува. Для повышения эффективности системы впрыска могут применяться химически активные жидкости (например, перекись водорода, четырёхокись азота). Преимуществом такой системы является отсутствие управляющих органов, работающих при высоких температурах, малая инерционность и высокая надёжность. Однако возникает проблема хранения жидкости на борту твёрдотопливной ракеты [1, 3].
Рассмотрим для примера органы управления стартового РДТТ ракетоносителя (РН) США «Титан-3С» [19]. РН «Титан-3С» четырёхступенчатая. Нулевая ступень имеет два подвесных РДТТ. Центральный блок РН включает три тандемно расположенных ступени с жидкостными ракетными двигателями. Стартовая масса РН 640 т, высота 33,5 м; масса полезного груза, выводимого на орбиту высотой 185 км, равна 11 т.
Каждый из двух РДТТ нулевой ступени имеет массу 225 т, диаметр корпуса 3,05 м и длину 26 м. Двигатель собирается из пяти центральных секций, одного блока с передним днищем и одного блока с задним (сопловым) днищем. Сопло РДТТ неподвижное, его длина 3,36 м; диаметр критического сечения 0,94 м, выходного сечения 3,00 м. Ось сопла направлена под углом 6 градусов к оси РН. Канал заряда имеет конусность, его средний диаметр равен 1,2 м и толщина горящего свода 0,9 м. Общая масса заряда 195 т. Управление полётом РН осуществляется посредством вдува жидкости (четырёхокиси азота) в сверхзвуковые части сопел РДТТ. Для этого к соплу привариваются 24 подающих патрубка с диаметром проходного сечения 5,08 см. Запас рабочей жидкости, массой около 6 т, хранится в специальном баке, расположенном на РДТТ. Общая масса системы равна 9 т.
Боковая управляющая сила на газовом руле создаётся при обтекании профиля отклонённого руля из-за разности давлений на различных его поверхностях. Эта сила воспринимается соплом или наружным отсеком, к которому крепятся рули. Для управления вектором тяги по каналам тангажа, рыскания и крена используют четыре газовых руля. Профиль газового руля изготавливают из эрозионностойких материалов, обеспечивающих наименьший обгар его кромки и поверхностей, если в продуктах сгорания содержится значительная доля конденсированных частиц. Минимальный обгар руля важен для сохранения рабочей поверхности руля и положения центра давления, влияющего на момент сопротивления руля вращению [29]. Для двигателей с большим временем работы рули изготавливают из вольфрамовых сплавов; для двигателей с небольшим временем работы (5–10 с) рули могут быть изготовлены из углерод-углеродных композиционных материалов. Газовые рули впервые в практике ракетостроения были использованы на немецкой жидкостной баллистической ракете Фау-2, применявшейся в период Второй мировой войны в основном для бомбардировки столицы Великобритании – Лондона [28].
Недостатком газовых рулей являются большие потери тяги. При управляющих силах более 3 % от тяги двигателя размеры рулей ограничивают возможности их размещения в сопле. В этом случае руль может быть выполнен с несколькими профилями (руль-гребёнка). Рациональным с точки зрения создания боковой силы и обеспечения минимума потерь тяги считают угол отклонения руля не более 20 градусов. Область применения газовых рулей ограничивается обычно двигателями с малым временем работы (10 с) и малой величиной управляющих сил (до 3 % тяги) [1].
Боковая управляющая сила может также создаваться посредством механического воздействия на поток отражателями (щитками, интерцепторами), помещаемыми в потоке на срезе раструба сопла (щиток) или внутри контура сопла (интерцептор). При введении щитка или интерцептора поперёк потока возникает скачок уплотнения, создающий зону повышенного давления на части раструба перед преградой [29]. В РДТТ щитки и интерцепторы не получили значимого применения из-за трудности обеспечения стойкости конструкции щитка (интерцептора) в сверхзвуковом потоке газа (число Маха более 2), содержащем до 35 % конденсированных твёрдых частиц.
При выборе и проектировании органов управления должны быть обеспечены [1]:
необходимые управляющие силы (моменты) по каналам тангажа, рыскания и крена;
минимальные потери удельного импульса тяги при работе органов управления;
минимальные масса и габариты органов управления;
минимальные потребная мощность, масса и габариты рулевого привода;
стабильность газодинамических и моментных характеристик, а также их линейная зависимость от хода штока рулевой машины;
надёжность работы и сохранение работоспособности при заданных режимах и условиях хранения, эксплуатации и транспортировании;
простота конструкции и эксплуатации;
минимальные сроки и стоимость изготовления и отработки;
технологичность изготовления.
Изменения баллистических параметров ракетного двигателя, вызванные отклонениями среднеобъёмной температуры и скорости горения заряда, можно заранее вычислить и соответствующим образом учесть регулированием модуля вектора тяги [33].
Регулирование тяги РДТТ по величине (модуля вектора тяги) осуществляется, как правило, изменением площади критического сечения основного сопла, если требуется снизить величину отклонений параметров ракетного двигателя, который эксплуатируется в широком диапазоне температур эксплуатации. Это достигается либо перемещением профилированного центрального тела, конструктивно размещённого по оси сопла в районе критического сечения, либо путём использования сменных вкладышей в критическом сечении сопла. Каждому из этих способов присущи свои способы и недостатки.
Так, применение центрального тела усложняет конструкцию двигателя, ухудшает его энергетические характеристики и снижает допустимую продолжительность его работы. Этот способ регулирования тяги РДТТ по величине используется в некоторых стартовых или разгонных двигателях с ограниченным временем работы [16].
Сменные сопла или вкладыши в критическом сечении сопла ракетного двигателя также нашли достаточно широкое применение в РДТТ. Каждому изготовленному двигателю придаётся набор вкладышей к соплу с указанием, в каком диапазоне начальных температур должен применяться каждый из них [16]. Они же могут использоваться для снижения отклонений характеристик в зависимости от полученной при изготовлении зарядов скорости горения топлива.
Запланированное или аварийное прекращение (отсечка) действия тяги двигателя достигается вскрытием сопел противотяги, отделением сопла или гашением заряда твёрдого топлива. Возможно также полное отделение двигателя от летательного аппарата [1].
Важным элементом РДТТ является система запуска двигателя. Для воспламенения основного заряда используют специальные легко воспламеняемые составы, инициируемые пиросредствами по сигналам системы управления ракеты. Воспламеняющее устройство (воспламенитель) можно устанавливать на передней крышке двигателя, в сопле или непосредственно на заряде твёрдого топлива [1].
Нужное качество процесса воспламенения заряда (в первую очередь время выхода двигателя на режим) обеспечивается не только воспламенителем, но и специальными устройствами ( заглушками, устанавливаемыми в сопле двигателя и срабатывающими (открывающими сопловой тракт) при заданном давлении в двигателе.
Приступая к проектированию РДТТ, конструктор из всего комплекса требований на разработку твёрдотопливной энергетической установки должен проанализировать и выбрать принципиальные положения, которые в основном определяют проектно-конструкторский подход и логику формирования и построения конструктивно-компоновочной схемы двигателя [1]. При этом должны быть обеспечены:
требуемые энергомассовые характеристики РДТТ;
возможность выполнения заданных условий эксплуатации двигателя как автономно, так и в составе ракеты или ракетного (ракетно-космического) комплекса в целом;
требования по габаритным ограничениям, накладываемые на РДТТ условиями его компоновки в составе ступени или ракеты;
технико-экономическая целесообразность принимаемых проектных технических решений по основным дорогостоящим узлам двигателя.
Процесс проектирования РДТТ заключается в преодолении противоречий. Требования по максимальному значению удельного импульса тяги, по максимальному заполнению камеры сгорания двигателя топливом при минимальной массе конструкции и удовлетворении требований к внутрибаллистическим параметрам и габаритным ограничениям определяют необходимость поиска оптимального компромиссного сочетания основных проектных параметров и оптимального варианта конструктивно-компоновочной схемы РДТТ [36]. Минимизация массы и габаритов с одновременным обеспечением требований по надёжности и энергетическим характеристикам являются непременным критерием рациональности вновь создаваемой конструкции РДТТ.
Конструктивно-компоновочная схема РДТТ определяет облик ракетного двигателя, отражающий совокупность основных конструктивных узлов и его элементов, выполняющих в двигателе основные или вспомогательные функции, и связи между ними. Конструктивно-ком-поновочная схема поясняет основные принципиальные технические решения и последовательность процессов, реализующихся при работе РДТТ [1].
Конструктивно-компоновочная схема двигателя включает в себя:
конструктивную схему камеры сгорания (корпуса);
конструктивную схему соплового блока с приводами;
конструктивную схему закрепления двигателя в ракете.
Различают следующие виды конструктивных схем камер сгорания РДТТ: моноблочную, многокамерную тандемной схемы, многокамерную пакетной схемы, многокамерную газосвязанную тандемной схемы, многокамерную газосвязанную пакетной схемы [1].

Конструктивные схемы сопловых блоков могут быть выполнены:
в виде односопловой схемы с соплом на днище корпуса;
в виде односопловой схемы с раздвижным соплом на днище корпуса;
в виде односопловой схемы с соплом на боковой поверхности корпуса или на газоходе;
в виде многосопловых схем с соплами на днище корпуса;
в виде многосопловых схем с соплами на боковой поверхности корпуса или на газоходе.
По схеме закрепления двигателя в ракете различают следующие виды схем [1]:
продольную (толкающий двигатель);
продольную (тянущий двигатель);
поперечную;
сложное пространственное расположение двигателя.
Конструктивно-компоновочная схема РДТТ обусловливает [1]:
принимаемые конструктивно-технологические решения, способы изготовления, испытаний, сборки, эксплуатации;
разбивку конструкции РДТТ на агрегаты и узлы;
прочность конструкции РДТТ;
форму РДТТ и габаритные ограничения;
выбор места расположения стыковочных узлов.
Правильный и технически обоснованный выбор конструктивно-компоновочной схемы РДТТ определяет функциональные возможности ракеты в целом. Поэтому уже на ранних стадиях разработки РДТТ должен проводиться системный анализ конструктивно-компоновочных схем РДТТ, включающий в себя следующие основные направления [17]:
изучение опыта разработки конструктивно-компоновочных схем двигателей предшествующих поколений;
поиск новых направлений совершенствования конструктивно-компоновочных схем двигателей;
технико-экономический анализ вариантов технических решений по конструктивно-компоновочным схемам РДТТ, в том числе анализ применения перспективных конструкционных, теплозащитных и эрозионно-стойких материалов и высокоэффективных смесевых ракетных твёрдых топлив (СРТТ);
поиск оптимальных методов и технических средств отработки двигателей с учетом проектируемой конструктивно-компоновочной схемы двигателя;
изучение возможностей сырьевой, промышленной и экспериментальной баз отечественного оборонно-промышленного комплекса;
определение рациональных и реальных путей по снижению (исключению) технического риска при отработке двигателя на стадии опытно-конструкторских работ (огневые стендовые и лётные испытания).
С появлением в 60-х годах прошлого века первых отечественных смесевых ракетных твёрдых топлив разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13, 28], нашедших реальное практическое применение в первых отечественных межконтинентальных баллистических ракетах легендарного Главного Конструктора ракетно-космической техники С.П. Королёва, технологией изготовления зарядов из таких топлив были принципиально устранены ограничения по их габаритным размерам. Создание СРТТ с соответствующими физико-механичес-кими свойствами в сочетании с определенными конструктивными решениями, благодаря прочному скреплению заряда с корпусом двигателя, обеспечило возможность существенного повышения объёмного заполнения камеры сгорания двигателя твёрдым топливом. Наиболее совершенные маршевые РДТТ на 92(95 % заполнены топливом, в то время как на ранних этапах развития РДТТ коэффициент объёмного заполнения составлял 0,6(0,7 [27].
В истории развития отработанных и сданных на вооружение крупногабаритных РДТТ можно выделить два этапа.
Для первого этапа характерны главным образом следующие технические решения [1]:
моноблочный ракетный двигатель с четырьмя подвижными управляющими соплами, расположенными на заднем днище корпуса двигателя и обеспечивающими управление ракетой по каналам тангажа, рыскания и крена;
одно или два отъёмных днища (в зависимости от габаритов двигателя);
заряды моноблочной конструкции из СРТТ, прочно скреплённые с корпусами РДТТ и получаемые непосредственным заполнением топливной массой корпусов двигателей;
высокопрочные стали и титановые сплавы в качестве конструкционных материалов для корпуса и передней крышки двигателя;
специальные резины, пресс-материалы, графиты, углепластики, вольфрамосодержащие материалы для тепловой и эрозионной защиты корпуса и газодинамического тракта сопел РДТТ.
Эти технические решения были внедрены в 50(70-е годы двадцатого века в маршевых РДТТ стратегических ракет морского и наземного базирования США (первая и вторая ступени ракеты «Поларис А-1», первая ступень ракеты «Поларис А-2», первая и вторая ступени ракет «Минитмен-IА», «Минитмен-IB», первая ступень ракет «Минитмен-II, «Минитмен-III»), космических двигателях, а также в ряде маршевых двигателей отечественных твёрдотопливных ракет (первая, вторая и третья ступени ракет РТ-2, РТ-2П, мобильный комплекс РСД-1О и др. [28]). Параллельно в отечественных разработках исследовались варианты новых схемных решений, основанных на использовании [1]:
комбинированных корпусов двигателей, изготавливаемых из высокопрочных сталей, титановых сплавов и стекловолокна;
цельносварных металлических корпусов РДТТ, в том числе сферической формы;
разъёмных корпусов двигателей с силовой оболочкой из стекловолокна, выполненной методом продольно-поперечной намотки, и металлическими днищами.
Высокие эксплуатационные характеристики и надёжность двигателей, созданных до начала 70-х годов, способствовали утверждению РДТТ в качестве энергетических установок маршевых ступеней баллистических ракет последующих поколений и обеспечили расширение области их применения, в том числе и для подвижных комплексов [28].
Важными и главными предпосылками применения твёрдотопливных ракет как средства вооружения подводных лодок явились в первую очередь простота конструкции ракеты, корабельного оборудования и высокая надёжность [27].
Для морских баллистических ракет, базирующихся на подводных ракетоносцах, энергетический потенциал двигателей является определяющим фактором достижения высоких тактико-технических характеристик.
Один из основоположников отечественного твёрдотопливного ракетостроения Ю.А. Победоносцев [21] (участник создания легендарной «Катюши», автор одноимённого критерия), выступая на Международном астронавтическом конгрессе в г. Белграде (1967 г.), сказал [31]: «среди всего многообразия задач, решение которых определяет успехи ракетостроения, на первом месте стоит проблема энергетики Создание и совершенствование ракетных двигателей, выбор наиболее эффективных топлив для них ещё на многие десятилетия будет, как и на заре космической эры, одной из ведущих, определяющих задач космонавтики». Эти же слова и в настоящее время можно сказать о боевых ракетах подвижного базирования. Решающее влияние на выбор и реализацию принципиальных конструктивно-компоновочных схем маршевых РДТТ баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ) оказывают [27, 31]:
жёсткие габаритные ограничения, связанные со спецификой конструктивной схемы ракеты (малое относительное удлинение с минимальными объёмами межступенчатых отсеков, габаритами двигателей и сопел), а также необходимость более высокой плотности компоновки двигателей ракеты;
условия эксплуатации (ограничения габаритов шахты, морская среда, повышенные требования к безопасности и надёжности);
условия старта (глубина, волнение моря, нагрузки на корпус ракеты и корпуса маршевых двигателей при старте из подводного положения).
Указанные факторы предопределяют необходимость обеспечения существенно большего (на 20–25 %) для морских ракет, по сравнению с сухопутными, энергетического потенциала маршевых двигателей для достижения одной и той же дальности стрельбы при одинаковых полезных нагрузках [31]. Это обстоятельство обусловило поиск новых решений, обеспечивающих высокий технический уровень маршевых РДТТ и БРПЛ в целом.
Многосопловая конструкция двигателя не позволяла реализовать необходимую степень расширения сопел, а характеристики применяемых материалов не обеспечивали требуемое массовое совершенство РДТТ. Тем не менее высокая надёжность и высокие эксплуатационные качества двигателей, разработанных в те годы, способствовали утверждению РДТТ в качестве энергетических установок маршевых ступеней баллистических ракет последующих поколений, обеспечили расширение области их использования и для морских баллистических ракет [1].
Результаты проектно-поисковых, исследовательских и экспериментальных работ, а также изучение внутрикамерных процессов, тепло- и массообмена, газовой динамики, зависимости работоспособности конструкции РДТТ от различного вида нагружений (включая воздействие динамических и вибрационных нагрузок) позволили перейти на качественно новый второй этап в разработке конструктивно-компо-новочных схем РДТТ [27].
Этот этап характеризуется переходом на моноблочные односопловые конструкции благодаря применению неразъёмных пластиковых цельномотанных корпусов типа кокона, позволивших снизить пассивную массу маршевого двигателя и увеличить коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания РДТТ. На этом этапе были созданы высокоэффективные сопловые блоки и органы управления, что в сочетании с применением корпусов РДТТ типа кокона позволило улучшить массовые характеристики двигателей примерно в 1,5 раза и энергетические примерно в 1,1 раза [1]. Характерным является повышение рабочего давления в камерах сгорания маршевых РДТТ. В первых маршевых двигателях внутрикамерное давление составляло от 3,0 до 4,0 МПа, а в современных двигателях оно увеличилось до 6,0(12,0 МПа [1].
В РДТТ первого поколения применяли сопла неизменной геометрии со степенью расширения (отношение диаметра раструба к диаметру критического сечения), равной 4–5, чтобы не увеличивать длину и диаметр двигателя и ракеты. Техническим существом отработки стационарного соплового блока с высокой степенью расширения (6–10) является разработка методов профилирования и создание эрозионностойких материалов. Разработка на этой основе конструкции неподвижного неразъёмного сопла не представляет трудностей для практической реализации. Однако конструирование сопел и органов управления с высокими степенями расширения существенно усложняется для РДТТ баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ) ввиду существующих ограничений по длине двигателя и диаметру выходного сечения сопла, вызванных необходимостью создания ракет в «жёстких» габаритах. Это обстоятельство побудило конструкторов провести поиск новых конструкций сопловых блоков существенно более сложных форм [27].
Длина ракеты может быть уменьшена либо путём утапливания сопла в корпус РДТТ, либо применением раздвижного сопла, то есть сопла с жёсткими выдвигаемыми телескопическими насадками (раструбами). Применение частично (до 50 % от общей длины сопла) утопленных в корпус двигателя сопловых блоков позволяет увеличить степень расширения сопла от 4,0 до 5,5 [27].
Дальнейшее утапливание сопла в камеру сгорания приводит к резкому возрастанию потерь удельного импульса тяги, уменьшению запасов топлива и ухудшению массовых характеристик сопла и двигателя в целом. Оптимальной конструкцией сопла является комбинация из утопленного и раздвигаемого сопла. В сложенном (исходном) положении выдвигаемые телескопические насадки сопла размещаются у заднего днища двигателя и раскрываются во время работы двигателя (или до его запуска) после снятия фиксации исходного положения, образуя в выдвинутом (рабочем) положении с неподвижной частью сопла единый газодинамический тракт [1].
Разработанная исходя из такой концепции конструкция сопла РДТТ с изменяемой геометрией обеспечила возможность реализации высокой степени расширения сопла, выполнение требований по повышению энергетических характеристик с одновременным выполнением габаритных ограничений на двигатель [27].
Таким образом, проведённые на этом этапе развития РДТТ проектно-изыскательские работы показали, что значительное повышение плотности компоновки двигателя в ракете, требуемое разработчиком ракеты, может быть достигнуто применением моноблочных односопловых двигателей, сопла которых утоплены в камеры сгорания и снабжены выдвигаемыми телескопическими насадками. Такая конструктивно-компоновочная схема РДТТ обеспечивает минимальную массу конструкции двигателя, эффективность управления, минимальные энергетические потери и рассматривается как наиболее перспективная для БРПЛ [27].
Массовое совершенство РДТТ в значительной мере определяется совершенством системы управления вектором тяги. Масса соплового блока с органами управления у современных РДТТ может достигать до 40–50 % общей массы конструкции двигателя [1]. В этой связи весьма остро встаёт вопрос о выборе оптимальной схемы системы управления вектором тяги. Из всего многообразия возможных типов органов управления вектором тяги, определяемых особенностями двигателей, предпочтение отдаётся в настоящее время поворотным управляющим соплам. На сегодняшний день система управления вектором тяги с помощью поворотного сопла на эластичном опорном шарнире является наиболее совершенной и стала классическим решением на мировом уровне. Для отклонения сопел используются газогидравлические приводы [1].

1.2 Физические процессы, происходящие при работе РДТТ

В предыдущем разделе рассмотрено общее устройство РДТТ. Ниже приводится качественное описание основных процессов в твёрдотопливном ракетном двигателе после его запуска. Временные интервалы при последующем рассмотрении соответствуют определениям, приведённым в Приложении А.
Воспламенение в РДТТ осуществляется путём подачи электрического импульса на пиропатрон, при срабатывании которого зажигается воспламенительный состав (ВС). Форс пламени от пиропатрона нагревает воспламенительный состав и постепенно зажигает его. Сам процесс зажигания воспламенительного состава протекает во времени: сначала зажигаются элементы заряда воспламенительного состава, на которые непосредственно воздействует форс от пиропатрона, после чего пламя распространяется на соседние зёрна (элементы) заряда ВС. Продукты сгорания воспламенительного состава через газорасходные отверстия корпуса воспламенительного устройства (ВУ) поступают в камеру сгорания двигателя. Начиная с этого момента, давление в камере повышается. Время от подачи командного импульса тока на пиропатрон до начала устойчивого подъёма давления в камере сгорания называется временем задержки зажигания (задержки появления тяги) [4].
После воспламенения горение элементов заряда ВС происходит либо в свободном объёме камеры (в случае использования разрушаемого корпуса), либо в самом корпусе ВУ, из которого продукты сгорания поступают в камеру сгорания двигателя через газорасходные отверстия.
Продукты сгорания воспламенительного состава заполняют свободный объём у переднего днища двигателя и вытесняют воздух из канала заряда. При этом фронт горячих газов ВС, обычно представляемый для газодинамических расчётов в виде плоской поверхности, разделяющей продукты горения ВС и воздух, перемещается вдоль канала [4].
В то же время волна давления, скорость которой в обычных условиях выше скорости указанного фронта, также распространяется по каналу, вызывая повышение давления воздуха в канале и в предсопловом объёме камеры сгорания. В дальнейшем волна давления, отражённая от заднего днища, распространяется в обратном направлении и взаимодействует с контактным разрывом; в этот период в свободном объёме камеры сгорания имеет место сложная картина взаимодействия ударных волн. В определённых условиях волна давления, распространяющаяся по воздушной среде, может выродиться в ударную волну [4].
Повышение давления воздуха в предсопловом объёме вызывает разрушение герметизирующей сопловой заглушки, после чего начинается процесс истечения воздуха, продолжающийся до тех пор, пока контактный разрыв не достигнет выходного сечения сопла и продукты сгорания ВС не заполнят весь свободный объём двигателя. Разрушение заглушки приводит к возникновению волны разрежения, распространяющейся по свободному объёму камеры сгорания.
На следующей стадии происходит нагрев поверхности топливного заряда продуктами горения воспламенительного состава, которые омывают её и истекают через сопло. Нагрев осуществляется путём конвекции, излучения и непосредственного контакта горящих частиц воспламенительного состава, вовлечённых в поток и осаждающихся на поверхность заряда. Эта стадия продолжается до тех пор, пока условия на некотором участке поверхности топливного заряда, подвергнувшемся наиболее интенсивному нагреву, достигнут критических условий воспламенения твёрдого топлива [4].
После воспламенения части топливного заряда газообразные продукты, образующиеся в процессе горения, смешиваются с продуктами горения ВС и продолжают нагревать оставшуюся часть заряда. В результате данного процесса зона, в которой достигаются критические условия воспламенения, распространяется по поверхности канала заряда в виде фронта пламени. Дополнительное поступление продуктов сгорания от воспламенившейся части топлива в канал вызывает распространение по потоку перемещающейся со скоростью звука волны давления, непрерывно изменяющей параметры потока в канале [4].
Картина однонаправленного перемещения фронта пламени сама по себе гипотетична. Применение пиротехнических воспламенительных составов, имеющих значительное содержание конденсированных частиц в продуктах сгорания, может привести к локальному очаговому воспламенению участков поверхности, подвергшихся нагреву от частиц, оказавшихся на поверхности под воздействием сил тяжести, турбулентных пульсаций в потоке или в связи с наличием начальной поперечной составляющей скорости [4].
Распространение пламени по поверхности топлива в этом случае носит характер смыкания очагов воспламенения, а понятие скорости распространения фронта пламени носит условный характер в связи с отсутствием единого фронта.
Продукты сгорания топливного заряда и остатков воспламенительного состава частично истекают из двигателя и частично идут на заполнение свободного объёма камеры. Последнее обусловлено тем, что поверхность заряда охватывается пламенем при сравнительно низких давлениях, обычно существенно меньших стационарного давления в камере, поэтому приход продуктов сгорания превышает расход, и давление в камере повышается [4].
Как видно из вышерассмотренного, течение продуктов сгорания в канале двигателя, а в ряде случаев и в сопле является существенно нестационарным [29]. Спустя некоторое время все процессы устанавливаются и достигается основной режим работы двигателя, который можно рассматривать квазистационарным [36], а давление камере рассчитывать по методике, изложенной в Приложении А.
Изменение зазоров в передней и задней полостях двигателя в зонах, раскрепляющих манжет между корпусом и зарядом в зависимости от неоднородного внутрикамерного давления по не скреплённым поверхностям заряда, может приводить к изменению свободного внутрикамерного объёма и суммарной поверхности заряда вследствие раскрытия его свободных, не скреплённых с корпусом, поверхностей. Увеличение свободного внутрикамерного объёма за счёт деформирования корпуса и заряда не превышает 3–5 % при номинальном уровне внутрикамерного давления [29].
В камере сгорания РДТТ с относительно высокой объёмной плотностью заряжания, достигаемой путём уменьшения площади проходного сечения камеры, параметры газового потока могут существенно изменяться по длине вследствие уменьшения статического давления и проявления эффекта турбулентного (эрозионного) горения. Кроме того, при течении продуктов сгорания в камере имеют место гидродинамические потери, особенно существенные в предсопловом объёме многосоплового блока. С течением времени степень проявления этих явлений будет уменьшаться, так как отношение площади проходного сечения канала заряда к площади критического сечения сопла увеличивается. К концу работы двигателя скорость газового потока намного меньше скорости звука, относительный перепад статического давления по длине камеры становится небольшим, а гидродинамические потери практически отсутствуют [4].
Остановимся на процессе стационарного горения топлива. Структура смесевых твёрдых топлив существенно неоднородна (частицы окислителя в горючем – связующем веществе), поэтому механизм горения этих топлив в самом общем случае можно представить следующим образом. При установившемся (стационарном) горении СРТТ (рассматриваются топлива на основе перхлората аммония) в волне горения протекают преимущественно следующие процессы:
1) в конденсированной фазе: разложение окислителя и горючего с образованием газообразных продуктов;
2) в газовой фазе:
а) перемешивание продуктов разложения окислителя и горючего;
б) высокотемпературная химическая реакция между ними ( горение.
Поверхность горения конденсированной фазы не является плоской вследствие различной скорости разложения горючего и окислителя, частицы окислителя выступают над поверхностью горючего, находясь в области более высоких температур. Весь процесс горения осуществляется в узкой (до 1 мм) пространственной области [36, 4]. В общем случае стационарное горение поддерживается тепловыми потоками, поступающими из газовой (пародымогазовой) зоны, и суммарно экзотермическими реакциями в конденсированной фазе.
В РДТТ при использовании СРТТ, содержащих металлические добавки, в процессе горения в камере сгорания образуется двухфазное рабочее тело. Оно отличается от однофазного («чистого» газа) наличием в газовом потоке достаточно мелких твёрдых и жидких частиц различных форм и размеров, обменивающихся с газом теплотой и кинетической энергией и могущих переходить из одного агрегатного состояния в другое. Движение двухфазных сред сопровождается теплообменом между частицами и газом, образованием новых частиц, их ростом, коагуляцией и др. В зависимости от физико-химических свойств горючего ( связующего, окислителя и их соотношения воспламенение и горение частиц алюминия может происходить как на поверхности горящего топлива, так и в свободном объёме камеры сгорания. В первом случае при достижении определённой температуры происходит процесс укрупнения или спекания частиц, во втором воспламенение частиц алюминия не происходит до тех пор, пока они не покинут поверхность горения. Прилегающая зона реакции содержит частицы Al2O3 размером 0–2 мкм, а в свободном объёме камеры сгорания могут находиться и частицы окислов алюминия размером 5–20 мкм. При этом наибольшие изменения в среднемассовом диаметре частиц Al2O3 наблюдается в зоне, не превышающей 20–30 мм от поверхности горения заряда. В этой зоне наиболее активно протекают процессы горения частиц металла. Средняя скорость сгорания частицы алюминия по её радиусу с диаметром 20 мкм составляет 5–10 мм/с. Температура плавления окисла алюминия составляет 2315 К, температура кипения Аl 2070 К, объём окисла алюминия в 1,45 раза больше объёма расплавленного металла. Размеры частиц окислов алюминия зависят от давления в камере сгорания, от расположения поверхности горения относительно обтекающего газового потока и других факторов. Размеры частиц оказывают, прежде всего, существенное влияние на так называемые двухфазные потери удельного импульса тяги. Они вызываются отставанием конденсированных частиц от несущего их газового потока и температурной неравномерностью между газом и конденсированными частицами [4, 29].
Многофазный поток продуктов сгорания топлива воздействует на элементы газовой полости двигателя следующим образом [7]:
путём силового нагружения внутрикамерным давлением;
конвективным тепловым потоком от продуктов сгорания к поверхности газовой полости двигателя;
радиационным (лучистым) тепловым потоком;
транспортированием теплоты в стенку осаждающимися конденсированными частицами;
высокоскоростным соударением конденсированных частиц с поверхностью стенки.
В результате этого происходит как прогрев материалов, так и их разрушение:
вследствие воздействия химически активных компонентов потока продуктов сгорания;
вследствие действия сил трения и динамического воздействия потока на элементы шероховатости поверхности;
вследствие действия термических и усадочных напряжений в процессе нагрева материалов, а также перепада давлений газа по толщине прококсованного слоя (для тепловой защиты).
Так как в РДТТ происходит интенсивная передача тепла от продуктов сгорания к элементам конструкции двигателя, то тепловое состояние конструкции двигателя практически полностью определяет его работоспособность. Оно характеризуется пространственным распределением температурных полей в различных элементах РДТТ. Сложность тепломассообмена в двигателе обусловлена большими градиентами давления по его газовой полости, взаимодействием скачков уплотнения с пограничным слоем, наличием зон отрывного течения и существенными отличиями скоростей обтекания различных элементов конструкции, а также наличием различных режимов гетерогенного окисления углеграфитовых материалов и фазовых переходов в композиционных материалах, подверженных пиролизу [7].
Процессы теплообмена протекают в очень широком диапазоне температур (2000–3800 К) и давлений (5–20 МПа в камерах сгорания и 0,005–0,1 МПа в соплах); скорости продуктов сгорания достигают 3000 м/c; концентрации мелкодисперсных частиц могут составлять около 35 % [29]. Следствием столь широкого диапазона изменения физических параметров является реализация самых различных режимов теплообмена как на отдельных участках проточного тракта двигателя, так и в зависимости от времени работы двигателя. Процессы теплообмена в РДТТ имеют нестационарный характер, поскольку выгорание заряда в камере приводит к изменению геометрии и размеров проточной части двигателя и уменьшению скорости потока. Непрерывное газообразование с топливного заряда, отток массы с поверхности уносимых теплозащитных покрытий усложняют газодинамическую структуру газовых потоков в РДТТ [29].
Опыт отработки РДТТ показал, что на участках проточного тракта двигателей существуют зоны, где скорость уноса массы теплозащитных материалов существенно (до нескольких раз) превышает величину, рассчитанную в предположении химического воздействия на материалы покрытия активных компонент газовой фазы продуктов сгорания [29]. В сверхзвуковой области сопла это зоны стыков деталей (особенно из материалов с различной эрозионной стойкостью), концевые участки раструбов и высотных сопловых насадков, рули для управления вектором тяги. В дозвуковой области это зоны растекания по поверхности ТЗП двухфазного потока, поступающего в предсопловую область из канала заряда (сопловое днище, входные кромки утопленной части сопла т.п.).
Для всех перечисленных областей повышение уноса массы материалов обусловлено осаждением частиц конденсированной фазы. В зоне контакта с теплозащитным покрытием частицы конденсированной фазы, преимущественно Аl2О3, оказывают на него дополнительное тепловое, химическое и механическое воздействия. Количественный эффект такого воздействия и степень реализации каждой из его составляющих зависят от скорости потока, весового содержания частиц конденсированной фазы, функции распределения частиц по размерам, кривизны линий тока газа, эрозионной стойкости материала стенки, которая существенно зависит от состава и структуры материала [29, 46, 47].
Воздействие частиц конденсата различных фракций, содержащегося в продуктах сгорания металлизированных топлив, на поверхность раструба оказывает существенное влияние на эффективность и работоспособность сопла [29]. Часть сопла, подвергшаяся бомбардировкам конденсированных частиц, интенсивно изнашивается, и сопло может оказаться неработоспособным. Вариационная задача с учётом условия недопустимости выпадения конденсированных частиц на контур сопла решена профессором Томского госуниверситета И.М. Васениным и другими специалистами [4]. Показано, что соблюдение данного условия может привести к возникновению участков краевого экстремума и изломам контура. Избежать осаждения частиц на концевую часть сопла можно выбором контура с конической концевой частью, чтобы частицы двигались параллельно концевой части контура [29].
Участок окончания работы двигателя характеризуется возрастанием концентрации продуктов разложения теплозащиты камеры сгорания в составе газа, заполняющего камеру и вытекающего через сопло. Сопоставление данных наземной отработки и лётных испытаний по величине удельного импульса тяги ряда РДТТ выявило их существенное различие. Причиной такого расхождения является увеличение пассивной массы двигателя в конце его работы за счёт накопления под действием лётных перегрузок остатков конденсированных продуктов сгорания (КПС) в области утопленного сопла. При наземной отработке в камерах сгорания ряда РДТТ обнаруживалось значительное количество шлаков, содержащих Аl2O3, Al, а также SiO2 из теплозащитного покрытия и др. Опыты, проведённые с осевой перегрузкой, показали, что она вызывает увеличение массы шлаков. Ближе к концу работы РДТТ при полёте ракеты перегрузки возрастают, характерные скорости газа в камере падают, поэтому этот период наиболее опасен с точки зрения накопления остатков. В зонах, где характерные скорости малы, например, в конце работы над утопленной частью сопла, также создаются благоприятные условия для накопления остатков.
Анализ опытных данных позволил отметить следующие факторы, способствующие снижению размеров агломератов и величины остатков КПС [29]:
увеличение содержания мелкой фракции окислителя;
увеличение скорости горения твёрдого топлива;
снижение содержания связующего;
снижение содержания алюминия.
Использование РДТТ в качестве двигателя верхних ступеней баллистических ракет порождает необходимость использования специальных методов сброса тяги в момент достижения ракетой требуемой скорости полёта. В качестве основного средства сброса тяги в двигателях на твёрдом топливе применяется вскрытие дополнительных отверстий в камере сгорания, что приводит к созданию противотяги, равной или даже большей, чем тяга, создаваемая соплом, или прекращению работы двигателя в связи с гашением заряда, обусловленным резким спадом давления в камере. Подобный процесс именуют обычно отсечкой или обнулением тяги. В крупногабаритных РДТТ отсечка тяги путём вскрытия дополнительных отверстий с целью создания реверсивной тяги не приводит к гашению заряда, если площадь вскрываемых отверстий является небольшой, поэтому в период отсечки тяги в таких двигателях наблюдается переходной процесс, в течение которого давление понижается от исходного до некоторого второго уровня [4].
Этот процесс сопровождается существенной перестройкой потока продуктов сгорания в камере и процесса горения твёрдого топлива. Начало переходного газодинамического процесса имеет волновой характер. По продуктам сгорания, заполняющим свободный объём камеры, распространяется по направлению к сопловому блоку волна разряжения, происходит изменение скорости потока и его направления. Отражённая от соплового днища волна, распространяясь по свободному объёму камеры в обратном направлении, взаимодействует с волнами разрежения, излучаемыми со стороны вскрытых на переднем днище отверстий. Волна разрежения распространяется со скоростью звука в условиях камеры сгорания. Течение газа, устанавливающееся в результате сложного взаимодействия волн, близко к квазистационарному [4].
Это краткое рассмотрение работы РДТТ показывает всю сложность протекающих в нём процессов при внешней простоте конструкции. Поэтому конструктор РДТТ должен не только знать устройство и назначение его составных частей и узлов, но и глубоко понимать протекающие процессы в двигателе и на высоком научном уровне делать постановку задачи специалистам по прочности, горению, газовой динамике и др.

1.3 РДТТ баллистических ракет и космических систем

1.3.1 РДТТ межконтинентальных баллистических ракет
Конструктивно-компоновочные схемы твёрдотопливной ракеты и маршевых РДТТ взаимно увязаны, так как РДТТ составляют важнейший элемент всей ракеты и определяют её облик.
Конструкции типичных маршевых РДТТ первых отечественных баллистических ракет стратегического назначения представлены на рисунках 1.1, 1.2 [1]. В дальнейшем при применении маршевых РДТТ в баллистических ракетах стратегического назначения морского базирования (на подводных лодках) на конструктивно-компоновочные схемы двигателей были выставлены габаритно-массовые ограничения и это повлияло на их устройство.
Конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистических ракет РТ-2, РТ-2П приведена на рисунке 1.1 [1]. Двигатель ( моноблочный четырёхсопловой, с зарядом, прочно скреплённым с корпусом, разработки и отработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13]; состоит из переднего днища 4 с воспламенительным устройством (ВУ), корпуса 5 с зарядом 6 и заднего днища 7 с четырьмя сопловыми блоками 9. Сборку днищ с корпусом осуществляли с помощью клиновых соединений.
Ракета РТ-2П (модернизация первой отечественной твёрдотопливной межконтинентальной баллистической ракеты РТ-2 в 1968 г.; первая ступень модернизации не подвергалась [28]) имела стартовую массу 51,0 т, максимальную дальность 9800 км, длину 21,32 м, массу головной части 470 кг. Круговое вероятное отклонение головной части ракеты РТ-2П от цели было менее 1500 м.
Всего за период испытательных и учебно-боевых пусков ракеты по 1994 год включительно запущено на промежуточные и максимальные дальности около 100 ракет. Пуски неизменно подтверждали высокую надёжность ракеты РТ-2П, заряды всех трёх маршевых ступеней которой были разработаны и отработаны ФНПЦ «АЛТАЙ» [28].










































В собранном виде двигатель герметичен. Корпус 5 и днища 4, 7 сварные, выполнены из высокопрочной легированной стали.
Переднее днище 4 имеет центральную горловину с крышкой 2 для крепления ВУ и узла аварийного выключения двигателя (АВД), а заднее днище 7 ( четыре патрубка для крепления сопловых блоков 9. Корпус и днища с внутренней стороны защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитным покрытием.
Органами управления являются четыре разрезных сопла 9 с разъёмом в сверхзвуковой части. Зазор между качающейся и неподвижной частями сопла герметизируется эластичной резинотканевой манжетой. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости автономными электрогидравлическими рулевыми машинами 8. Управление полетом ракеты по углам тангажа, рыскания и крена обеспечивается отклонением сопел (попарно) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Силовая часть конструкции сопла выполнена из титановых сплавов. В сопловом тракте применены детали, изготовленные из эрозионно-стойких пластмасс, высокоплотного графита и вольфрамового сплава.
Заряд 6 прочно скреплен с корпусом 5 двигателя с помощью клеевого состава, нанесенного на асболавсановый защитно-крепящий слой корпуса. Он выполнен в виде моноблока с центральным круглым каналом, четырьмя длинными и четырьмя короткими щелями, равномерно расположенными по окружности со стороны заднего днища, и кольцевой проточкой на переднем торце заряда. Для снятия температурных напряжений при эксплуатации РДТТ заряд по переднему торцу раскреплен с корпусом при помощи специальной манжеты [1].
Двигатель запускается путём подачи электрического импульса на пиропатрон 1 предохранительного типа, от которого срабатывает пиротехнический воспламенитель 3 и своими продуктами сгорания воспламеняет твёрдотопливный заряд 6. Двигатель работает до полного выгорания топлива. В его конструкции предусмотрено устройство для аварийного выключения, состоящее из детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ) и электродетонатора предохранительного типа, устанавливаемое на крышке 2 переднего днища РДТТ. При нерасчётном отклонении ракеты от траектории по команде от системы управления срабатывает электродетонатор, который инициирует ДУЗ, установленный на наружной поверхности крышки 2. Кумулятивная струя ДУЗа срезает крышку, и заряд перестает гореть из-за резкого сброса давления [1].
На рисунке 1.2 приведена конструкция РДТТ третьей ступени баллистической ракеты РТ-2П. Двигатель ( моноблочный четырёхсопловой с зарядом из СРТТ, прочно скреплённым с корпусом [1]. Корпус 4 сварной конструкции изготовлен из высокопрочной легированной стали и состоит из переднего днища и обечайки. Переднее днище представляет собой сварную конструкцию, в которую входят штампованное днище эллиптической формы, передний шпангоут, центральная горловина и патрубки узлов отсечки тяги. Цилиндрическая часть корпуса ( комбинированная, состоящая из стальной обечайки с задним шпангоутом, которая упрочнена намоткой однонаправленного стеклопластика 5. К корпусу 4 двигателя при помощи клинового соединения пристыковывается заднее днище 6. Заднее днище 6 сварной конструкции выполнено из штампованной заготовки, шпангоута и четырёх сферических патрубков. В собранном состоянии двигатель герметичен [1].
С внутренней стороны корпус и заднее днище защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитными покрытиями. Наружные поверхности корпуса, заднего днища и сопловых патрубков для защиты от аэродинамического нагрева и теплового воздействия газовых струй имеют сублимирующее покрытие.
Узлы отсечки тяги выполнены из титанового сплава, раструбы отсечек ( из стеклопластика [1].
Органами управления тягой двигателя по направлению служат разрезные управляющие сопла (РУС) 8 с разъёмом в сверхзвуковой части. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости, и при взаимно перпендикулярном расположении осей качания обеспечивается управление в полёте ступенью ракеты по углам тангажа, рыскания и крена. В качестве приводов органов управления используют автономные электрогидравлические рулевые машины 7. Разъём между подвижной и неподвижной частями сопла герметизируют с помощью резино-тканевой манжеты. Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие пластмассы, высокопрочный графит и пировольфрам [1].
Заряд 3 разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13] представляет собой моноблок с передним и задним расположением щелевых компенсаторов. Горение заряда происходит по поверхностям центрального круглого канала, заднего торца заряда, задних и передних щелей. Четыре передние щели заряда расположены в плоскостях стабилизации и обеспечивают возможность включения узлов отсечки тяги через 15 с после начала работы РДТТ. Восемь задних щелей заряда расположены относительно друг друга под углом 45°. Заряд изготавливали литьём под небольшим давлением непосредственно в камеру сгорания двигателя. Заряд 3 прочно скреплен с корпусом 4 через клеящий подслой и защитно-крепящий слой [1].
Для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации двигателя, заряд со стороны переднего торца раскреплен при помощи резиновой манжеты на тканевой основе.
Запуск двигателя осуществляется подачей электрического им-пульса на пиропатрон предохранительного типа, установленный на переднюю крышку 1 двигателя. От пиропатрона срабатывает пиротехнический воспламенитель, а затем воспламеняется твёрдотопливный заряд.
Двигатель выключается в две ступени посредством последовательного срабатывания двух пар отсечек тяги 2 после подачи предварительной и главной команд на электродетонаторы, которые инициируют детонирующие заряды, обеспечивающие отрыв крышек отсечек. При истечении газов через сопла отсечек создается необходимая противотяга. Узлы отсечек тяги 2 можно использовать и для аварийного выключения двигателя [1].
Типичная конструкция РДТТ первой баллистической ракеты морского базирования приведена ниже на рисунке 1.3 [1]. Моноблочный двигатель [1] односопловой конструкции второй ступени морской баллистической ракеты РСМ-45 состоит из корпуса 2 с твёрдотопливным зарядом 4, крышки 1 со средствами запуска и органов управления.
Корпус 2 представляет собой тонкостенную оболочку из органопластика с закладными элементами (фланцами) 6, 10 и стыковочным шпангоутом 3, получаемую методом непрерывной намотки ленты из стеклонити. Оптимальная форма днищ оболочки имеет вид поверхности вращения, на которой нити в ленте при намотке располагаются по геодезическим линиям. Цилиндрическая часть корпуса формируется сочетанием спиральных и тангенциальных слоев лент из органонитей. Центральный фланец 10, заматываемый в переднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для крепления крышки 1 с воспламенителем 9. Центральный фланец 6, заматываемый в заднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для установки разрезного управляющего сопла 5 на карданном подвесе. Внутренняя поверхность корпуса двигателя защищена от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитными покрытиями на основе резин [1].
Крышка 1 цельнометаллической конструкции необходима для крепления воспламенителя 9 пиротехнического типа и пиропатрона предохранительного типа. Крепление крышки 1 к корпусу 2 шпоночное.








Органы управления двигателя состоят из разрезного сопла 5, утопленного в камеру сгорания, и двух двигателей крена 7. Герметизация соединения неподвижной и подвижной частей сопла обеспечивается гибкой уплотнительной диафрагмой. Отклонение раструба сопла осуществляется рулевыми машинами 8, установленными во взаимно перпендикулярных плоскостях по две в каждом канале управления (тангажа и рыскания). Две рулевые машины отклоняют раструб сопла относительно карданового кольца, а две другие ( кардановое кольцо относительно корпуса неподвижной части сопла.
Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие материалы: углепластики, графиты и т. п. На неподвижном корпусе сопла с помощью кронштейнов установлены автономные твёрдотопливные двигатели 7 для управления по каналу крена [1]. Твёрдотопливный заряд торцевого горения для этих двигателей крена разработан ФНПЦ «АЛТАЙ».
Заряд 4 моноблок разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» изготавливается методом литья под давлением непосредственно в корпус двигателя; при этом обеспечивается прочное скрепление со стенкой камеры сгорания. Внутренний канал заряда круглой формы, а в зоне утопленной части сопла ( конический с щелевыми компенсаторами.
Двигатель запускается с помощью пиропатрона предохранительного типа и пиротехнического воспламенителя 9; работает до полного выгорания топлива [1].
На рисунке 1.4 изображена конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Минитмен-III» (США) [1]. Это ракетный двигатель с четырьмя управляющими соплами, металлическим корпусом и зарядом из СРТТ.
Корпус 1 двигателя изготовлен из высокопрочной стали. Обечайка 2 корпуса сварена из шести кольцевых секций. К обечайке приварено переднее днище с фланцем для крепления воспламенителя. Сопловое днище 3 соединено с обечайкой корпуса при помощи конусного резьбового соединения. К сопловому днищу приварены четыре фланца для крепления сопел.
Заряд 4 твёрдого топлива состоит из двух частей. Основная часть заряда изготовлена методом свободного литья в корпус и прочно скреплена с ним. Заряд имеет центральный канал с шестью профилированными щелями. Дополнительный заряд расположен на сопловом днище. Сопла 5 двигателя в камеру сгорания не утоплены.










































Двигатель второй ступени баллистической ракеты «Трайдент-1» (рисунок 1.5) представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом [1]. Корпус 2 двигателя прочно скреплен с зарядом 3 из СРТТ. Сопло 4 утоплено в камеру сгорания. Корпус 2 изготавливался методом спиральной намотки из органопластика «Кевлар-49». Закладные элементы (фланцы) из высокопрочного алюминиевого сплава присоединяют к корпусу в процессе его изготовления. На переднем фланце закреплен воспламенитель 1. Управление вектором тяги по углам тангажа и рыскания осуществляется отклонением сопла 4, установленного на гибкой опоре, при помощи автономных турбогидравлических систем.


















Рисунок 1.5 ( Конструктивная схема маршевого РДТТ второй ступени баллистической ракеты «Трайдент-1» (США)


Гибкая опора 5 состоит из двух внешних обойм из алюминиевого и титанового сплавов, между которыми находится упругий элемент, представляющий собой набор чередующихся кольцевых пластин сферического профиля, соединенных привулканизированными к ним прокладками из натурального каучука [1].
Заряд 3 РДТТ ( моноблок с центральным цилиндрическим каналом переменного сечения, имеющий 11 профилированных щелей у соплового днища. Двигатель работает до полного выгорания топлива.
Схема маршевого РДТТ третьей ступени межконтинентальной баллистической ракеты МХ (США) приведена на рисунке 1.6 [1].




















Рисунок 1.6 ( Конструктивная схема маршевого РДТТ третьей ступени межконтинентальной баллистической ракеты МХ (США)

Двигатель представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом. На фланце переднего полюсного отверстия корпуса 2 двигателя закреплен воспламенитель 1. К фланцу заднего полюсного отверстия корпуса крепится сопловой блок 4.
Корпус 2 с внутренним теплозащитным и наружным защитным покрытием спроектирован по схеме «кокон» и имеет малое (около 0,7) отношение длины к диаметру. Заряд 3 из СРТТ, прочно скреплённый с корпусом, изготовляют методом свободного литья топливной массы в корпус. Заряд имеет центральный цилиндрический канал переменного сечения. В центральной части заряда выполнена кольцевая проточка, а в передней части заряда ( семь профилированных щелей [1]. Органом управления служит сопло 4 с гибкими опорами в области его критического сечения. Гибкие опоры представляют собой две внешние стальные обоймы, между которыми находится упругий элемент, состоящий из чередующихся слоев кольцевых пластин сферического профиля, соединенных привулканизованными к ним эластичными прокладками. Входная часть сопла и вкладыш его критического сечения спроектированы как одно целое; их изготовляют из монолитных заготовок материала углерод-углерод с трёхмерной ориентацией армирующих волокон. Впервые в практике американского твёрдотопливного двигателестроения в конструкции сопла применены выдвигающиеся насадки 5, 6 раструба сопла телескопического типа с двумя подвижными секциями. В рабочее положение подвижные секции раструба сопла выдвигаются с помощью специальных газогенераторных устройств после отделения РДТТ предыдущей ступени: поток газов от газогенератора через распределительное устройство направляется непосредственно в четыре телескопических двухступенчатых пневмоцилиндра, с помощью которых перемещаются подвижные секции. Эти же пневмоцилиндры придают дополнительную жёсткость выходному раструбу сопла. Сопло отклоняется с помощью автономных турбогидравлических систем. Во время работы РДТТ третьей ступени ракеты МХ управление по крену осуществляется двигательной установкой ступени разведения ракеты [1].
В таблицах 1.1, 1.2 [1] приведены характеристики описанных выше маршевых РДТТ отечественных и зарубежных (США) баллистических ракет.
Таблица 1.1 ( Характеристики маршевых РДТТ отечественных
баллистических ракет
Параметры РДТТ


Баллистическая ракета


РТ-2
(СССР)
РТ-2П
(СССР)
РСМ-45 (СССР)

1
2
3
4

Маршевая ступень
Первая
Третья
Вторая

Длина двигателя, мм
9000
4000
3000

Диаметр двигателя, мм
1840
1060
1540

Масса заряда, кг
30800
3600
6200

Степень расширения сопла
2,7
4,8
4,5

Время работы, с
75,4
49,0
74,0

Давление в двигателе, МПа
4,7
3,9
3,0

Продолжение таблицы 1.1
1
2
3
4

Тяга, кН
1046,0
204,6
228,0

Удельный импульс тяги, Н(с/кг
2563
2780
2795

Относительная длина цилиндрической части корпуса двигателя
3,90
2,60
0,53

Коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания
0,914
0,890
0,910

Коэффициент массового совершенства
0,105
0,110
0,094

Органы управления
Четыре РУС на цапфенном подвесе
Четыре РУС на цапфенном подвесе
Одно РУС на карданном подвесе

Материал корпуса
Сталь
Сталь + стеклоплас-тик
Стеклоплас-тик


Таблица 1.2 ( Характеристики маршевых РДТТ зарубежных (США) баллистических ракет
Параметры РДТТ


Баллистическая ракета


«Минитмен-III» (США)
«Трайдент-1»
(США)
МХ (США)

1
2
3
4

Маршевая ступень
Первая
Вторая
Третья

Длина двигателя, мм
7486
2640
2330

Диаметр двигателя, мм
1680
1880
2340

Масса заряда, кг
20780
7920
7100

Степень расширения сопла
3,16
4,5
8,2

Время работы, с
61,6
60,0
58,0

Давление в двигателе, МПа
5,0
7,8
5,9

Продолжение таблицы 1.2
1
2
3
4

Тяга, кН
890
363
373

Удельный импульс тяги, Н(с/кг
2678
2864
3005

Относительная длина цилиндрической части корпуса двигателя
3,36
0,79
0

Коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания
0,88
0,92
0,86

Коэффициент массового совершенства
0,100
0,078
0,088

Органы управления
Четыре КУС
Одно ПУС на гибкой опоре
Одно ПУС на гибкой опоре

Материал корпуса
Сталь
Органоплас-тик
Органоплас-тик

Примечание ( РУС, КУС и ПУС соответственно разрезное,
качающееся и поворотное управляющие сопла



Параметры РДТТ США, как отмечено в работе [1], заимствованы из зарубежных источников, а некоторые определены расчётным путём.
Коэффициент массового совершенства – отношение массы конструкции ракетного двигателя без топлива к массе твёрдого топлива.
Из анализа приведённых выше схем ракетных двигателей (см. рисунки 1.1–1.6) и их характеристик, приведённых в таблицах 1.1 и 1.2 [1], можно сделать вывод, что маршевые двигатели на смесевом твёрдом топливе межконтинентальных баллистических ракет как разработки СССР, так и США существенно отличаются друг от друга многообразием схемных и конструктивных решений, габаритными размерами и значениями основных параметров. Корпуса этих двигателей выполнены с большим диапазоном относительных длин (от 0 до 4,0), диаметром от 1,0 до 2,4 м из высоколегированных сталей, высокопрочных титановых сплавов, стекло- и органопластиков, комбинированных материалов (сталь+стеклопластик), с узлами отсечки тяги и без них, с отъёмными днищами или безразъёмной (по диаметру РДТТ) конструкции [1].
1.3.2 Космические системы

Энергия СРТТ широко используется в космических системах, например, в системах аварийного спасения космонавтов. Она применяется для таких решений, где требуется безотказность и высокая надёжность работы двигателя, в РДТТ специального назначения может быть осуществлено многократное выключение и повторное включение двигателя.
Эта проблема на базе познания механизма горения твёрдых топлив была решена в научном и инженерном плане научной школой академика Б.П. Жукова [21] по заданию основоположника отечественной космической техники академика С.П. Королёва [21].
Поставленная исключительно сложная задача потребовала выполнения фундаментальных исследований в области изучения процессов горения твёрдых ракетных топлив, газовой динамики течения продуктов сгорания, теплопередачи, внутренней баллистики, стабильности рабочего процесса, конструирования специальных узлов гашения и запуска и многих других задач [37]. К концу шестидесятых – началу семидесятых годов прошедшего века корректирующая двигательная установка многократного включения на твёрдом топливе была отработана для обеспечения спуска на землю полезных грузов после пребывания их на орбите. Эта установка не имела аналогов ни у нас в стране, ни за рубежом. Разработанный двигатель должен был обеспечивать 10 включений и выключений [37].
Всего для обеспечения программ по космической тематике в ФЦДТ «Союз» под руководством академика Б.П. Жукова отработаны и сданы в эксплуатацию 94 заряда и 18 энергетических установок к пилотируемым ракетно-космическим комплексам и беспилотным космическим аппаратам [37]. В ФНПЦ «АЛТАЙ» также были созданы заряды и газогенераторы для космической техники (РДТТ в ракете для вывода на орбиту спутников связи «Молния», РДТТ лунно-посадочного устройства, газогенератор раскрытия створок антенн спускаемых космических аппаратов на Марс, газогенератор для забора и анализа грунта Венеры) [39].
Академик Б.П. Жуков сформулировал основные преимущества РДТТ применительно к целесообразности их использования в ракетно-космической технике [37]:
высокая надёжность и безопасность на этапах предстартовой эксплуатации, участка выведения и нахождения на орбите;
постоянная готовность к запуску, отсутствие необходимости проведения регламентных работ;
возможность длительного пребывания (до 7–10 лет) твёрдотопливных энергетических систем в условиях орбитального полёта.
Представления о конструкциях двигателей на твёрдом топливе для решения практических задач космонавтики, их надёжности при эксплуатации и других преимуществах может быть проиллюстрировано на примере твёрдотопливной системы аварийного спасения в случае аномальной работы жидкостных двигателей при старте ракеты [37].
Например, твёрдотопливная двигательная установка (ДУ) системы аварийного спасения (САС) для космического корабля «Союз-ТМ» (рисунок 1.7), предназначенного для длительных полётов, маневрирования, сближения и стыковки на орбите спутника Земли, включает четыре двигателя:
1. Управляющий РДТТ для корректировки траектории полета. Полный импульс тяги у двигателя 0,6 тс(с, время работы 0,75 с, заряд состоит из семи шашек нитроглицеринового баллиститного пороха с общей массой 3 кг.
2. РДТТ, предназначенный для отделения головного блока от спускаемого аппарата. Полный импульс двигателя равен 12 тс(с, время работы 1,2 с; пороховой заряд состоит из 19 шашек с общей массой 70 кг.
3. Центральный РДТТ, состоящий из двух камер. Его назначение ( отделение и подъём отделяемого головного блока на заданную высоту. Полный импульс тяги при работе двух камер равен 160 тс(с, время работы 4 с, масса заряда 890 кг. В заряде 14 шашек из нитроглицеринового баллиститного пороха. В пороховых ракетах первых поколений на каждый килограмм пороха приходилось от 2 до 3 килограмм конструкционных материалов. В современных РДТТ на каждый килограмм твёрдого топлива для лучших РДТТ приходится порядка 60 граммов конструкционных материалов.
4. Двигатель мягкой посадки, который работает на заключительном этапе. Его общая масса 1,815 кг, время работы 0,15 с, средняя тяга двигателя 2,4 тс(с. При нормальном старте ракетоносителя двигательная установка САС работает как дополнительная тяговая сила к основным ЖРД. За весь период многолетней эксплуатации РДТТ этой системы аварийного спасения работали надёжно и безотказно [37]. Системами подобного назначения и устройства оборудовались все пилотируемые космические аппараты в США («Аполлон», «Меркурий», «Джемини») и некоторые автоматические космические объекты для спасения экипажа и дорогостоящего оборудования [19]. 26 сентября 1983 года во время проведения предстартовых операций для предстоящего полёта на орбитальную станцию «Салют-7» произошла авария ракетоносителя (пожар). Сработала система аварийного спасения. Двигательная установка САС чётко отработала и спасла советских космонавтов В.Г. Титова и Г.М. Стрекалов. Экипаж приземлился недалеко от стартового стола [21].

Рисунок 1.7 – ДУ САС космического корабля «Союз-ТМ»

Рассмотрим ряд доводов по применению РДТТ в космических системах. РДТТ характеризуется конструктивной простотой, в то время как жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) является лишь частью двигательной установки, в которую входят топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов. РДТТ же сам по себе является, по существу, двигательной установкой. Однако, как видно из изложенного материала в пунктах 1.1, 1.2, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».
Ещё раз укажем, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твёрдого топлива позволяет создавать совершенные 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 тяги 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. В 1962 г. в США началась разработка самой грандиозной космической системы в истории человечества – ракеты «Сатурн-5». Её первый запуск осуществлён 9 ноября 1967 г. Всего было изготовлено 15 образцов, из которых запущено 13, а 2 образца переданы в музей. Последний запуск состоялся 14 мая 1973 г. Все запуски считаются успешными. Разработкой ракеты «Сатурн-5» руководил знаменитый Вернер фон Браун, ранее известный как немецкий конструктор ракет периода Второй мировой войны «Фау-2». Эта ракета была предназначена для вывода на траекторию полёта к Луне космических кораблей «Аполлон». Она давала возможность вывода полезного груза массой до 139 т на низкую круговую орбиту с наклонением 28,5 градусов и порядка 50 т на траекторию полёта к Луне. Стартовая масса ракеты около 2900 т, сухая масса 131 т, длина 85,6 т, диаметр 10 м. Топливо двигательной установки первой ступени «жидкий кислород(керосин». Суммарная тяга пяти ЖРД – 35 МН (3500 тс). Топливо второй ступени ( «жидкий кислород(жидкий водород» (пять ЖРД), топливо третьей ступени – «жидкий кислород(жидкий водород» (один ЖРД).
Однако применение топлива «жидкий кислород( жидкий водород» не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов топлива (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надёжности 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 высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в нормальных условиях. Типичным таким топливом является, например, комбинация четырёхокиси азота с несимметричным диметилгидразином [5].
По удельному импульсу это жидкое топливо на 10 % превосходит типичное твёрдое. Поэтому для получения одного и того же полного импульса тяги требуется израсходовать твёрдого топлива на 10 % больше, чем жидкого. Однако ввиду большей плотности твёрдого топлива для размещения всего запаса расходуемого твёрдого топлива потребуется меньший объём. А это означает снижение массы конструкции, и в результате начальная масса заправленной топливом двигательной установки может оказаться одинаковой для жидкого и твёрдого топлив. В этом случае выбор будет сделан в пользу второго.
Приведённые рассуждения в значительной мере объясняют широкое применение РДТТ в космонавтике. В пользу РДТТ говорит и то обстоятельство, что при освоенном типе твёрдого 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 двигательная установка с ЖРД той же тяги. Данные соображения становятся особенно важными, когда речь идёт об очень высоких уровнях тяги.
Крупнейший твёрдотопливный двигатель разгонной ступени транспортного космического корабля (ТКК) «Спейс Шаттл» развивает тягу до 12 МН (около 1200 тс). Эта тяга в 1,7 раза превосходит тягу, развиваемую одним двигателем из связки пяти ЖРД первой ступени ракеты «Сатурн-5».
Остановимся подробнее на РДТТ разгонной ступени ТКК «Спейс Шаттл» [19]. ТКК состоит из разгонной ступени с двумя параллельно установленными РДТТ и орбитального самолёта с ЖРД. Стартовая масса ТКК 2045 т, масса полезного груза 29,5 т (в 4,7 раза менее, чем у «Сатурна-5»), высота рабочей орбиты 185 км.
Старт ТКК осуществляется при одновременном включении РДТТ разгонной ступени и маршевых ЖРД орбитального самолёта. Примерно через 120 с и на высоте 46 км при скорости полёта 1440 м/с РДТТ отделяются, и орбитальный самолёт продолжает движение в космосе самостоятельно. РДТТ через 75 с после отделения от системы достигают высоты полёта приблизительно 67 км, после чего на парашютах спускаются в океан на расстоянии около 226 км от места старта, спасаются и восстанавливаются для повторного использования.
Каждый из двух РДТТ разгонной ступени ТКК имеет массу 590 т, диаметр корпуса 3,71 м, длину 45,5 м. Корпус РДТТ состоит из 11 стальных секций. Толщина стенки секции 12 мм, её длина 4,17 м. Из готовых секций собираются четыре сборки: верхняя, две средних и нижняя с сопловым днищем. На днище в упругом подвесе устанавливается частично утопленное (со степенью 0,24) поворотное сопло. Полная длина сопла 4,25 м, диаметр критического сечения 1,38 м, выходного сечения 3,70 м. Используется полибутадиеновое топливо с перхлоратом аммония и порошком алюминия. Канал заряда в целом имеет сложную форму, которая сочетает «звезду» и усечённый конус. Суммарная масса одного заряда РДТТ составляет 500 т, время его работы 124 с, удельный импульс тяги 2480 м/с, максимальное давление в камере 6,2 МПа, среднее давление 4,12 МПа [19].
Космические исследования последнего времени отличаются значительной коммерциализацией. Помимо спутников связи и спутников наблюдения за поверхностью Земли в хозяйственных целях несомненный интерес представляет попытка технологического использования невесомости и высокого вакуума. Становится настоятельной задача объединения усилий человечества в освоении космоса [38]. Об этом мечтал один из пионеров отечественной ракетно-космической науки и техники Ф.А. Цандер, известный своими работами по общим проблемам межпланетных перелётов: «Вперёд, товарищи, и только вперёд! Поднимайте ракеты всё выше, выше и выше, ближе к звёздам» [48].
Работы по эксплуатации РДТТ в космических системах начаты в конце 50-х годов ХХ века. Первым американским РДТТ, который использовался в качестве третьей ступени ракетоносителя (РН) для вывода зонда-спутника Луны «Пионер-1» и стартовал с мыса Канаверал 11 октября 1958 г., был РДТТ X-248. С тех пор в США для выполнения космических полетов применялось более двух тысяч РДТТ.
Страны Европейского Союза (в основном Франция, Италия, ФРГ), опираясь на различные варианты ракеты «Ариан», также достигли значительных успехов в освоении космоса. КНР демонстрирует свои возросшие технические возможности коммерческими запусками искусственных спутников и пилотируемыми полетами с помощью ракеты-носителя «Великий поход». Высокой активностью в области твёрдотопливных ракетоносителей характеризуется Япония. Обладают собственными космическими носителями Израиль, Индия, Бразилия. Доля пусков ракетоносителей, укомплектованных РДТТ, составляет: в США ( 82 %, во Франции ( 60 %, в Японии ( около 100 %. Из общего количества современных космических аппаратов 90 % доставлено на орбиту с помощью РДТТ [38].
По мнению Комиссии Ассоциации авиакосмической промышленности США, для сохранения положения Америки в мировом ракетостроении необходимо создание энергоёмких, высоконадёжных и относительно дешёвых РДТТ для вывода на орбиту спутников и космических аппаратов. Развернуты научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) по исследованию высокоэнергетических топлив, композиционных материалов, электронных систем управления. РДТТ в космических программах выполняют различные функции, обеспечивая работу стартовых ускорителей, межорбитальных буксиров, ориентацию космических аппаратов, аварийное спасение, мягкую посадку на поверхность планет и др.
Во всем мире в перспективных космических программах большое внимание уделяется экономической эффективности разработок. Так, в США в третьем тысячелетии планируется уменьшить стоимость вывода полезной нагрузки в 2(10 раз. По американским данным, средства, затраченные на изготовление твёрдотопливного ускорителя одноразового использования, составляют 20 % от стоимости запуска. В то же время в общей стоимости РДТТ на долю перхлоратного топлива приходится лишь 13 %. Цена топлива для ТКК «Спейс Шаттл» составляет менее 3 % от общих затрат на всю систему. Таким образом, целесообразность замены существующих твёрдых топлив перспективными энергоёмкими материалами требует серьезного экономического обоснования [38].
Во всех ранее разработанных зарубежных РДТТ для РН космического назначения используются СРТТ на основе окислителя перхлората аммония (ПХА), при горении которых выделяются токсичные и разрушающие озоновый слой соединения хлора. По американским данным, один фунт (0,454 кг) современного топлива образует 0,2 фунта (0,091 кг) хлористого водорода (НС1). В отечественных носителях «лёгкого» класса подвижных ракетных комплексов типа «Старт» также используются перхлоратные топлива. РН «Старт» ( конверсионная космическая ракета, разработанная на базе межконтинентальной трёхступенчатой твёрдотопливной ракеты «Тополь», имеющей стартовую массу 45 т, максимальную дальность стрельбы 10000 км, длину ракеты 21,5 м, массу головной части 1000 кг. Пуски ракет «Старт» осуществляли с российских космодромов Плесецк и Свободный [28]. Обращает на себя внимание тот факт, что ракета «Тополь», разработанная в конце ХХ века при стартовой массе меньшей, чем у одной из первых твёрдотопливных ракет РТ-2П (п. 1.2.1) на 6,0 т, имеет большую дальность полёта на 200 км и более чем вдвое большую массу доставляемого при этом груза. Эти поразительные данные для двадцатилетнего отрезка времени наглядно демонстрируют стремительность развития твёрдотопливной ракетной техники в наше время.
Экологическая опасность применения крупногабаритных РДТТ космического назначения вызывает растущую озабоченность мировой научной общественности. В связи с возможным запретом топлив, в составе которых имеются хлорсодержащие компоненты, проблема широкого внедрения СРТТ с экологически чистыми продуктами сгорания становится исключительно актуальной и важной [38]. На конференции Американского института по аэронавтике и космонавтике в 1984 г. в докладе представителя фирмы «Мортон Тиокол» было высказано мнение, что продукты сгорания разгонных РДТТ ВКС «Спейс Шаттл» будут оказывать вредное влияние на окружающую среду вследствие присутствия в них хлористого водорода (HCl). Заметное выделение этого вещества наблюдается в радиусе до 900 м от стартового комплекса, что проявляется в повреждении растительности. В Космическом центре им. Маршалла проводятся исследования способов нейтрализации НС1 путём обработки стартовой площадки. Серьёзное беспокойство вызывают потоки отработанных газов, оказывающих разрушающее действие на озоновый слой на больших высотах и представляющих непосредственную опасность для здоровья людей. Влияние продуктов сгорания (ПС) ракетных двигателей на озоновый слой до настоящего времени не имеет достоверного экспериментального подтверждения [38].
При проектировании будущих ракетно-космических объектов необходим детальный анализ экологического риска в условиях эксплуатации РДТТ. Критерий выбора топлива при этом должен основываться на современных знаниях механизмов взаимодействия ПС с атмосферой. Совершенствование характеристик, прежде всего энергетических, следует осуществлять только с разумной целью и при приемлемой стоимости. Было указано на целесообразность проведения экспериментальных исследований по бесхлорным топливам для перспективных крупногабаритных бустеров. При этом приоритетной, предваряющей включение новых энергоёмких ингредиентов в разработку, должна стать оценка их безопасности и стоимости [38]. Надёжность и умеренная цена являются главными критериями при создании и выборе ракетных топлив для мощных транспортных средств. Опробованы различные пути их разработки с экологически безопасными ПС, включая замену традиционных компонентов на более дешёвые. В части снижения затрат особенно привлекательной оказалась замена ПХА на нитрат аммония (НА) с умеренным действием на окружающую среду, а также рассмотрено семейство топлив на основе глицидилазидного полимера (GAP) и НА. Предварительные исследования показали, что указанные топлива являются перспективной заменой существующих малодымных топлив и обеспечивают улучшение экологических показателей. Однако НА обладает такими недостатками, как чувствительность к влаге, склонность к малоэффективному горению [38].
Попытки зарубежных фирм создать твёрдое топливо на основе НА для двигательной установки космического назначения закончились неудачно по причине низких значений расчётного удельного импульса тяги топлива, значительной неполноты сгорания алюминия (до 10 %), малой скорости горения и высокой её зависимости от давления [38]. Применение энергетически выгодного GAP для топлив космического назначения признано экономически неприемлемым. Стоимость GAP в 35(40 раз выше традиционно используемых сополимера полибутадиена, акриловой кислоты и акрилонитрила (PBAN). Применение GAP, пластифицированного триметилолэтантринитратом (TMETN), в качестве энергоёмкого связующего повышает стоимость топлива примерно в 4 раза. Неудовлетворительные взрывчатые характеристики высокоэнергетических топлив на основе GAP/TMETN и значительные эксплуатационные расходы, необходимые для того, чтобы оправдать использование этих типов топлив в крупногабаритных ускорителях, заставили отказаться от их дальнейшей разработки [38].
Рассмотренные выше направления предполагают ограничение энергетических параметров по сравнению с традиционными топливами, опробованными в космических ракетных системах типа «Спейс Шаттл» и «Ариан-5». Существенное повышение тяговых характеристик подразумевает внедрение новых бесхлорных энергоёмких окислителей, прежде всего аммониевой соли динитрамида (ADN). Целесообразно и переоборудование боевых твёрдотопливных баллистических ракет морского и сухопутного базирования для изделий космического назначения с целью обеспечения коммерческих запусков в рамках различных международных и отечественных программ [18, 28]. Последнее особенно актуально для морально устаревших комплексов, снятых с боевой эксплуатации, которые подлежат утилизации. Возможны различные варианты реализации такого подхода, вплоть до повышения тяговооружённости ракеты за счёт комплектования тремя, четырьмя, пятью маршевыми двигателями из двух-трёх боевых ракет, снятых с вооружения.
Принципиально новый, ранее не известный мировой химической науке, экологически чистый высокоэнергетический окислитель ( аммониевая соль динитрамида ( был синтезирован органическим способом в 1971 г. в Институте органической химии (ИОХ) АН СССР научным коллективом под руководством С.С. Новикова и В.А. Тартаковс- кого [37]. Затем впервые в мировой практике учёные ФНПЦ «АЛТАЙ» под научным руководством академика Г.В. Саковича [21] разработали и осуществили неорганический синтез этого окислителя, на основе которого можно было разработать промышленный технологический процесс и организовать его массовое производство [39].
В 1977 г. запущено первое в мире опытно-промышленное производство аммониевой соли динитрамида в составе опытного завода химических продуктов ФНПЦ «АЛТАЙ» [39].
Значительный вклад в эти достижения внесли профессора И.Г. Кауфман [21], А.А. Лобанова [21], С.В. Сысолятин и другие. После освоения производства и отработки технологического процесса получения этого нового окислителя (аммониевой соли динитрамида) на промышленной площадке ФНПЦ «АЛТАЙ» он был передан в серийное производство на Бийский химический комбинат (где был построен так называемый завод минеральных удобрений) [39]. Группа ведущих НИИ и предприятий страны при определяющем участии ФНПЦ «АЛТАЙ» наладила производство аммониевой соли динитрамида (ADN) по технологическому процессу, разработанному и отработанному ФНПЦ «АЛТАЙ». Были созданы и серийно производились высокоэнергетические экологически чистые СРТТ. В СССР это был один из крупнейших проектов.
ADN с 1990 г. возглавляет мировой список перспективных энергоёмких веществ в различных областях космического и военного использования [38]. По некоторым оценкам, применение топлив на основе ADN в ускорителях типа «Спейс Шаттл» и «Ариан-5» может снизить в пять-семь раз выделение хлористого водорода в низких слоях атмосферы. Одновременно значительно уменьшается эффект воздействия продуктов сгорания на озоновый слой Земли. Кроме преимуществ экологического характера, эти топлива позволят повысить эффективность (увеличение массы полезной нагрузки): в носителях «Спейс Шаттл» ( на 14 %, в «Ариан-5» ( на 4,5 %, в отечественном «Старт» ( на 10 % [38].
По опубликованным данным американских специалистов на ракете РТ-23УТТХ, разработанной в Советском Союзе (сдана на вооружение в 1989 г. [28]), использовались топлива, содержащие аммонийную соль динитрамида и гидрид алюминия [41].
В заключение укажем, что в США в период 1965–1967 гг. проведены три стендовых испытания самых мощных до настоящего времени РДТТ типа «SL» [19]. Масса заряда из полибутадиенового топлива с перхлоратом аммония и алюминием этого двигателя составляла 760 т. Общая длина двигателя 24,6 м при его диаметре 6,6 м, диаметр критического сечения сопла 1,80 и 2,26 м (на разных испытаниях), общая масса двигателя 843 т. Топливо в камеру двигателя заливалось на стартовой позиции в специальной шахте глубиной 45,6 м и диаметром 20 м. Корпус сваривался из 19 стальных элементов. Сопло РДТТ неподвижное, длиной 6,125 м. Система воспламенения заряда представляла собой небольшой запальный РДТТ, который устанавливался со стороны сопла двигателя.
На двух испытаниях двигатель развил тягу 15,8 МН (1580 тс) и имел расход топлива 6,8 т/с, время работы 112 с, давление в камере 4,1 МПа, температуру продуктов сгорания 3200 К; интенсивность теплового излучения ядра истекающего рабочего тела составляла 0,17(0,29 МВт, уровень звукового давления на расстоянии 340 м был равен 139 дБ. На третьем испытании имело место разрушение раструба сопла. В процессе работы этот РДТТ имел рекордные максимальную тягу 25,6 МН (2560 тс), расход топлива 10 т/c и проработал до разрушения 75 с.
Испытания этих двигателей доказали практическую возможность создания однокамерного РДТТ с любыми значениями его габаритных и тяговых параметров [19].
В книге группы ведущих специалистов Центра Келдыша [29], посвящённой результатам многолетней деятельности авторов в области газовой динамики, горения твёрдых топлив, теплообмена и тепловой защиты РДТТ, отмечены основные вехи развития РДТТ в последней половине XX века.
1. Разработка первой реактивной системы залпового огня «Катюша» в 1940 году.
2. Разработка смесевого твёрдого топлива с добавками алюминия в начале 50-х годов.
3. Создание двигателей со скреплёнными зарядами и освоение технологии свободного литья.
4. Переход в 70-х годах к утопленным односопловым блокам взамен четырёхсопловых.
5. Переход в начале 70-х годов от стальных разъёмных корпусов к стекло-, органопластиковым и углерод-эпоксидным корпусам типа кокона, изготавливаемым методом намотки с пропиткой связующим.
6. Разработка конструкции сопел с телескопическими сдвижными насадками в 70-х годах, позволившими существенно увеличить выходные диаметры сопел, уменьшить длину и массу межступенчатого отсека.
7. Применение вкладышей критического сечения сопла с гарантированным разгаром из углерод-углеродных композиционных материалов взамен неразгораемых из вольфрамовых псевдосплавов в начале 80-х годов.
8. Применение созданных на основе углерод-углеродных композиционных материалов тонкостенных сопловых раструбов и насадков, совмещающих функции теплозащиты и силовой оболочки, вместо раструбов и насадков из стекло- и углепластиков с силовой металлической оболочкой.
9. Использование для управления вектором тяги поворотного управляющего сопла на эластичном опорном шарнире.
10. Освоение технологии изготовления, заполнения и сборки многосекционных крупногабаритных РДТТ с массой до 500 т для стартовых ускорителей ракет-носителей в конце 70-х годов.
К этим десяти позициям основных вех технической и технологической эволюции РДТТ необходимо, по мнению автора, добавить следующие две позиции.
1. Разработка промышленной технологии и создание производств новых высокоэффективных компонентов смесевого твёрдого топлива ( гидрида алюминия (горючее) и аммонийной соли динитразовой кислоты (окислитель) и ракетных топлив на их основе.
2. Разработка и отработка РДТТ с осесимметричными конструкциями зарядов с центральным каналом, обеспечивающими однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло:
заряды с кольцевой поперечной щелью;
заряды с горящими торцами.
2 КОРПУСА РДТТ

2.1 Конструктивные схемы корпусов РДТТ

Особенностью конструкций РДТТ, существенно отличающих их от жидкостных ракетных двигателей, является тот факт, что камера двигателя одновременно выполняет функцию хранения заряда твёрдого топлива и функцию объёма, в котором происходит горение топлива и из которого истекают продукты горения. В связи с этим велико влияние корпуса РДТТ на внешнебаллистические характеристики ракеты. Например, в межконтинентальной баллистической ракете МХ (США) лишь 2,5 м длины из 18 м приходится на головную часть. Остальное пространство занято тремя РДТТ, длина которых в основном определяется длиной корпусов [2].
В зависимости от назначения двигателя корпус имеет крепёжные стыки со смежными двигателями или отсеками либо узлы крепления к ракете. К корпусу крепят сопла, крышки для размещения воспламенителей, пиротехнических средств, датчиков и другой аппаратуры. На корпусе можно размещать средства аварийного выключения двигателя, кабели систем управления и телеметрии, бобышки для их крепления, узлы отделения ступеней ракеты, крепежные элементы рулевых приводов, двигатели управления, узлы отсечки тяги и др.
Основные требования к конструкции корпусов [1]:
минимальная масса при заданном внутреннем свободном объёме для размещения зарядов и достаточная прочность при всех видах нагружений (изготовление заряда, хранение, эксплуатация);
надёжная тепловая защита от продуктов сгорания заряда;
герметичность корпуса (при хранении и работе двигателя);
обеспечение требуемой по условию прочности заряда деформативности корпуса (ограничение перемещений при действии давления).
Элементы конструкции корпуса приведены на рисунке 2.1 [1].
Способ крепления двигателя в ракете определяет конструкцию узлов стыка. На корпусе могут быть размещены два стыка, расположенные в передней и задней частях корпуса (рисунок 2.2) (элементы теплозащиты, герметизации на рисунке не показаны, узлы корпуса показаны схематично). К передним узлам крепятся верхняя ступень, ракетный отсек или обтекатель ракеты, к заднему ( нижняя ступень ракеты либо её отсек (межступенчатый либо хвостовой) [1].
При выполнении только двигательных функций двигатель можно крепить к ракете одним узлом стыка (рисунок 2.3).


1 ( передний фланец (верхний); 2 ( наружный герметизирующий слой верхнего (переднего) днища; 3 ( бортовая кабельная сеть; 4 ( верхний шпангоут (передний); 5 ( второй кокон, 6 ( слой для защиты от влаги и других внешних воздействий; 7 ( лакокрасочное покрытие,
токопроводящий слой; 8 ( нижний шпангоут (задний);
9 ( детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ); 10 ( наружный
герметизирующий слой нижнего (заднего) днища; 11 ( наружное
теплозащитное покрытие, 12 ( разъём бортовой кабельной сети;
13 ( силовая оболочка (первый кокон); 14 ( задний (сопловой) фланец (нижний); 15 ( клин, 16 ( антиадгезионная плёнка; 17 ( внутреннее теплозащитное покрытие; 18 ( манжеты; 19 ( защитно-крепящий слой (ЗКС); 20 ( герметизирующий слой; 21 ( эластичный клин

Рисунок 2.1 ( Элементы конструкции корпуса двигателя

1 ( верхняя ступень ракеты; 2 ( передний шпангоут корпуса; 3 ( силовая оболочка корпуса (первый кокон); 4 ( оболочка корпуса (второй кокон); 5 ( нижняя ступень ракеты

Рисунок. 2.2 ( Схема стыков несущей конструкции корпуса


1 ( верхняя ступень ракеты; 2 ( передний шпангоут корпуса; 3 ( силовая оболочка корпуса (первый кокон); 4 ( оболочка корпуса (второй кокон)

Рисунок 2.3 ( Схема консольного стыковочного узла

Узлы стыка на двигателях с корпусами типа кокона можно размещать либо на втором коконе, намотанном поверх силовой оболочки, либо на обечайках, примотанных к силовой оболочке консольно (рисунок 2.4). Кроме того, один (рисунок 2.5) или несколько периферийных узлов крепления могут быть расположены на боковой поверхности корпуса [1].








1 ( примотанная к силовой оболочке консольная обечайка корпуса; 2 ( оболочка корпуса (второй кокон); 3 ( силовая оболочка (первый кокон)

Рисунок 2.4 ( Способы выполнения узлов стыка на силовой оболочке



1 ( корпус двигателя; 2 ( ракетный отсек; 3 ( периферийный центральный шпангоут корпуса

Рисунок 2.5 ( Периферийный узел стыка корпуса

На рисунке 2.6 приведена схема крепления специального двигателя внутри ракетного отсека (например, двигателя управления по каналу крена).
Длина узлов стыка определяется конструкцией ракеты. Корпус может стыковаться с ракетным отсеком (рисунок 2.7) и иметь короткий узел стыка либо выполнять его функции, если отсека нет. В этом случае смежные двигатели стыкуются непосредственно между собой (рисунок 2.8), а на корпусе выполняется удлиненный узел стыка (УУС) [1].


1 ( нижний удлинённый узел стыка корпуса; 2 ( узлы крепления специального двигателя; 3 ( специальный двигатель

Рисунок 2.6 ( Схема крепления специального двигателя



1 ( укороченные узлы стыков корпусов двигателей верхней и нижней ступеней ракет; 2 ( ракетный отсек
Рисунок 2.7 ( Схема стыковки двигателей через ракетный отсек




Рисунок 2.8 ( Схема стыковки двигателей


Силовая оболочка корпуса может быть выполнена в виде кокона с центральным или периферийными отверстиями (рисунок 2.9) либо в виде цилиндрической или конической оболочки, имеющей разъёмное соединение с днищем (одним или двумя). При этом силовая оболочка корпуса может иметь несколько разъёмов на цилиндрической или конической части (рисунок 2.10). Днища корпуса могут быть неразъёмно соединены с концевыми частями такой оболочки. Необходимость разъёмов на оболочке определяют исходя из габаритных, массовых ограничений, возможностей транспортного, перегрузочного и формующего заряд оборудования (например, корпус РДТТ ТКК «Спейс Шаттл»).











1 ( периферийное отверстие на корпусе с крышкой; 2 – верхнее центральное (полюсное) отверстие в корпусе с крышкой; 3 ( нижнее центральное (полюсное) отверстие в корпусе

Рисунок 2.9 ( Схема силовой оболочки корпуса




1 ( верхнее днище корпуса; 2 ( разъёмы на цилиндрической (конической) части корпуса; 3 ( нижнее днище корпуса
Рисунок 2.10 ( Схема секционного корпуса

Корпуса РДТТ из композиционных материалов

Одна из главных специфических особенностей волокнистых композиционных материалов заключается в окончательном формировании материала одновременно с завершением изготовления конструкции. Эта особенность определяет и комплексный подход к решению технологических, конструктивных и прочностных задач. При этом должны учитываться закономерности работы армирующих волокон как главных несущих элементов материала и конструкции, взаимодействие и совместная работа армирующих наполнителей со связующим, а также особенности технологических процессов изготовления корпусов из волокнистых композиционных материалов и другие технико-экономи-ческие вопросы [3].
Конструкции корпусов типа кокона образуются в процессе их намотки на оправку из композиционных материалов. После полимеризации связующего (смолы) оправка удаляется. Варьируя соотношением кольцевых и спиральных слоев, усиливая (армируя) тканями, металлической фольгой, специально намотанными салфетками, изменяя ширину ленты, угол намотки, натяжение ленты, степень армирования, можно придавать конструкции корпуса требуемые свойства в широком диапазоне параметров. Полученная таким способом оболочка обладает высокой прочностью благодаря ориентированному расположению волокон в направлении действующих сил и небольшой массой [1, 3].
При создании таких корпусов необходимо учитывать зависимость характеристик композиционного материала силовой оболочки от физико-механических свойств теплозащитного и герметизирующего покрытий внутренней поверхности корпуса, конструкции и материала оправки (оснастки) для изготовления корпуса.
При проектировании корпуса следует учитывать усадочные характеристики материала силовой оболочки и теплозащитных покрытий, так как при длительном (до 30 суток) тепловом (50(70 °С) и силовом (2,0(3,0 МПа) воздействии (при отверждении заряда в процессе полимеризации топлива) происходит их усадка.
Основными особенностями корпусов РДТТ из полимерных композиционных материалов являются негерметичность материала силовой оболочки корпуса, что требует специальных мер по обеспечению герметичности, а также повышенная деформативность силовой оболочки корпуса при действии внутрикамерного давления, что обусловливает применение для её тепловой защиты эластичных резиноподобных материалов [1].
2.2.1 Общее описание конструкции корпуса

Силовая оболочка простейших корпусов типа кокона (рисунок 2.11) является несущим элементом конструкции РДТТ и представляет собой тело вращения (с днищами и цилиндрической частью), получаемое методом намотки на специально подготовленную оправку армирующего материала в виде нитей, жгутов или лент, пропитанных связующим с последующей термообработкой [1].

1 ( верхний стыковочный фланец; 2 ( верхний шпангоут; 3 ( верхний узел стыка; 4 ( зона соединения (намотки) узлов стыка с силовой оболочкой; 5 ( кольцевые слои силовой оболочки; 6 ( нижний стыковочный узел; 7 ( нижний шпангоут; 8 ( нижний (сопловой) стыковочный фланец; 9 ( нижнее днище силовой оболочки; 10 ( цилиндрическая часть силовой оболочки; 11 ( верхнее днище силовой оболочки

Рисунок 2.11 ( Конструктивная схема корпуса РДТТ

Оболочка формируется спиральной намоткой, цилиндрическая часть её усиливается тангенциальными слоями. В полярных отверстиях силовой оболочки крепятся (за счёт адгезионной прочности пар металл(резина и резина(пластик) закладные фланцы, выполняемые обычно из высокопрочных титановых или алюминиевых сплавов, имеющие замковые части и опорные хвостовики (рисунок 2.12) [1].
Для соединения со смежными отсеками ракеты служат передний и задний узлы стыка (рисунок 2.13), представляющие собой двухслойную металлопластиковую оболочку. Для формирования пластикового слоя используют стеклоткань. Сверху стеклоткань примотана слоями стеклонити, пропитанными связующим. Стыковочные шпангоуты изготавливают обычно из алюминиевых сплавов. Стыковочные шпангоуты с узлами стыка, узлы стыка с силовой оболочкой, горловина и фланцы в полярных отверстиях с силовой оболочкой крепятся (для снижения напряжений сдвига) через слой резины [1].


1 ( верхний стыковочный фланец; 2 ( манжета; 3 ( переднее днище силовой оболочки; 4 ( заднее днище силовой оболочки; 5 ( нижний стыковочный фланец (опорный большой хвостовик); 6 ( малый хвостовик стыковочного фланца; 7 ( замковая часть стыковочного фланца

Рисунок 2.12 ( Конструкция корпуса типа кокона в зоне полярных отверстий


1 ( верхний шпангоут; 2 ( слой резины; 3 ( верхний стыковочный узел; 4 ( эластичный клин; 5 ( нижний шпангоут; 6 ( заклепки

Рисунок 2.13 ( Конструкция узлов стыка
Для надёжной передачи нагрузки на пластиковый узел стыка задний шпангоут корпуса дополнительно скреплен с ним заклепками. С целью плавного перехода жёсткостей в районе сопряжения днища и оболочки узла стыка установлен эластичный клин из резины, армированной тканью. На внутреннюю поверхность корпуса нанесён герметизирующий слой, обеспечивающий герметичность корпуса при воздействии внутрикамерного давления, надёжное крепление теплозащитного покрытия к корпусу на днищах и тепловую защиту силовой оболочки корпуса на цилиндрической части. Герметизирующий слой выполняют из лёгких эластичных теплозащитных материалов, как правило, тех же марок, что и основное теплозащитное покрытие (ТЗП) [1].
Внутренние ТЗП днищ корпуса служат для защиты силовой оболочки корпуса от воздействия продуктов сгорания СРТТ. Они имеют переменный профиль толщин, определяемый условиями теплового воздействия при выгорании заряда. Обычно толщина ТЗП максимальная у полюсных отверстий корпуса и уменьшается к периферии днищ с уменьшением времени воздействия и скоростей обтекания газовым потоком.
ТЗП переднего днища корпуса работает, как правило, при небольших скоростях потока продуктов сгорания топлива (до 10 м/с). На ТЗП заднего днища корпуса действуют газовые потоки со скоростью до 50 м/с, а в некоторых РДТТ и более. Поэтому с целью снижения массы их изготавливают двухслойными: из эрозионностойких теплозащитных материалов, обеспечивающих низкую скорость уноса, и эластичных материалов с низкой теплопроводностью [1].
Для раскрепления торцов заряда от днищ корпуса на участках, где напряжения в системе корпус(заряд могут превысить допустимые, в ТЗП днищ вклеены раскрепляющие манжеты из эластичных теплозащитных материалов, повторяющие профиль днищ и соединяющиеся с ТЗП с помощью замка манжеты. Исключение склеивания манжет с ТЗП обеспечивается установкой на их контактирующих поверхностях материалов, не обладающих адгезией между собой в условиях изготовления и эксплуатации корпусов (например, плёнка из фторопласта). На внутреннюю поверхность ТЗП, контактирующую с зарядом, нанесён защитно-крепящий слой (ЗКС). ЗКС должен обладать хорошей адгезией к материалам ТЗП, манжет и к топливу. Для ЗКС используют ткани с объёмной структурой. На ткань перед формованием заряда наносится напылением или кистью крепящий состав [1].
На наружную поверхность корпуса РДТТ нанесена влагозащитная пленка и наружное ТЗП, обеспечивающее защиту силовой оболочки корпуса от внешних тепловых воздействий, к которым относят тепловой поток от продуктов сгорания, истекающих через сопло, аэродинамический нагрев боковой поверхности корпуса на атмосферном участке траектории полета ракеты и воздействие струй газов при старте ракеты. Для наружной защиты наиболее эффективны материалы сублимирующего типа на основе хлорсульфированного полиэтилена, основными преимуществами которых являются низкие плотности и теплопроводность. В более теплонапряженных зонах корпуса такие материалы быстро уносятся. Поэтому в качестве наружного теплозащитного покрытия могут использоваться более прочные материалы, например, дополнительные слои композиционного материала силовой оболочки корпуса, листовые резиновые материалы и др. [1]. На наружное теплозащитное покрытие корпуса наносятся декоративное лакокрасочное покрытие и тонкий токопроводящий слой специальной эмали для снятия статического электричества, накопление которого возможно в процессе изготовления и эксплуатации корпуса в составе РДТТ и ракеты (см. рисунок 2.1).
Масса крупногабаритных корпусов РДТТ типа кокона из стекло- или органопластика распределяется по элементам следующим образом: металлические материалы от 7 до 10 %; полимерные композиционные материалы от 50 до 60 %; полимерные материалы (резины и пр.) от 30 до 40 % [1].
Оптимальная схема армирования корпусов типа кокона обеспечивается геодезической намоткой (по линиям, определяющим кратчайшие расстояния между точками поверхности) при равенстве диаметров переднего и заднего полюсных отверстий [1, 3]. При этом угол намотки

·=arcsin(13 EMBED Equation.3 1415),
где d0 ( диаметр полюсного отверстия по пластику;
Dк ( диаметр корпуса (на экваторе).
Однако на практике равенство полюсных отверстий, как правило, не выполняется из-за различных конструктивных ограничений (жёсткие габаритные ограничения по длине, степень утопленности сопла в камеру сгорания и т. д.). Поэтому при проектировании и производстве корпусов типа кокона применяют методы негеодезической намотки [1].
В общем случае конструктор, приступая к проектированию корпуса, должен учитывать комплекс разноплановых факторов, влияющих на конструкцию:
степень разнополюсности (13 EMBED Equation.3 1415);
относительное удлинение (13 EMBED Equation.3 1415, где l ( полная длина силовой оболочки корпуса по торцам стыковочных фланцев);
относительную величину заднего (соплового) полюсного отверстия (13 EMBED Equation.3 1415), а также конструктивные особенности, определяемые назначением двигателя и его компоновкой в ракете. Одновременно следует учитывать деформационные характеристики корпуса, влияющие на работоспособность системы корпус–заряд.
Для сравнения степени совершенства конструкций корпусов РДТТ типа кокона обычно применяют критерий конструктивного совершенства силовой оболочки корпуса:
13 EMBED Equation.3 1415,
где pp ( разрушающее давление корпуса;
V – внутренний объём корпуса;
Gcо – масса силовой оболочки корпуса (без стыковочных фланцев шпангоутов и крепёжных элементов) [1].
Этот критерий, включающий в себя как воспринимаемую нагрузку, так и массу силовой части корпуса, наиболее эффективен для сравнения конструкций, воспринимающих внутреннее давление. Использование критерия (параметра) конструктивного совершенства корпусов W целесообразно для однотипных конструкций при равнозначных условиях их работы (одинаковые условия внешнего и внутреннего нагрева, однотипные конструкции узлов стыка и т. д.).
Если корпус РДТТ наряду с внутренним давлением воспринимает значительную осевую нагрузку, то для повышения несущей способности стыковочных узлов (шпангоутов) со смежными переходными отсеками ракеты, воспринимающих осевое усилие, их связывают дополнительным спиральным слоем, укладываемым на корпус (схема «двойной» кокон). Этот слой неодинаково влияет на несущую способность силовой оболочки (при нагружении внутренним давлением) и увеличение её массы. При расчёте критерия W для схемы «двойной» кокон массу силовой оболочки подсчитывают с учетом кольцевых слоев второго кокона [1].
Параметры конструктивного совершенства силовой оболочки маршевых РДТТ ракеты США «Трайдент-1» и МХ имеют значение на уровне ~30–34 км (в технической системе единиц) [1].
Основными путями совершенствования конструкции корпусов являются [1]:
замена металлических шпангоутов пластиковыми и переход к одному шпангоуту со снижением массовой доли металла в корпусе до 5–7 %;
выполнение узлов стыка во втором коконе, намотанном поверх силовой оболочки;
замена металлических закладных фланцев в полюсных отверстиях силовой оболочки пластиковыми;
введение элементов сопла, изготавливаемых непосредственно при намотке корпуса;
введение удлиненных узлов стыка, заменяющих межступенчатые отсеки.
2.2.2 Обеспечение герметичности корпусов
Композиционные материалы, используемые в конструкции корпусов РДТТ, представляют собой гетерогенные среды, жёсткость и прочность которых определяется армирующими элементами (волокнами, нитями, жгутами, тканями и т.д.), а совместная работа этих элементов обеспечивается изотропным связующим. Вследствие такой внутренней структуры газопроницаемость композиционных материалов весьма высока [1].
Газопроницаемость композиционных материалов носит диффузионный или капиллярный характер. Механизм диффузионной проницаемости связан со способностью композиционных материалов растворять в себе газы. Он заключается в сорбции газа поверхностью композита, растворении его в толще материала и в десорбции с обратной стороны стенки. Однако, как показывает опыт и практика, доля диффузионной проницаемости в общей проницаемости композита незначительна.
Композиционные материалы, полученные методом намотки, имеют в своей структуре несплошности в виде пор, трещин, расслоений и др. Несплошности имеют место внутри нитей и прядей армирующего материала, а также по границе органоволокно–смола. В связи с этим проницаемость композиционного материала в трансверсальном направлении (поперёк волокон армирующего материала) значительно меньше, чем его проницаемость вдоль волокон армирующего материала [1].
Несплошности композиционного материала по характеру течения в них газа могут быть классифицированы в зависимости от эквивалентного диаметра на микрокапилляры (с эквивалентным диаметром менее 0,0002 мм), макрокапилляры (с эквивалентным диаметром от 0,0002 до 0,5 мм) и сверхкапилляры (с эквивалентным диаметром более 0,5 мм). Проницаемость композиционных материалов носит преимущественно макрокапиллярный характер [1].
Установлено, что проницаемость пластиков резко возрастает при некоторых нагрузках, определяемых как предел трещиностойкости материала, который характеризует момент начала растрескивания полимерной матрицы и связанного с этим образования значительного количества новых микротрещин. Этот момент может быть принят за начало разгерметизации конструкции из композиционных материалов, так как потеря герметичности происходит вследствие образования и прорастания трещин в прослойках связующего между волокнами или на границах волокно–связующее. Предел трещиностойкости композиционного материала имеет довольно широкий диапазон, составляющий от 0,15 до 0,5 предела прочности на растяжение, причем нижний предел относится к структурам, армированным однонаправленными нитями, лентами и жгутами.
Таким образом, очевидно, что герметичность оболочки из композиционного материала может быть обеспечена либо повышением монолитности и трещиностойкости композиционного материала в результате улучшения его микроструктуры, либо нанесением на поверхность герметизирующего слоя из эластичного материала с низкой газопроницаемостью [1].
К материалам, используемым для герметизации корпусов РДТТ, предъявляют требования по газонепроницаемости, плотности, эластичности, адгезии к композиционному материалу, резине, металлам и другие, которые вызваны условиями работы этих материалов в конструкции, а также технологией их переработки. Перечисленным требованиям в той или иной мере удовлетворяют герметизирующие материалы и резины. В качестве материала герметизирующего слоя можно использовать металлизированные плёночные материалы и алюминиевую фольгу [1].
2.2.3 Конструкционные и теплозащитные материалы
Научно-техническая проблема создания новых типов конструкционных материалов так или иначе заключает в себе основополагающие вопросы разработки конструкций новых двигателей и применения новых топлив. Требования к новым материалам определяются прежде всего условиями работы узлов и деталей конструкции двигателей.
Использование новых материалов и связанных с ними конструктивно-схемных решений позволяет обеспечить непрерывное совершенствование характеристик РДТТ. Значительное улучшение функциональных характеристик РДТТ достигается благодаря использованию композиционных материалов [7].
Интенсивные исследования и разработки в области композиционных материалов приводят к созданию всё новых поколений волокон с повышенными характеристиками и к существенному повышению возможностей их использования при проектировании конструкций корпусов РДТТ типа кокона.
Основными критериями при выборе армирующих волокон и связующих композиционных материалов для корпусов РДТТ являются [1]:
механические (предел прочности и модуль упругости при испытаниях на растяжение, сжатие, сдвиг, изгиб) и физические (коэффициент линейного расширения, теплопроводность и др.) свойства материалов, а также механические свойства при повышенных температурах;
геометрические параметры (диаметр волокна, объёмное содержание волокон и связующего в композите);
свойства материалов, характеризующие их технологические особенности (температуру стеклования, вязкость связующего и др.);
условия эксплуатации.
Так как при конструировании корпусов РДТТ одним из основных параметров является давление разрушения корпуса, то в первую очередь должны быть выполнены требования по достижению высоких значений механических свойств композита, которые определяются тремя параметрами: 1) высокой прочностью армирующих волокон, 2) жёсткостью матрицы и 3) прочностью связи на границе матрица(волокно [1].
Работоспособность композиционного материала обеспечивается как правильным выбором исходных компонентов, так и рациональной технологией изготовления, обеспечивающей прочную связь между компонентами при сохранении исходных первоначальных свойств.
В качестве армирующих волокон, применяемых в конструкционных композиционных материалах для изготовления корпусов РДТТ, используют высокопрочные стеклянные, органические и углеродные волокна [1]. Армирующие компоненты в полимерных композитах применяют в виде моноволокон, нитей, жгутов, тканей и лент. Механические свойства стекловолокон, выпускаемых отечественной промышленностью и за рубежом, приведены в таблице 2.1 [1].
Таблица 2.1 ( Механические свойства стекловолокон
Стекловолокно

Плот-ность

·(10-3, кг/м3
Модуль упругости
Е
Проч-
ность

·
Предель-
ная
деформация

·, %




ГПа


Отечественное:





ВМ-1
2,58
95
4,20
4,8

ВМП
2,58
93
(
(

Зарубежное (США)





алюмоборосиликатное:





Е-стекло
2,54
73,5
3,50
4,8

М-стекло
2,89
110
3,50
3,2

S-994
2,49
52,5
2,45
4,7


Для получения высокопрочных и высокомодульных композиционных материалов с полимерной матрицей (органопластиков) применяют волокна на основе ароматических полиамидов (арамидов). Эти волокна обладают уникальным комплексом свойств: высокими прочностью при растяжении и модулем упругости, термостабильностью, позволяющей эксплуатировать изделия из них в широком температурном диапазоне.
Механические свойства органических арамидных волокон приведены в таблице 2.2 [1].
Таблица 2.2 ( Механические свойства органических арамидных
волокон
Арамидное
волокно

Плотность

·(10-3, кг/м3

Модуль упругости
Е
Прочность

·
Предельная деформация

·, %




ГПа


Отечественное:





ВНИИВЛОН
1,43
110(130
2,1(2,6
3(5

СВМ
1,43
125(135
3,8(4,2
3(4

Зарубежное (США):





Кевлар-29
1,45
60(70
2,8(3,3
4,5

Кевлар-49
1,45
130(140
3,6(3,8
2,7(3,5


Углеродные волокна, применяемые для армирования конструкционных материалов, условно делят на две группы: высокомодульные (Е = 300(700 ГПа,
· = 2(2,5 ГПа) и высокопрочные (Е = 200(250 ГПа;
· = 2,5(3,2 ГПа).
Разработаны также волокна, в которых сочетаются высокая прочность и высокий модуль упругости. Углеродным волокнам присущи высокая теплостойкость, прочность и модуль упругости.
Кроме высокой удельной жёсткости высокомодульные углепластики обладают высокой статической устойчивостью. Углепластики обладают более высокой, чем у металлов, демпфирующей способностью и вибропрочностью [7].
Механические свойства высокопрочных высокомодульных углеродных волокон (отечественных и зарубежных) приведены в таблице 2.3 [1]. Углепластики имеют незначительный или даже отрицательный коэффициент термического расширения [7].
Дальнейшее повышение прочности армирующих волокон, разрабатываемых для корпусов РДТТ, может оказаться малоэффективным, поскольку с увеличением прочности волокон происходит уменьшение толщины стенки корпуса, которое не может быть беспредельным.
Минимальная толщина стенки будет определяться из условий устойчивости тонкостенных оболочек при воздействии нагрузок при ударах, продольных изгибах, погрузочно-разгрузочных операциях, обеспечения работоспособности системы корпус(прочно скреплённый заряд, когда работает двигатель.
Таблица 2.3 ( Механические свойства углеродных волокон
Углеродное
волокно

Плотность

·(10-3, кг/м3

Модуль упругости
Е
Прочность

·
Предельная деформация

·, %




ГПа


Отечественное:





ВМН-3
1,71
250
1,43
0,6

ВМН-4
1,71
270
2,21
0,8

ЛУ-2
1,70
230
2,0(2,5
1,0

ЛУ-3
1,70
250
2,5(3,5
1,1

ЛУ-4
1,70
250
3,0(3,5
1,3

Зарубежное (США):



(США)





Торнел-300
1,77
238
3,15
1,3

Торнел-500
1,80
245
3,78
1,5

Торнел-600
1,80
245
4,20
1,7

Торнел-700
1,80
259
4,62
1,8

Торнел-800
1,80
273
5,46
2,0


Использование высокопрочных армирующих волокон само по себе не дает гарантии достижения требуемых характеристик корпусов РДТТ. Важной характеристикой является степень реализации прочностных характеристик армирующих волокон в композиционном материале, которая весьма чувствительна к технологии и зависит от самих нитей, связующего, геометрических параметров корпуса и технологии его изготовления [1].
В конструкционных композиционных материалах важным компонентом является матрица (отверждённое связующее), основной функцией которой является соединение волокон для эффективного распределения действующих напряжений по объёму материала (обеспечивается равномерная нагрузка на волокна).
Выбор связующего является одним из определяющих факторов при проектировании и оптимизации производства корпусов РДТТ.
В качестве связующих композиционных материалов, армированных стекло- и органоволокном, наибольшее распространение получили термореактивные эпоксидные смолы [1].
Их основными преимуществами являются малая вязкость и достаточно продолжительная жизнеспособность. Плотность эпоксидных связующих 1230(1300 кг/м3, модуль упругости при растяжении 2000(4000 МПа.
Физико-механические свойства эпоксидных матриц на основе эпоксидных связующих приведены в таблице 2.4 [1].
Таблица 2.4 ( Физико-механические свойства эпоксидных матриц
Марка
связующего
Теплостойкость по Мартенсу, К
Прочность, МПа



при растяжении
при сжатии

ЭД-16
363(368
59(88
127(157

ЭД-20
373(383
(
147(167

УП-612
503(513
34(49
137(147

УП-632
513(523
46(48
157(182


Некоторые физико-механические свойства однонаправленных стеклопластиков, органопластиков и углепластиков представлены в таблице 2.5 [1].
Таблица 2.5 ( Физико-механические свойства однонаправленных образцов композиционных материалов с полимерной матрицей
Композиционый
материал
Плотность

·(10-3, кг/м3
Прочность при
растяжении

·Р, МПа
Модуль
упругости
Е, ГПа

Стеклопластик на основе волокна ВМ-1 и эпоксидного связующего



2,2



2100



70

Органоэпоксикомпозит
1,30(1,38
1400(2200
78(95

Углепластик на основе:
- жгута ВМН-4 и эпокситрифенольного связующего



1,50



1020



180

- волокна Торнелл-300
и эпоксидного связующего РР 313


1,55


1400


142,8



В качестве конструкционных материалов стыковочных фланцев (закладных элементов) и шпангоутов силовой оболочки корпусов РДТТ из полимерных композиционных материалов применяют, как правило, металлические сплавы. В зарубежных ракетах «Трайдент-1» и MX в качестве материала этих узлов используют в основном сплав 7049 системы алюминий(цинк(магний(медь. В отечественных РДТТ применяют сплавы на основе титана ВТЗ-1, ВТ-23 и алюминиевый сплав АМг6 (таблица 2.6) [1].
Таблица 2.6 ( Сравнительные характеристики материалов
стыковочных фланцев и шпангоутов корпусов РДТТ
Деталь
корпуса
Мате-риал
Плотность

·(10-3, кг/м3
Временное сопротив-ление
·в, МПа
Удельная, прочность,
км

Стыковочные фланцы
ВТЗ-1
4,50
100(110
22,22–24,44


ВТ-23
4,57
105(125
22,98(27,85

Стыковочные шпангоуты
АМг6
2,64
29
11,0


7049
2,74
50
18,2


Для стыковочных фланцев корпуса в перспективе могут найти применение металлокомпозиты и полимерные композиционные материалы, а для стыковочных узлов ( неметаллические шпангоуты из комбинации различных композиционных материалов [1].
Основными характеристиками теплозащитных материалов для внутренних поверхностей корпусов РДТТ являются их эрозионная стойкость к высокотемпературным газовым потокам, плотность, теплофизические и физико-механические показатели. Выбор теплозащитных материалов для конкретного двигателя определяется особенностями предъявляемых требований к таким материалам по теплозащитным и эрозионным свойствам, технологичности, относительной деформации при разрыве, стабильности контрольных показателей и др. Помимо своей основной функции ( защиты внутренних поверхностей РДТТ от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания топлива ( теплозащитные материалы выполняют в современных РДТТ ряд других функций [1]:
обеспечивают герметичность пластиковых корпусов РДТТ;
обеспечивают надёжное крепление теплозащитного покрытия с зарядом и исключают миграционные процессы на границе теплозащитное покрытие(заряд;
компенсируют напряжения, воздействующие на корпус двигателя со стороны заряда.
Для крупногабаритных РДТТ применяют многослойные теплозащитные покрытия, в состав которых входят:
защитно-крепящий слой (ЗКС) ( для прочного скрепления ТЗП корпуса с зарядом;
барьерный слой (БС) ( для предотвращения диффузии на границе ТЗП(заряд;
основной теплозащитный материал;
герметизирующий слой (ГС) ( для герметизации внутренней поверхности корпуса.
Для теплозащиты внутренних поверхностей отечественных и зарубежных корпусов РДТТ применяют материалы на основе бутадиеннитрильного, этиленпропилендиенового каучуков с добавками минеральных или полимерных наполнителей. В таблице 2.7 приведены основные характеристики отечественных и зарубежных ТЗП [1].

Таблица 2.7 ( Основные характеристики зарубежных и отечественных ТЗП
Характеристики
NBP (США)
SBP (США)
ЕРДМ (США)
Р-864, Р-998, РД-18 (Россия)

Плотность,
·(10-3, кг/м3
1,22(1,27
1,17
0,94(0,97
1,04(1,16

Относительное удлинение при разрыве, %
450(600
550(800
600(900
300(650

Предел прочности при разрыве, МПа
14,0
13,0(28,0
7,0
6,0(13,0

Коэффициент теплопроводности,
Вт/(м
·К)
0,24(0,27
0,20(0,22
0,21(0,23
0,21(0,27

Удельная теплоёмкость, кДж/(кг(К)
1,72
1,42
1,68
1,68


Для защиты наружных поверхностей корпусов РДТТ применяют теплозащитные покрытия абляционного типа, которые представляют собой сублимирующие композиции на основе хлорсульфированного полиэтилена и наполнителей.
2.3 Металлические корпуса РДТТ

2.3.1 Особенности конструирования металлических корпусов

При выборе материала для корпуса РДТТ следует учитывать назначение ракеты, размеры двигателя, действующие нагрузки и условия эксплуатации. С точки зрения главного критерия при выборе материала (минимизация массы), наиболее выгодным для несущей конструкции (обечайки корпуса РДТТ) будет материал с максимальной удельной прочностью (предел прочности материала, отнесённый к плотности), если определяющий вид нагружения в конструкции растягивающий, или с максимальной удельной жёсткостью (модуль упругости, отнесённый к плотности), если при определяющем виде нагружения требуется обеспечивать устойчивость конструкции [3].
При конструировании металлических корпусов РДТТ в зависимости от условий эксплуатации применяют высоколегированные стали типа СП (сталь 28Х3СНМВФА-Ш и другие для обечаек, сталь 30Х3ГСНМФА-Ш для шпангоутов и фланцев), а также высоколегированные коррозионно-стойкие стали типа ЭП (сталь 03Х11Н10М2Т-ВД для шпангоутов и днищ, крепёжных деталей, сталь 03Х11Н10М2Т2-ВД для обечаек). Стали типа СП подвержены коррозии, поэтому требуется эффективная защита от атмосферных воздействий [1].
Стали типа ЭП применяют, как правило, при эксплуатации изделий в условиях морского климата. Обычно такие корпуса представляют собой сварную конструкцию, которая включает в себя днища, обечайки, фланцы (рисунки 2.14, 2.15) [1].


1, 3 ( шпангоуты; 2 ( обечайки

Рисунок 2.14 ( Конструкция цилиндрической части корпуса


1, 3, 10 ( фланцы; 2 ( переднее днище; 4, 7, 8 ( шпангоуты; 5 ( обечайка; 6 ( пластиковый слой; 9 ( заднее днище; I ( местное увеличение толщины обечайки в зоне сварки

Рисунок 2.15 ( Конструкция металлического корпуса

В крупногабаритных РДТТ днища выполняют штампованными с отбортовками для приварки фланцев (рисунок 2.16).
1 ( шпангоут; 2 ( днище; 3 ( фланец
Рисунок 2.16 ( Конструкция днища корпуса
В состав корпуса, как правило, входит несколько обечаек, последовательно сваренных друг с другом и расположенных так, что их продольные сварные швы смещены относительно друг друга. При проектировании корпусов необходимо учитывать уменьшение прочности металла в сварных швах. Так, для сталей типа СП прочность металла в сварных швах составляет примерно 0,9 прочности основного металла [1]. Для обеспечения равнопрочности конструкции в обечайках в зоне сварных швов допускается местное увеличение толщины (см. рису- нок 2.15).
Для сталей типа ЭП прочность металла сварного шва составляет приблизительно 0,65(0,7 прочности основного металла. Поэтому для обеспечения равнопрочности необходимо увеличить толщину стенки обечайки и шпангоутов в месте их соединения. Однако вследствие этого изменяется профиль корпуса и усложняется технологический процесс изготовления корпуса. Для получения более совершенной по массе конструкции на цилиндрическую часть корпуса методом намотки наносят стеклопластиковый слой (см. рисунок 2.15). При этом цилиндрическую часть корпуса до сварки со шпангоутами подвергают раскатке для получения однородной и качественной поверхности под намотку. Для последующего доведения толщины корпуса до требуемой применяют шлифование наружной поверхности, контролируя толщину непосредственно в процессе шлифования [1].
При конструировании таких корпусов необходимо провести анализ с целью установления оптимального соотношения толщин металла и стеклопластикового слоя. В комбинированных конструкциях доля металла снижается на 10(20 % (с 70 до 50 %) [1].
Конструкции корпусов РДТТ, входящих в состав стартовых ступеней ракет и других объектов, имеют некоторые особенности, обусловленные их компоновкой в пусковых установках. Один из таких корпусов приведен на рисунке 2.17 [1]. Он состоит из двух секций большого удлинения, соединенных между собой газовой связью, которая одновременно является силовым элементом конструкции двигателя, воспринимающим внутренние и внешние нагрузки (действие внутреннего давления от работающего двигателя, передача усилий на ракету, транспортные нагрузки, восприятие усилий при отделении и т.д.).
Такое многообразие функций предопределяет сложную пространственную конфигурацию узла связи, а также повышенные требования к точности фланцев для стыковки секций корпуса. Обечайки для секций корпуса изготовляют методом вытяжки из заготовки, полученной вальцовкой из листа с последующей сваркой продольным сварным швом.


1 ( крышка; 2, 4, 8 ( шпангоуты; 3 ( обечайка; 5, 7 ( регулировочные кольца; 6 ( корпус газосвязи; 9 ( соединительная труба

Рисунок 2.17 ( Конструкция газосвязанного корпуса

При сварке обечаек в корпусе необходимо учитывать, что в кольцевых сварных швах происходит усадка металла, что приводит к местному уменьшению внутреннего диаметра корпуса и его объёма [1].
В рассматриваемом РДТТ (см. рисунок 2.17) сложно обеспечить наружный геометрический контур корпуса в собранном состоянии вследствие малой жёсткости секций корпуса и их значительных удлинений. В таких случаях в конструкции узлов может быть применена система регулирования положения осей секций корпуса [1].
Узлы регулирования состоят из двух металлических колец и размещены между фланцами узла связи и секций корпуса. Каждое из колец имеет торцы, не параллельные друг другу. В результате этого и различной установки обоих колец относительно друг друга положение оси секций корпуса может изменяться в пространстве.
В металлических корпусах первого поколения в менее теплонапряженных частях применяли, например, покрытия из прорезиненной асбестовой ткани, а в более напряжённых ( углепластики и легкоуносимые в первые секунды работы защитные покрытия; в патрубках сопел устанавливали графитовые вкладыши с касками из эрозионностойких материалов (рисунок 2.18) [1].


1 ( резиновое уплотнение; 2 ( наружное ТЗП; 3 ( эрозионностойкий слой каски; 4 ( подложка каски; 5 ( склеивающий слой; 6 ( эрозионностойкое покрытие; 7 ( легкоуносимое покрытие; 8 ( прорезиненная асботкань; 9 ( вкладыш из пресс-материалов; 10 ( графитовый вкладыш; 11 ( вкладыш критического сечения сопла; 12 ( термостакан из пресс-материала

Рисунок 2.18 ( Конструкция элементов теплозащиты днищ металлических корпусов

Выбор материалов для изготовления элементов тепловой защиты патрубков определялся назначением и условиями работы детали в двигателе при воздействии на неё химически активного потока продуктов сгорания твёрдого топлива.
Эффективным, но дорогостоящим и технологически сложным способом обеспечения эрозионной защиты графитовых вкладышей могло бы быть нанесение на их рабочую поверхность защитного покрытия из вольфрама по аналогии с вкладышами критического сечения сопла [3].
Разнообразие конструкций теплозащиты патрубков заднего днища объясняется необходимостью обеспечения в процессе отработки двигателей прочности эрозионностойких элементов в условиях неравномерной деформации сопловых патрубков при рабочем давлении.
Обечайка корпуса теплоизолируется переменным по её длине и периметру покрытием в зависимости от времени и интенсивности воздействия продуктов сгорания. В патрубках переднего днища устанавливаются втулки и вкладыши из пресс-материалов. Герметизацию разъёмных соединений осуществляли с помощью резиновых уплотнений, смежные теплозащитные элементы стыкуемых сборок уплотняли с помощью герметиков. Теплозащиту стыков днищ с обечайкой выполняли с помощью термостаканов из пресс-материала.
В области днищ корпусов и щелей заряда устанавливали раскрепляющие манжеты, разгружающие наиболее напряженные участки заряда и теплоизолирующие раскреплённые от корпуса поверхности заряда. На наружную поверхность заднего днища и обечайки корпуса РДТТ наносили наружное покрытие для защиты от теплового воздействия от струи из сопел и аэродинамического нагрева при полёте ракеты [1].
2.3.2 Корпуса РДТТ вспомогательного назначения
В РДТТ вспомогательного назначения могут быть использованы металлические, стеклопластиковые (или органопластиковые) и комбинированные (металлическая обечайка, усиленная стеклопластиковой или органопластиковой оплёткой) корпуса. Однако наиболее широко в таких РДТТ (особенно импульсных) применяют металлические корпуса. Это объясняется сравнительно небольшими размерами двигателей, высоким уровнем внутрикамерного давления, необходимостью располагать место крепления двигателя в области обечайки [1].
РДТТ вспомогательного назначения часто располагают в местах, где они подвергаются повышенному воздействию внешних тепловых потоков, что обусловливает применение металлических корпусов, выдерживающих более высокие температуры (до 300 (С ( для высокопрочных титановых сплавов).
Высокомодульные (с высокой удельной жёсткостью) алюминиевые сплавы целесообразно применять для малогабаритных корпусов, нагруженных внешним избыточным давлением, при крупносерийном и массовом производстве и при отсутствии жёстких ограничений по массе конструкции [1].
Сравнительный анализ показывает, что алюминиевые сплавы уступают сталям и титановым сплавам по удельной прочности, но приближаются к ним по удельной жёсткости.
Высокопрочные титановые сплавы и стали нашли широкое применение в производстве РДТТ. Применение их требует специальных термообработок соединений и целиком изделий после сварки и высокую технологическую культуру. Даже незначительные нарушения процессов изготовления и контроля могут привести к снижению конструктивной прочности.
Основным недостатком высокопрочных сталей является повышенная чувствительность к концентраторам напряжений. Склонность высокопрочных сталей к разрушениям от концентраторов напряжений различна в зависимости от направления надреза относительно проката листов. Концентраторы напряжений на высокопрочных сталях по разному проявляют себя в зависимости от толщины материала. Чем толще испытуемый образец, тем в большей степени проявляется наличие концентратора напряжений. Для уменьшения чувствительности высокопрочных сталей к концентраторам используют вакуумно-дуговую выплавку, электрошлаковый переплав и др. [3].
Обечайки из высокопрочных титановых сплавов менее технологичны, чем стальные; это затрудняет их получение с точными размерами по внутренней поверхности. В тех случаях, когда введены жёсткие ограничения по разбросу масс, целесообразно использовать стальные обечайки [1].
Если при анализе технического задания (ТЗ) не выявлено условий, ограничивающих применение корпуса того или иного типа, конструкцию его следует выбирать на основе прямого проектирования и анализа габаритно-массовых характеристик каждого из вариантов.
Для класса вспомогательных РДТТ с большим временем работы характерной является конструкция корпуса двигателя крена, представленная на рисунке 2.19 [1].
К конической обечайке из титанового сплава, получаемой раскаткой из листосварной заготовки, с одной стороны приварено штампованное из титанового сплава эллиптическое днище с цилиндрическим хвостовиком для крепления двигателя, а с другой стороны приварен шпангоут для стыковки с сопловым днищем.
На рисунке 2.20 представлена конструкция корпуса импульсного двигателя отделения [1]. К обечайке из высокопрочной стали типа ЭП, получаемой сваркой из листа и последующей раскаткой, приварены с двух сторон шпангоуты из этой же стали, предназначенные для стыковки с сопловыми днищами. Шпангоуты имеют цилиндрические участки для крепления двигателя.


1 ( днище; 2 ( коническая обечайка; 3 ( теплозащитное покрытие; 4 ( манжета (бронирующий чехол); 5 ( стыковочный шпангоут; 6 ( крепление манжеты к ТЗП

Рисунок 2.19 ( Конструкция корпуса двигателя крена



1 ( стыковочный шпангоут; 2 ( обечайка корпуса; 3 ( теплозащитное покрытие; 4 ( эластичный клин

Рисунок 2.20 ( Конструкция корпуса двигателя отделения

Иногда в РДТТ вспомогательного назначения применяют корпуса многоразового использования. В этих случаях при конструировании корпуса необходимо предусматривать уменьшение его толщины при ремонтно-восстановительных работах (например, при пескоструйной обработке корпуса).
При конструкторской разработке вспомогательных РДТТ необходимо обеспечить минимальный разброс значений объёма корпуса и контроля этого объёма для снижения разброса массы заряда.
Днища вспомогательных РДТТ представляют собой штампованные или штампосварные конструкции, в которых посадочные поверхности подвергают механической обработке.
Сопловые днища со сложным пространственным расположением поверхностей часто выполняют литьём из стали или литейных титановых сплавов [1].
Характерным, например, является сопловое днище двигателя крена. Оно выполняется литьём из титанового сплава с последующей механической обработкой посадочных поверхностей. При механической обработке стыковочных поверхностей днищ возможно вскрытие мелких пор, которые не влияют на прочность днища, но могут явиться причиной разгерметизации, если находятся на уплотнительных поверхностях детали.
В некоторых случаях вскрытые дефекты можно исправить (заваркой, заполнением специальными пастами, припоями и т.п.) [1].
Импульсные двигатели с малым временем работы иногда вообще не имеют внутреннего ТЗП, но в каждом подобном случае такая конструктивная схема должна быть тщательно обоснована детальным моделированием.

2.4 Сборка корпуса РДТТ с передней крышкой и сопловым блоком

2.4.1 Разъёмные соединения
В полярных отверстиях силовой оболочки современных корпусов типа кокона устанавливаются металлические фланцы, связанные с композиционным материалом адгезионным швом (клеевое соединение). Прежде чем перейти к разъёмным соединениям, коротко остановимся на клеевых соединениях. Клеи нашли широкое применение в РДТТ, в том числе для крепления теплозащитных материалов и эрозионностойких элементов конструкций к корпусу, днищам, соплам, воспламенителям. В конструкции РДТТ из всех видов соединений клеевые имеют наибольшее распространение. Основным требованием, предъявляемым к конструкции клеевого соединения, является обеспечение совпадения по направлению максимальных рабочих напряжений с максимальной прочностью клеевого соединения. Склеивание явилось наилучшим, а в некоторых случаях единственным способом соединения элементов конструкции, выполненных из композиционных материалов, с металлами. Крепление с помощью заклёпок, винтов или болтов не может быть использовано, так как сгорание металлических элементов крепления приводит к аварии из-за локального интенсивного прогрева. Поэтому все виды элементов конструкции из композитов и теплозащитных покрытий крепятся к металлическим силовым элементам только клеями [3].
Перейдём к разъёмным соединениям. В процессе изготовления РДТТ с использованием металлических фланцев, установленных на корпусе при его намотке, проводится сборка корпуса (после его снаряжения твёрдым топливом) с передней крышкой и сопловым блоком.
В РДТТ нашли применение фланцевые, резьбовые, прутковые, клиновые и другие разъёмные соединения. На начальном этапе разработки крупногабаритных двигателей применялись фланцевые соединения (болтовые, шпилечные) в связи с широким их использованием в общем машиностроении. Эти соединения достаточно просты по конструкции и обеспечивают надёжную работу стыка при больших давлениях, однако они имеют ряд существенных недостатков. Фланцевые соединения характеризуются значительной массой по сравнению с другими соединениями, а для обеспечения прочности и герметичности соединения необходимо большое число крепёжных деталей со строго регламентированной моментной затяжкой их при сборке. К качеству изготовления крепёжных деталей предъявляют особые требования по обеспечению механических характеристик и уменьшению различного рода концентраторов напряжений. Всё это усложняет процесс их изготовления и удлиняет сборку, требуется специальный контроль и, следовательно, ухудшается технологичность конструкции и эксплуатационные характеристики соединении [1, 3].
Болтовые соединения, кроме того, характеризуются увеличением габаритных размеров вследствие выступающих над внешними обводами двигателя фланцев. По сравнению с болтовыми шпилечное соединение имеет меньшие массу и габаритные размеры, однако его недостатком является необходимость открытия глухих резьбовых отверстий в высокопрочном материале фланцев. Нарезание резьбы в таком материале весьма трудоёмкий процесс, так как требуются специальные меры по исключению увода и перекоса метчиков [1].
Резьбовые соединения широко используются в РДТТ небольших габаритов. Они просты в изготовлении, быстро собираются и разбираются. В крупногабаритных РДТТ применение резьбовых соединений нецелесообразно из-за сложности нарезания резьбы в высокопрочных и маложёстких шпангоутах, трудности проведения сборки и разборки соединения, особенно после нагружения его внутренним давлением.
Для стыковки элементов крупногабаритных РДТТ могут применяться прутковые соединения. Большинство этих соединений содержит концентрично установленные один в другом шпангоуты соединяемых элементов конструкции с кольцевыми проточками, образующими при стыковке шпангоутов кольцевой ручей, в который через окна в наружном шпангоуте заводится крепящий элемент: гибкий стержень (шпага), рейка или шпонка. Прутковые соединения удовлетворяют требованиям центрирования элементов и их взаимозаменяемости, однако при этом требуются довольно жёсткие допуски для исключения зазоров и специальные меры по обеспечению гарантированной герметичности стыка.
В шпоночном соединении в кольцевой паз, образованный стыкующимися элементами, заводятся шпонки прямоугольного или квадратного сечения и длиной, позволяющей им свободно перемещаться вдоль кольцевого паза. Для сборки и разборки соединения достаточно иметь в наружном шпангоуте два окна. Перед установкой шпонок необходимо обеспечить равномерный прижим шпангоутов по всему периметру.
Отличие клинового соединения от шпажного, реечного и шпоночного заключается в том, что в качестве крепящего элемента в кольцевой паз между шпангоутами через окно в наружном шпангоуте устанавливают определённое число комплектов клиньев. Каждый комплект клиньев состоит из закладного и распорного клиньев. Первым устанавливают закладной клин широким концом вперёд, его положение фиксируют упором, затем тарированным усилием заводится распорный клин. При установке всех комплектов клиньев обеспечивается распор соединения. Клиновое соединение позволяет «выбрать» зазоры и дополнительно создать предварительный натяг. Снижение нагрузки на уплотнительную прокладку в результате нагружения соединения может происходить только вследствие деформации шпангоутов и клиньев. В этом заключаются принципиальные отличия таких соединений [1].
На практике выбор разъёмных соединений для элементов РДТТ как маршевых крупногабаритных, так и вспомогательного назначения во многом определяется традициями, опытом отработки того или иного соединения на предприятии – разработчике ракетного двигателя. В современных маршевых РДТТ (как и для вспомогательных) обычно используют шпоночные и реже клиновые или болтовые соединения для основных стыков [1].
2.4.2 Уплотнительные узлы и устройства
Герметизация конструктивных стыков РДТТ имеет исключительно важное значение в связи с тем, что твёрдотопливные двигатели представляют собой конструкции одноразового применения и не могут быть проверены в рабочем режиме. В большинстве случаев окончательно собранный двигатель не может быть испытан на герметичность рабочим давлением. Поэтому нужны высоконадёжные уплотнительные узлы. Конструкторами разработаны разнообразные системы уплотнений.
При конструировании уплотнительных узлов РДТТ следует различать требования по герметичности при воздействии эксплуатационных нагрузок, возникающих в процессе хранения и транспортирования (эксплуатационная герметичность), и требования по герметичности при работе двигателя (рабочая герметичность). При эксплуатации уплотнители работают при малых перепадах давлений. Для обеспечения эксплуатационной герметичности необходимо осуществить защиту от влаги герметизируемого объёма камеры сгорания и ограничить газовыделение из РДТТ в окружающую среду [1, 2].
При работе двигателя на уплотнители воздействуют высокие давления, значительные тепловые потоки, агрессивная среда, вибрационные нагрузки, но при этом утечка рабочих газов, приводящая к нарушению герметичности РДТТ, не допускается. При рабочих нагрузках изменяются геометрические размеры посадочных мест, а сами уплотнители деформируются. Влияние этих факторов оценивают при отработке РДТТ. Невозможность контроля окончательно собранного двигателя рабочим давлением обусловлена ограничением по предельному давлению герметизирующих рабочих сопловых заглушек, газопроницаемостью большинства эрозионностойких материалов, большим количеством клеевых соединений, которые обеспечивают работоспособность соединения при комплексном нагружении (не только давлением, но и температурными нагрузками) [1, 3].
Для обеспечения высокой надёжности уплотнительных стыков в РДТТ широко применяют дублирование уплотнительных узлов, устранение неконтролируемых стыков, применение высокочувствительных методов контроля, переход на неразборные стыки (сварные, паяные).
Различают подвижные и неподвижные уплотнительные узлы в зависимости от того, перемещаются уплотняемые поверхности относительно друг друга или нет. Подвижные уплотнения предназначены для герметизации узлов с вращающимися и поступательно движущимися парами (резиновые и резинотканевые манжеты, поршневые кольца и др.). По расположению уплотняющих элементов уплотнительные узлы подразделяют на торцовые и радиальные [1].
В РДТТ наиболее широко применяют уплотнения с металлическими прокладками (при относительно небольших диаметрах соединений и возможности осевой затяжки) и уплотнения с резиновыми кольцами круглого и эллиптического сечения. Оба уплотняющих элемента (металлические прокладки и резиновые кольца) после переборки двигателя должны заменяться [1].
При использовании алюминиевых и медных прокладок необходимо проводить повторную подтяжку соединения после определённой выдержки. Для повышения надёжности и работоспособности резиновые кольца целесообразно защищать фторопластовыми кольцами.
Марка резины выбирается в зависимости от условий эксплуатации (состава рабочей среды, температурного интервала работы РДТТ, внутрикамерного давления, времени воздействия рабочей среды, срока хранения).
Для надёжности герметичности используют различные герметизирующие составы типа унигермов или анатермов, а также конструктивно-технологические приёмы: уменьшение зазоров (повышение класса точности сопрягаемых деталей), использование посадок с натягом [1].
Уплотнительные узлы должны обеспечивать [1]:
заданную норму негерметичности, выражаемую обычно через контрольную течь (в л(мкм рт. ст./с );
надёжность и работоспособность узлов уплотнений в условиях эксплуатационных нагрузок;
требования к монтажу уплотнений, исключающих их повреждаемость;
требуемые гарантийные сроки при отсутствии регламентных работ;
контролепригодность и доступность контроля;
заданную степень обжатия для резиновых и полимерных уплотнителей с учётом гарантийного срока (релаксационных явлений), а также исключение перекручивания при монтаже.
2.4.3 Методы контроля степени негерметичности
После сборки проводится контроль герметичности РДТТ. Рассмотрим существующие методы контроля степени негерметичности, применяемые в ракетной технике [1].
Контроль методом спада давления проводят по манометру или датчику давления при определённой выдержке контролируемой полости под испытательным давлением. Контролируемую полость заполняют либо осушенным воздухом с осушенным воздухом с точкой росы не ниже 60 градусов, либо инертным газом (например, азотом). Чувствительность метода 10 л(мкм рт. ст./с.
Достаточно широко используют метод обмыливания. Стыки контролируют нагружением узла или РДТТ в целом испытательным давлением, после чего последнее несколько снижают и стыки обмыливают различными эмульсиями. Появление течи в виде пузырьков не допускается. Чувствительность метода 0,5 л(мкм рт. ст./с.
РДТТ небольших габаритов помещают в ванну с жидкостью (метод аквариума) и нагружают испытательным давлением. Контроль негерметичности осуществляется по появлению течи в виде пузырьков в контрольной жидкости. Чувствительность метода 0,1 л(мкм рт. ст./с.
Для контроля стыков большой протяжённости и в труднодоступных местах используют акустический метод, основанный на регистрации звуковых колебаний, возникающих при появлении течи контрольного газа из контролируемой полости. Чувствительность определяется регистрирующей аппаратурой.
Индикаторные методы контроля степени негерметичности основаны на регистрации следов индикаторных газов и жидкостей специальными датчиками или реагентами в виде индикаторных веществ, изменяющих своё состояние при контакте с индикаторными газами или жидкостями. В качестве индикаторных датчиков используют различные течеискатели.
В качестве индикаторных газов и жидкостей применяют аммиак, углекислый газ, гелий, фреон, керосин, ацетон, раствор бихромата калия и др. Для индикаторных реагентов используются специальные сорбционные индикаторные трубки, ленты и специальные лакокрасочные покрытия.
Индикаторные массы, ленты и лакокрасочные покрытия позволяют вести контроль герметичности при эксплуатации РДТТ в составе ракетного комплекса. Чувствительность индикаторных методов от 0,001 до 0,000001 л(мкм рт. ст./с [1].

3 СОПЛОВЫЕ БЛОКИ РДТТ

Сопловой блок – один из основных элементов РДТТ, во многом определяющий его облик и энергомассовое совершенство. Он предназначен для создания тяги превращением тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию продуктов сгорания; кроме того, он используется для управления вектором тяги по направлению. В состав соплового блока входят: сопло, органы управления вектором тяги и элементы крепления к корпусу двигателя.
Конструкцию соплового блока определяют основные параметры РДТТ (тяга, удельный импульс тяги, давление в камере сгорания и на срезе сопла, заданные габариты), а также выбранное топливо. К конструкции соплового блока предъявляются требования по обеспечению удельного импульса тяги, массе соплового блока, выходному диаметру раструба и длине сопла. При конструировании соплового блока учитывают назначение ракеты, вид траектории, эксплуатационные и полетные нагрузки, необходимость использования соплового блока для управления полетом ракеты по её траектории [1].
В РДТТ применяют блоки, состоящие из одного или нескольких сопел (одно- и многосопловые блоки). Использование в двигателях одно- и многосопловых блоков зависит от назначения двигателя, конструктивной схемы ракеты, способа управления вектором тяги. Сопловой блок с одним центральным соплом (часто называемым просто соплом) проще и надёжнее многосоплового. Для создания одинакового по величине управляющего момента требуется отклонение сопла на меньший угол. Такой тип соплового блока может обеспечивать стабилизацию и управление ракетой по каналам тангажа и рыскания. Для стабилизации и управления по крену, как уже отмечалось выше, необходима установка дополнительных исполнительных органов.
РДТТ первых ракет имели многосопловые блоки, состоящие из четырёх сопел. Преимуществами такой схемы являются меньшая длина сопел и возможность управления вектором тяги по всем каналам. Однако наличие несоосного входа для продуктов сгорания в сопла вызывает увеличение массы ТЗП на заднем днище двигателя, потери удельного импульса тяги и несимметричный унос массы тепловой защиты газового тракта сопла. Для исключения обгорания концевой части (зоны среза) сопел и необходимости размещения их внутри хвостового или межступенчатого отсека ракеты приходится конструктивно ограничивать степень расширения сопел [1].
В РДТТ широко применяют осесимметричные круглые сопла (рисунок 3.1а). Кольцевые сопла (рисунок 3.1б), несмотря на возможность обеспечения больших степеней их расширения при меньших длинах сверхзвуковых частей, не нашли практического применения. Это объясняется прежде всего трудностью обеспечения стойкости зоны критического сечения, особенно при наличии в продуктах сгорания конденсированных частиц.




а б
Рисунок 3.1 ( Принципиальные схемы сопел

В РДТТ могут использоваться сопла, установленные неподвижно на корпусе двигателя, и подвижные сопла, имеющие возможность углового перемещения оси сопла относительно исходного положения. В большинстве случаев сопло устанавливают так, чтобы его продольная ось совпала с продольной осью двигателя.
В тех случаях, когда, кроме основной тяги, нужно создать дополнительную подъёмную силу (например, стартовый РДТТ), предохранить корпус центрального двигателя или корпус изделия (ракеты, летательного аппарата в связке с РДТТ) от воздействия истекающей из сопла газовой струи, направить линию действия тяги стартового РДТТ к центру масс изделия, сопла можно устанавливать под некоторым углом к продольной оси РДТТ (рисунок 3.2) [1].


Рисунок 3.2 ( Схема крылатой ракеты с ускорителем

3.1 Типовая конструкция сопла. Применяемые материалы

Типовая конструкция неподвижного, частично утопленного в камеру сгорания сопла РДТТ, имеющего относительно высокое давление в камере сгорания (рк=4(10 МПа) и большое время работы (
·=30(100 с), представлена на рисунке 3.3 [1]. Сопло состоит из силового корпуса 1 с теплозащитным покрытием 2 и газового тракта, включающего в себя: докритическую часть (воротник 3 и входной вкладыш 4), критическую часть (вкладыш 5 с облицовкой 6); сверхзвуковую часть (раструб 7).



Рисунок 3.3 ( Схема сопла крупногабаритного РДТТ
Габаритные размеры сопла (длина и диаметр раструба) определяют с учетом диаметра корпуса двигателя, степени расширения сопла, компоновки элементов системы управления вектором тяги и рулевого привода, ограничений по углу поворота или качания [1].
Весьма значительные тепловые, механические, химические воздействия на элементы конструкции сопла, а также неравномерность их распределения по газовому тракту обусловливают тот факт, что конструкции сопел РДТТ являются сложными, состоящими из множества теплозащитных, эрозионностойких и силовых элементов. Вместе с тем наличие поверхностей раздела и сочленений между различными элементами, расположенными вдоль газового тракта сопла, приводит к тому, что вблизи этих поверхностей скорость эрозионного и химического уносов материалов существенно превышает эрозию монолитных участков внутренней поверхности сопла. К тому же уносы материалов соседних элементов газового тракта сопла могут отличаться друг от друга. Вследствие этого поверхность газового тракта сопла становится неоднородной, что существенно ухудшает газодинамическую картину течения продуктов сгорания твёрдого топлива по сопловому тракту и в конечном счёте увеличивает потери удельного импульса тяги РДТТ [29].
В развитии и совершенствовании конструкций РДТТ прослеживаются тенденции к повышению давления и температуры в камере сгорания при использовании новых рецептур твёрдых топлив. Вследствие этого изменялись параметры двухфазного потока продуктов сгорания, их химический состав, что требовало применения новых материалов, работоспособных в этих новых условиях. Значительный прогресс был достигнут применением в конструкции сопел композиционных материалов, таких как фенольные стекло- и углепластики, углерод-углерод-ные композиции, разновидности графитов и др. [1].
Воротник и входной вкладыш докритической части сопла изготавливают из углепластика и углерод-углеродных композиционных материалов ( УУКМ (см. выноску на рисунке 3.3).
В качестве материалов для вкладышей критического сечения сопловых блоков РДТТ используют тугоплавкие металлы (вольфрам, молибден) и их сплавы, пиролитический графит, УУКМ. В качестве подложки облицовки из вольфрамового сплава используют высокоплотные графиты, которые также применяют для изготовления входных вкладышей [1]. Всё большее применение находят сопла с разгораемым критическим сечением из армированных материалов [3].
Материал критического вкладыша сопла должен обеспечивать стабильную скорость уноса в процессе работы двигателя. Скорости уноса пирографитовых и углепластиковых материалов составляют от 0 до 0,5 мм/с [1].
Сверхзвуковую часть сопла (раструб 7) выполняют обычно из углепластиков и вклеивают в металлическую (сталь, титановый или алюминиевый сплав) оболочку, которая может быть изготовлена также из стекло-, угле- и органопластиков [1].
В последние годы при конструировании раструбов широкое при-менение получили материалы класса углерод-углерод. Углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ), представляющие собой систему «углеродное волокно(углеродная матрица» и обладающие рядом уникальных свойств: чрезвычайно высокой теплостойкостью (в инертной среде они сохраняют свои высокие удельные физико-механические свойства вплоть до 2500 К и работают при повышенных температурах в отличие от углепластиков), хорошей стойкостью к термоудару (как тугоплавкие материалы), низкими значениями температурного коэффициента расширения и теплопроводности. Сохранение теплостойкости УУКМ при высоких температурах позволяет существенно упростить конструкцию сопла [7]. На рисунке 3.4 приведена конструкция сопла с максимальным использованием УУКМ в виде монолитных блоков [1].



1 ( утопленная часть; 2 ( раструб; 3 ( разрезное кольцо; 4 ( теплоизолирующая подложка; 5, 6 ( шпонки

Рисунок 3.4 ( Конструкция сопла из УУКМ

При проектировании сопел, имеющих минимальные потери удельного импульса тяги при минимальной массе, большое внимание необходимо уделять вопросам прогнозирования теплового состояния конструкции: расчётам газовой динамики, пограничного слоя, взаимодействия газовой и конденсированной фаз продуктов сгорания со стенкой сопла с учётом применения разнообразных композитов на основе углеродных матриц. Этот класс углеродных материалов рассматривается в качестве материалов будущего [7].
3.2 Сопла с переменной степенью расширения
Общеизвестно, что максимум тяги (удельного импульса тяги) ракетного двигателя достигается при расширении продуктов сгорания топлива до давления окружающей среды. С учетом конкретной массы конструкции сопла степень расширения сопла, как правило, принимают меньше возможной.
Между тем высокая значимость каждой единицы удельного импульса тяги РДТТ определяет необходимость поиска технических решений по увеличению степени расширения сопла, новых материалов, схем и конструкций. В РДТТ первого поколения применяли сопла неизменной геометрии со степенью расширения, равной 4(5, чтобы не увеличивать длину и диаметр двигателя и ракеты. При изменении степени расширения rа сопла от 5 до 10 удельный импульс 13 EMBED Equation.3 1415 может быть увеличен на 240(270 м/с, а при увеличении степени расширения с 10 до 15 ( дополнительно на 110(120 м/с (рисунок 3.5) [1].


1 ( 13 EMBED Equation.3 1415= 2150 м/с; 2 ( 13 EMBED Equation.3 1415 = 2550 м/с; 3 ( 13 EMBED Equation.3 1415 = 2600 м/с; 4 ( 13 EMBED Equation.3 1415 = 2700 м/с (указан расчётный термодинамический удельный импульс тяги различных топлив для стандартного расширения 40/1 [33])
Рисунок 3.5 ( Зависимость 13 EMBED Equation.3 1415 = f(rа) для различных топлив

Однако конструирование сопел с большими степенями расширения существенно усложняется для РДТТ в связи с габаритными ограничениями.
Варианты размещения сопла большой степени расширения в пространстве между днищами РДТТ приведены на рисунке 3.6 [1]. Размещение сопла удлиняет соединительный отсек и всю ракету на величи-ну
·. Длина ракеты может быть уменьшена либо путём утапливания сопла в корпус РДТТ, либо применением раздвижного сопла. В настоящее время чаще всего при разработке РДТТ внедряется сочетание одновременного применения утопленного и раздвижного сопел.










1 ( сопло; 2 ( утопленное сопло; 3 ( раздвижное сопло

Рисунок 3.6 ( Варианты размещения сопла в пространстве межступенчатого отсека между днищами РДТТ разных ступеней

Выделим три основных типа конструктивных схем сопел с переменной степенью расширения: с жёсткими и выдвигаемыми насадками; с легкодеформируемыми (гибкими) раструбами; с лепестковыми раструбами.
Сопла с жёсткими выдвигаемыми насадками (рисунок 3.7) называют раздвижными [1].





Рисунок 3.7 ( Конструктивная схема сопла с переменной степенью расширения в виде жёсткого выдвигаемого насадка при работе РДТТ во время полёта ракеты (изображено исходное положение насадка)

В сложенном (исходном) положении выдвигаемые насадки размещаются у заднего днища двигателя, а в выдвинутом (рабочем) положении они образуют с неподвижной частью сопла единый газодинамический тракт для продуктов сгорания.
Легкодеформируемый раструб сопла (рисунок 3.8) [1] можно выполнить из тканого материала и закрепить на неподвижной части. Такой раструб может быть выполнен также из легкодеформируемого металла (например, ниобия).
Лепестковый раструб (рисунок 3.9) [1] представляет собой набор профилированных панелей. В современных конструкциях РДТТ пока применяются сопла с жёсткими выдвигаемыми насадками [1].












Выдвижение насадков соплового блока в рабочее положение может осуществляться после разделения ступеней. Различают два способа выдвижения (раздвижки) насадков в рабочее положение: до запуска двигателя (холодная раздвижка) и после запуска двигателя (горячая раздвижка).
На рисунке 3.10 [1] приведены типовые циклограммы подачи команд для обоих способов выдвижения.
Для реализации схемы холодной раздвижки необходим интервал времени между разделением ступеней и запуском двигателя.
В общем случае этот интервал определяется совокупностью таких факторов как относительные скорости разделяемых ступеней, уровень давления наддува соединительных отсеков ракеты (если он применяется на ней), а также величиной скоростного напора при полёте ракеты в атмосфере и составляет для различного класса ракет от 0,05 до 1,0 с. Преимуществом способа хо-лодной раздвижки соплового блока является то, что параметры выдвижения и конструкция привода отра-батываются в процессе автономных испытаний [1].
Выдвижение насадков сопла проводится по команде от системы управления ракеты. Команда подается на разрывной элемент (например, пироболт) узла фиксации выдвигаемого насадка в исходном положении. После расфиксации происходит страгивание и выдвижение насадка под действием сил привода, а также сил, действующих в натурных условиях полёта (аэродинамическая сила, сила трения, сила инерции насадка) [1].
3.3 Конструкции сопловых заглушек
В конструкции соплового блока предусматривается заглушка. Назначение заглушек в сопловых блоках следующее:
герметизация внутренних полостей РДТТ;
обеспечение внутрибаллистических характеристик на участке выхода двигателя на режим, так как от давления её вылета существенно зависит характер роста давления в камере и время выхода на режим при запуске РДТТ;
осуществление дополнительных функций (например, размещение воспламенителя, проведение через отверстие в ней предстартового наддува, если он предусмотрен для двигателя и др.).
При разработке РДТТ к заглушке предъявляют как общие требования (по времени срабатывания или давлению вылета), так и специфичные для данного двигателя, касающиеся условий хранения и эксплуатации. Различают следующего вида заглушки: разрушающиеся; неразрушающиеся (нераспадающиеся); направленного вылета (перемещения); многофункциональные; для вспомогательных целей.
Наибольшее распространение получили заглушки, выполненные в виде мембран, разрушение которых при срабатывании происходит по калиброванным пазам или проточкам. Заглушку устанавливают в закритической части или докритической части сопла посредством вклейки или закрепления на винтах (конструкция заглушки мембранного типа), для обеспечения герметичности место стыка покрывают каким-либо герметизирующим составом. Основными преимуществами такой конструкции являются простота и надёжность срабатывания [1].
При необходимости точного воспроизведения заданного давления срабатывания (для снижения разбросов параметров выхода на режим) в качестве разрушающегося элемента сопловой заглушки используют болты с калиброванной шейкой.
Для повышения плавности и безопасности срабатывания заглушки, уменьшения массы вылетающих частей применяют лепестковые заглушки. Она представляет собой мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями (например, насечками). Повысить безопасность вскрытия заглушки (для исключения поражения окружающих РДТТ элементов ракетного комплекса) можно путём уменьшения размеров частей разрушаемой внутрикамерным давлением заглушки. С этой целью заглушки изготавливают из закалённого стекла (типа сталинита), а также легкоплавких материалов [1].
При эксплуатации некоторых двигателей заглушки должны обеспечивать, помимо основных функций, ряд дополнительных: выдерживать повышение наружного давления, допускать возможность размещения на заглушке воспламенителя и др.
Заглушка, допускающая повышенное наружное давление, может быть выполнена из двух мембран конической формы, устанавливаемых до и после критического сечения сопла и обращённых вершинами друг к другу. Эти мембраны соединяются крепящим болтом. В необходимых случаях (например, для двигателя с зарядом торцевого горения) на заглушке может быть установлен воспламенитель [1].



4 УЗЛЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА, ОТСЕЧКИ ТЯГИ РДТТ

4.1 Узлы системы запуска двигателя

Система запуска предназначена для воспламенения заряда РДТТ (рисунок 4.1) [1]. Воспламенение осуществляется горячими продуктами сгорания воспламенительного состава 6, выходящими из корпуса воспламенителя 7, установленного на передней крышке 4 РДТТ. Первичное инициирование (зажигание) воспламенительного состава осуществляется пиропатронами 1, 3, импульс от которых через коллектор 2 и форсажную трубку 5 после прорыва защитной мембраны 8 передается на воспламенительный состав 6.



Рисунок 4.1 ( Схема системы запуска РДТТ

4.1.1 Инициаторы
В качестве первичных инициаторов применяют электрические пиропатроны, в редких случаях ( механического действия накольного типа. Пиропатроны механического действия вместо мостиков накаливания имеют обычный накольный капсюль, являющийся первичным инициатором. Задействование такого пиропатрона происходит при ударе бойка накольного механизма [1].
Пиропатроны могут быть непредохранительного и предохранительного типов [1]. Пиропатроны непредохранительного типа просты по конструкции и обладают высокой надёжностью. Пиропатроны предохранительного типа имеют предохранительно-взводящий механизм, исключающий несанкционированное задействование пиропатрона при случайной подаче напряжения на входные контакты его от системы управления, а также при воздействии внешних электростатических или электромагнитных полей. Предохранительно-взводящий механизм может быть однократного и многократного взведения (снятия предохранения) [1].
С целью повышения помехозащищенности электрических пиропатронов применяют пиропатроны, рабочее напряжение которых увеличено до нескольких тысяч вольт, а рабочий ток соответственно уменьшен. В этом случае реальные физические поля, которые могут создать помехи (грозовые разряды, электромагнитный импульс ядерного взрыва, токи наводок, электростатические разряды) не достигают уровня рабочего напряжения [1]. Кроме того, применение высоко *,XtёєФ
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·@вольтных электрических пиросредств уменьшает массу бортовой кабельной сети, величина которой пропорциональна потребляемому току.
Свойство взрывчатых веществ аккумулировать большую энергию в малом объёме обусловливает создание разнообразных пиротехнических средств, обладающих значительно лучшими габаритно-массо-выми характеристиками по сравнению с аналогичными механическими, электромеханическими и пневматическими устройствами.
В качестве снаряжения для пиротехнических источников энергии используют пиротехнические составы на основе перхлората калия и алюминиевой пудры, гранулированной канифолью [1].
Кроме инициирования воспламенителей, пиропатроны применяются в целях создания давления для срабатывания клапанов перекрытия или вскрытия магистралей, срезания чек, открытия замков, прорыва мембран, срабатывания пироножей. Время срабатывания пиропатронов 0,015(0,05 с. Сила тока срабатывания 1,5(2,0 А, безопасного тока 0,2 А, тока проверки 0,05 А. Развиваемое давление в объёме пять кубических сантиметров составляет 35(110 МПа в зависимости от навески [1].
Для скрепления отдельных элементов конструкций и их разделения по электрической команде служат разрывные пироболты. Командные устройства в виде пиромеханизмов используются для приведения в действие различных функциональных узлов.
В работе пиромеханизмов используется принцип преобразования энергии продуктов сгорания пиротехнических средств в механическую работу по перемещению исполнительного элемента пиромеханизма (клапана, чеки, ножа, ударника).
4.1.2 Узлы газовой связи
Для передачи импульса от пиропатрона к воспламенителю и согласования величины импульса служат узлы газовой связи, которые являются также коллекторами при применении нескольких пиропатронов, используемых для дублирования и повышения надёжности системы запуска. В состав газовой связи входят коллекторы, распределители и форсажные трубки, усиливающие импульс при его воздействии на воспламенитель или ограничивающие его воздействие с целью предохранения воспламенителя от нерасчётного разрушения [1].
Для форсажных трубок существенен зазор L (см. рисунок 4.1) между торцом трубки и защитной мембраной воспламенителя. Величина зазора отрабатывается экспериментально и зависит от типов выбранных пиропатронов и воспламенителя [1].
4.1.3 Воспламенители
Для воспламенения и обеспечения начала стабильного процесса горения основного топлива заряда РДТТ применяют воспламенители. Существующие системы воспламенения подразделяют на три основные группы: пиротехнические, электрические, системы с самовоспламеняющейся жидкостью (гипергольные) [1].
Наиболее распространенными являются пиротехнические системы. Они надёжны и безопасны, срок их службы достаточно велик, время задержки воспламенения легко регулируется подбором состава пиротехнической смеси и её навески.
Воспламенители размещают в головной или донной частях двигателя, а иногда и в некоторой фиксированной точке по длине заряда. Параметры воспламенителя, в том числе масса, время работы и воспламенительный состав, зависят, в основном, от величины поверхности горения заряда РДТТ, его конфигурации и требований, предъявляемых к начальному участку кривой «давление(время» при работе двигателя. С учетом этих факторов выбирают конструкцию и параметры воспламенителя, его расположение относительно заряда РДТТ.
Воспламенители по времени их срабатывания можно условно разделить на три группы:
1) малого времени срабатывания (порядка тысячных-сотых долей секунды);
2) среднего времени срабатывания (порядка сотых-десятых долей секунды);
3) большого времени срабатывания (от десятых долей секунды до нескольких секунд); их называют воспламенителями сопровождения.
Первая группа воспламенителей наиболее проста по конструкции ( это, как правило, насыпные воспламенители бескаркасного типа (рисунки 4.2, 4.3) [1].

1 ( футляр; 2 ( навеска

Рисунок 4.2 ( Схема насыпного воспламенителя бескаркасного типа


1 ( пакет; 2 ( навеска

Рисунок 4.3 ( Схема плёночного насыпного воспламенителя бескаркасного типа

В качестве воспламенительного состава обычно применяют дымный или ружейный порох с различной величиной зерна, таблетки или гранулы крупнозернистого дымного пороха. Состав воспламенителя размещают в футлярах путём свободной насыпки.
Футляры изготавливают из лавсановой пленки, тканевого материала ( миткаля или алюминиевой фольги. Закрепляют воспламенитель в соответствующем гнезде, имеющем расходные отверстия или окна.
Иногда воспламенитель размещают в специальном рассекателе для разделения и направления газового потока на поверхность заряда.
Вторая группа воспламенителей конструктивно более сложна, их заряды из воспламенительного состава размещают в герметичных корпусах (рисунок 4.4) [1].


1 ( мембрана; 2 ( крышка; 3 ( воспламенитель; 4 ( воспламенительный состав; 5 ( корпус; 6 ( герметизирующая оболочка; 7 ( форсажная трубка

Рисунок 4.4 ( Схема воспламенителя маршевого РДТТ

Воспламенитель имеет устройство задействования (предвоспламенитель), устройства герметизации, корпусные и крепежные детали воспламенителей, основной воспламенительный состав. Корпуса воспламенителей могут быть сгорающими (рисунок 4.5) [1].
Основной воспламенительный состав состоит из таблеток или гранул пиротехнического состава, содержащего какие-либо металлы с высокой теплотой образования, например Mg, Al, B, Zr и т. п.



1 ( фланец; 2 ( предвоспламенитель в футляре; 3 ( плетеный каркас; 4 ( топливные шашки; 5 ( центрирующая форсажная трубка

Рисунок 4.5 ( Схема воспламенителя со сгорающим корпусом

Воспламенители такого типа наиболее распространены, так как достаточно надёжны, могут обладать любой мощностью и имеют возможность выброса таблеток из высокоэффективных пиротехнических составов непосредственно в камеру сгорания двигателя на поверхность заряда, в результате чего увеличивается устойчивость и надёжность процесса воспламенения заряда двигателя.
Корпуса воспламенителей изготавливают из металла и различных пластмасс штамповкой, прессованием или намоткой из полимерных материалов. Крепят такие воспламенители с помощью резьбового или фланцевого соединений.
Воспламенители третьей группы выполняют в виде газогенератора с определенным массово-временным расходом продуктов сгорания (рисунок 4.6) [1], в состав которого входит силовой корпус 6, имеющий внутреннее 3 и наружное 4 теплозащитные покрытия, входные 1 (для задействования) и расходные 5 отверстия, поперечные сечения которых рассчитывают с учетом требуемого режима работы воспламенителя. Внутри корпуса размещают предвоспламенитель 2 и заряд 7, состоящий обычно из шашек баллиститного топлива.



Рисунок 4.6 ( Схема воспламенителя сопровождения направленного действия

4.2 Узлы отсечки тяги
Узлы отсечки тяги предназначены для полного обнуления тяги, создания противотяги или ступенчатого регулирования тяги двигателя. Их обычно располагают на переднем днище двигателя или на цилиндрической части корпуса. Они применяются для коррекции траектории ракеты по дальности полёта, обеспечения полёта по заданной программе, разделения ступеней, аварийного выключения двигателя [16].
Вскрытие узлов отсечки тяги осуществляется путём перерезания стенки камеры сгорания двигателя с помощью детонирующих удлиненных зарядов (ДУЗ) или механических стопорных устройств.
ДУЗ представляет собой медную трубку с кумулятивной выемкой, наполненную бризантным взрывчатым веществом (октогеном, гексогеном и т. д.). В газовой струе после его срабатывания содержится большое количество высокодисперсных частиц металла, образовавшихся при разрушении материала трубки.
Металлизированная газовая струя имеет скорость до 7 км/c и при столкновении с преградой создаёт давление до 15 ГПа [3]. Для обеспечения герметичности и надёжной передачи детонации от заряда к заряду на торцах ДУЗ имеются тонкостенные колпачки с подпрессованным в них взрывчатым веществом. Для защиты от коррозии ДУЗ покрыт специальными эмалями [1].
ДУЗ может быть выполнен в виде прямого отрезка, полукольца, кольца. Возбуждение детонации в заряде осуществляется детонаторами, конструкция которых аналогична конструкции пиропатронов запуска, но вместо основного воспламенительного состава применяют детонирующие составы.
В работе ДУЗ используется принцип разрушающего действия на преграду продуктов взрыва в виде кумулятивной струи, образующейся при срабатывании зарядов.
Для повышения эффективности ДУЗ следует устанавливать на определенном расстоянии от перерезаемой преграды, поверхность которой должна находиться в фокусе кумулятивной струи [1].
Конструктивно ДУЗ может быть выполнен с осевой или радиальной кумулятивной выемкой. В зоне реза эластичные материалы (например, теплозащитные покрытия) следует заменять более хрупкими материалами. Схема узла отсечки с ДУЗ представлена на рисунке 4.7 [1].



1 ( ДУЗ; 2 ( пиродетонатор; 3 ( раструб отсечки; 4, 6 ( положение
детонатора при различной схеме задействования; 5 ( основной ДУЗ;
7 ( передающий ДУЗ
Рисунок 4.7 ( Схема узла отсечки тяги с ДУЗ
В узлах отсечки тяги с механическим стопорением широко используют закладные стопорные элементы: кольца, сухари, пластины. Опорные поверхности стопорных элементов располагают под углом в диапазоне 30–45 градусов, чтобы при снятии блокировки вследствие действия внутрикамерного давления стопорные элементы автоматически выходили из зацепления с корпусом [1].
Для обнуления тяги при возникновении аварийной ситуации в полёте ракеты используют узлы аварийного выключения двигателя (АВД). Они устроены подобно узлам отсечки тяги, но имеют более простую конструкцию, так как требования к стойкости проточной части узла АВД к продуктам сгорания обычно не предъявляются, необходимо лишь обеспечить обратную тягу, большую чем основная. При необходимости узел АВД объединяют с системой увода ступени с траектории. Система увода может быть выполнена в виде отклоняющихся щитков, с помощью которых образуется составляющая обратной тяги, или с помощью периферийного расположения вскрываемого отверстия, в связи с чем при течении продуктов сгорания возникает момент относительно центра масс уводимой ступени [16].

5 ЗАРЯДЫ РДТТ

5.1 Основные конструктивные формы зарядов твёрдого
топлива

Под зарядом твёрдого топлива принято понимать определённое по массе количество твёрдого топлива, имеющее заданную форму, размеры и начальную поверхность горения. Заряд РДТТ – часть ракетного двигателя твёрдого топлива, обеспечивающая требуемый режим газообразования.
Действительно, при постоянной скорости горения u и плотности топлива (m массовый расход РДТТ (u(mS ( приход газа с горящей поверхности, равный в стационарном случае расходу через сопло) и, следовательно, его тяга прямо пропорциональны изменению площади горящей поверхности заряда S по мере выгорания его свода.
Заряд твёрдого топлива характеризуется рядом показателей: масса, длина, диаметр наружный, диаметр канала, площадь горящей поверхности, толщина горящего свода, коэффициент объёмного заполнения камеры двигателя топливом. Придавая заряду твёрдого топлива определённую форму, можно программировать зависимость изменения тяги от времени работы РДТТ, то есть обеспечивать требуемый закон газообразования.
Заряды, изготавливаемые формованием неотверждённой топливной массы непосредственно в корпус ракетного двигателя и образующие с корпусом неразъёмное соединение, называются скреплёнными зарядами. К скреплённым зарядам РДТТ относятся также заряды, изготовленные вклеиванием детали из твёрдого ракетного топлива в корпус.
Заряд РДТТ, соединяемый с корпусом специальными конструктивными элементами, допускающими его разборку, называется вкладным зарядом.
Шашка РДТТ – деталь, изготовленная из твёрдого ракетного топлива и используемая в качестве вкладного заряда РДТТ или его составной части.
Секционный заряд РДТТ – скреплённый заряд РДТТ, состоящий из нескольких частей.
При проектировании РДТТ выбор топлива и формы заряда является важнейшим этапом, определяющим конечный успех выпуска проекта и отработки РДТТ.
К твёрдым ракетным топливам, применяемым в РДТТ, предъявляются следующие основные требования [17, 8]:
топливо должно обеспечивать высокое значение энергетических показателей РДТТ с учётом потерь в реальной конструкции, при этом продукты его сгорания должны иметь наименьшие температуру и окислительный потенциал и не быть токсичными;
топливо должно обладать механическими характеристиками, обеспечивающими минимальные габариты двигателя, необходимую прочность заряда, а также длительное хранение и эксплуатацию снаряженного РДТТ без существенного изменения геометрических, баллистических и энергетических характеристик;
топливо должно обеспечивать возможность регулирования скорости горения в широком диапазоне значений без существенного изменения энергетических и механических свойств, при этом скорость горения должна иметь слабую зависимость от начальной температуры и требуемую зависимость от давления;
топливо должно быть взрывобезопасным в процессе изготовления и при снаряжении двигателей; механические воздействия при сборке двигателя и эксплуатации ракеты не должны вызывать возгорания заряда;
технологические свойства топлива должны позволять применять наиболее передовые и экономичные способы его изготовления и снаряжения двигателей с хорошей воспроизводимостью всех характеристик топлива в заряде.
Как следует из изложенного, к твёрдым топливам предъявляются многочисленные и разнообразные требования, удовлетворить которым в полном объёме практически невозможно. В этой связи при назначении требований к топливу выделяются приоритетные характеристики (например, удельный импульс тяги, плотность), а остальные – на уровне допустимых значений в соответствии с назначением, условиями эксплуатации и боевого применения ракеты.
Сформулируем основные требования к заряду твёрдого топлива. Форма заряда должна обеспечивать максимальное заполнение корпуса двигателя топливом при условии допустимых скоростей газового потока в камере сгорания для исключения эрозионного горения топлива. Тепловая защита внутренней поверхности корпуса двигателя от воздействия продуктов сгорания должна обеспечиваться, в основном, самим топливом (сводом заряда). В конце горения заряда количество остатков топлива, догорающих на нерасчётном режиме (при низком давлении в камере), должно быть минимальным. Кроме того, заряд должен обеспечить:
требуемый характер изменения давления в камере сгорания;
нормальное функционирование при запуске и стабильное горение на основном режиме работы двигателя;
заданное время работы двигателя на основном режиме и участке спада давления в конце работы двигателя;
допустимые отклонения площади горящей поверхности и времени работы двигателя от номинальных значений.
Заряд должен быть технологичным в изготовлении и иметь достаточную механическую прочность в течение гарантийного срока и назначенного срока службы ракеты.
Важное значение имеет обеспечение необходимой прочности заряда при хранении и работе двигателя. В случае скреплённых зарядов требования к механическим характеристикам топлива (прочность, относительная деформация, модуль упругости) весьма высокие, особенно для РДТТ, применяемых в широком диапазоне температур. Это обусловлено деформацией поверхности центрального канала заряда и температурными напряжениями, возникающими на границе корпус–заряд (смесевые топлива имеют коэффициент линейного расширения на порядок выше, чем материал корпуса). В узком диапазоне положительных температур требования к механическим характеристикам топлив снижаются [36].
Большинство из вышеперечисленных требований к заряду противоречиво. Из всех возможных вариантов конструктивного решения выбирается такой заряд, который бы наиболее полно отвечал заданным требованиям. Ввиду неоднозначности решения задача проектирования заряда осуществляется в два этапа.
На первом этапе в соответствии с обликом РДТТ устанавливается допустимая масса заряда, время работы двигателя, давление в камере сгорания, накладываются ограничения на его основные габаритные размеры. Учитывая перечисленные условия, задаваясь формой заряда и свойствами твёрдого топлива, можно определить в первом приближении основные размеры заряда: максимальный горящий свод, наружный диаметр, длину и диаметр канала.
После определения основных геометрических характеристик, задаваясь марками твёрдого топлива, варьируя геометрическими размерами заряда и величиной скорости горения топлива, подбирают такую комбинацию параметров, которая удовлетворяет условию максимального заполнения камеры сгорания.
Получив несколько вариантов зарядов с разными марками твёрдого топлива, на втором этапе проводят их сравнительный технико-экономический анализ и отбирают те конструктивные решения по заряду и двигателю, которые обеспечивают требуемый закон изменения тяги, допустимые габаритные размеры, необходимое время работы, заданную надёжность в установленных условиях эксплуатации и простоту изготовления при минимальной стоимости [17].
Наиболее распространённой формой камеры сгорания, которая существенно влияет на выбор конструкции заряда, у большинства РДТТ является цилиндрическая со сфероидальными или эллипсоидными днищами, хотя в отдельных случаях камера сгорания может иметь и другую форму, например, сферическую или коническую.
Конструктивно корпус камеры сгорания может выполняться неразъёмным или разъёмным, состоящим из нескольких секций. Это определяется массово-габаритными характеристиками РДТТ [8].
Для большинства маршевых РДТТ требуемый закон изменения тяги по времени близок к постоянному. В некоторых случаях для первых ступеней необходима дегрессивная диаграмма тяги (особенности преодоления ракетой в процессе полёта плотных слоёв атмосферы), а также может быть необходимым длительный спад, определяемый условиями разделения ступеней ракеты при её полёте.
Основным требованиям, предъявляемым к зарядам твёрдого топлива, могут удовлетворять несколько их конструктивных форм, которые делятся: на моноблочные, многошашечные, секционные и составные [8].
По форме горящей поверхности заряды могут быть: без канала; с одним каналом; многоканальные; цилиндрические; конические; цилиндроконические; овальные; сферические; тороидальные и др.
Каналы у зарядов твёрдого топлива по форме могут быть: звёздообразные, цилиндрические, щелевые, цилиндрические с кольцевой проточкой и комбинированные.
Рассмотрим основные особенности некоторых из указанных типов зарядов, часто применяемых на практике (рисунок 5.1 [8]).
Наиболее простой формой обладает заряд торцевого горения (рисунок 5.1а). Они бывают как вкладными, так и прочно скреплёнными со стенками камеры сгорания РДТТ.
Первые в практике отечественного ракетостроения торцевые заряды, прочно скреплённые с корпусом, были разработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» для двигателей разведения разделяющихся головных частей межконтинентальных баллистических ракет на жидком топливе 15А14, 15А15, 15А16 [28]. Для снижения температурных напряжений в зарядах корпуса этих двигателей имели оригинальную схему раскрепляющих манжет.
Наружная поверхность и один из торцов вкладного заряда бронируются специальным составом. Торцевой заряд обеспечивает максимальное заполнение камеры сгорания топливом (Кv 1).




а) торцевого горения, скреплённый с корпусом; б) с цилиндрическим каналом (трубчатый), вкладной; в) телескопический; г) канально-щелевой; д) цилиндроконический; е) с цилиндрическим каналом и наклонной кольцевой проточкой, моноблочный; ж) со звёздообразным каналом; з) секционный

Рисунок 5.1 ( Формы зарядов твёрдого топлива
Торцевой заряд позволяет получить любой из известных законов изменения поверхности. Для получения увеличивающейся или уменьшающейся поверхности горения достаточно изготовить заряды с конической формой и нанести бронирующее покрытие по наружной поверхности и одному из торцов.
Ступенчатое горение можно достигнуть двумя способами: изготовлением двухступенчатого заряда (с двумя различными диаметрами) или заряда из двух последовательно расположенных топлив с разными скоростями горения.
Чтобы устранить смещение центра масс во время работы двигателя, торцевой заряд иногда заменяют двумя полузарядами торцевого горения, обращёнными горящими торцами навстречу друг другу и размещёнными в одной камере сгорания РДТТ. При этом необходимо учитывать возможность появления неустойчивости горения при определённых геометрических соотношениях, которые принимает газовая полость двигателя, если собственные частоты полости окажутся близкими к резонансным частотам зоны горения выбранного состава топлива [36].
Стремление сочетать высокую плотность заряжания с более высокими значениями тяги привело к проектным разработкам торцевого заряда с теплопроводящими элементами (проволочками). При изготовлении такого заряда топливная масса заливается в корпус двигателя, в котором предварительно параллельно продольной оси двигателя с определённой плотностью по поперечному сечению натягиваются проволочки из металлов с большим коэффициентом теплопроводности. По мере выгорания топлива концы проволочек оказываются над поверхностью горения в зоне горячих продуктов реакции. Скорость распространения тепла вдоль проволочки превышает скорость горения топлива, часть тепла от проволочки переходит к прилегающему топливу, повышается его температура, и как следствие, увеличивается местная скорость горения [36].
Особенность торцевого заряда состоит в том, что небольшая величина площади горящей поверхности не позволяет создавать с ним РДТТ большой тяги. Поэтому их используют в газогенераторах и двигателях с малой тягой. Кроме того, применение торцевого заряда требует нанесения на стенки камеры сгорания усиленного теплозащитного покрытия (ТЗП), так как значительная часть внутренней поверхности камеры продолжительное время омывается высокотемпературными продуктами сгорания.
Заряд с цилиндрическим каналом (трубчатый заряд) (рису- нок 5.1б) получил наибольшее распространение из-за простоты формы и освоенности технологии изготовления. Поверхность горения трубчатого заряда представляет собой поверхность полого цилиндра. Уменьшение площади поверхности горения заряда по мере его выгорания происходит вследствие уменьшения длины заряда и площади торцов. Дегрессивность горения рассматриваемого заряда тем меньше, чем длиннее заряд. Трубчатый заряд является основным элементом большинства используемых в настоящее время многошашечных зарядов РДТТ. Он дает возможность получить любую зависимость изменения поверхности горения. В частности, постоянную поверхность горения можно получить путём нанесения бронирующего покрытия на торцы заряда. Область применения данной формы заряда ограничена величиной допустимой относительной длины от 2,5 до 4.
Заряды такой конструкции применяются в двигателях, работающих несколько десятков секунд. Они могут быть как прочно скреплёнными со стенками камеры сгорания, так и вкладными. Для последних возрастает масса конструкции двигателя из-за большой массы ТЗП или бронирующего покрытия и использования специальных элементов для удержания заряда в камере двигателя. Коэффициент объёмного заполнения двигателя с таким зарядом может достигать значения 0,84. Он зависит также от диаметра канала шашек [8].
При плотном размещении шашек в камере получаются следующие соотношения наружного диаметра шашки d и внутреннего диаметра камеры сгорания D [36]:
- при 6–7 шашках d = 0,33D;
- при 5 шашках d = 0,37D;
- при 4 шашках d = 0,415D;
- при 3 шашках d = 0,464D.
Разновидностью трубчатого заряда является телескопический заряд (рисунок 5.1в). Это многошашечный заряд с концентрическим расположением частей ( внешняя часть заряда имеет канал, внутри которого располагается бесканальная часть. Горение заряда организовано по двум внутренним цилиндрическим поверхностям. В этом случае обеспечивается постоянство горящей поверхности. Внешняя часть может выполняться как вкладной, так и прочно скреплённой, которой обеспечивается тепловая защита стенок камеры двигателя.
Особую трудность представляет крепление центральной части телескопического заряда с обеспечением её концентрического расположения и сохранения до конца горения заряда. Возможны следующие способы крепления внутренней части заряда: с помощью выступов или сухарей, расположенных между шашками, с помощью центрального стержня или при помощи решётки. Коэффициент объёмного заполнения камеры двигателя с телескопическим зарядом может достигать значения 0,84 [8].
Канально-щелевой заряд (рисунок 5.1г) имеет поверхность горения, образованную каналом и щелями. Достоинством этого типа зарядов является возможность обеспечить любой из законов выгорания (нейтральный, прогрессивный или дегрессивный). Канальная часть заряда горит с увеличением поверхности горения, щелевая ( с уменьшением. Выбором количества и размеров щелей обеспечивается необходимый закон газообразования и изменения тяги.
Широкое распространение на двигателях различного назначения канально-щелевой заряд получил вследствие своей универсальности и технологичности, в частности при изготовлении вкладных зарядов из баллиститных топлив. Полученный прессованием трубчатый заряд бронируется по наружной поверхности, после чего с торца пропиливаются или фрезеруются щели на нужную глубину в необходимом количестве. В условиях применения смесевых топлив и скреплённых зарядов канально-щелевой заряд не утратил своего значения. Например, большинство зарядов маршевых РДТТ боевых межконтинентальных ракет США имеют конструкцию канально-щелевого типа.
В зависимости от условий эксплуатации заряд может быть установлен в камере сгорания щелями, обращенными в сторону сопла или в сторону переднего днища. Первый способ установки заряда предпочтительней, так как позволяет повысить коэффициент объёмного заполнения двигателя до значений 0,89–0,92 в зависимости от относительной длины заряда. Наличие щелей у заднего днища формирует неоднородный гетерогенный поток продуктов сгорания, и для сопел с разгорающимся критическим сечением из армированных пластмасс возможен локальный повышенный унос материалов сопла.
Недостатки таких зарядов: наличие концентраторов напряжений в основаниях щелей, возможность эрозионного горения в них и необходимость нанесения дополнительного слоя ТЗП на стенку камеры сгорания в районе щелей. Ограничение высоты щелей в радиальном направлении позволяет уменьшить время воздействия продуктов сгорания на стенки корпуса РДТТ.
Цилиндроконический заряд (рисунок 5.1д) также относится к зарядам канального горения. Он выполняется прочно скреплённым с корпусом. В случае использования корпуса со съемными днищами заряд состоит из двух частей. Увеличение во время работы двигателя поверхности горения цилиндрического канала компенсируется уменьшением двух конических поверхностей. Поэтому такой заряд иногда называют цилиндрическим зарядом с коническим компенсатором. Варьируя углом наклона и длиной компенсатора, можно обеспечивать необходимый закон изменения тяги. Недостаток такого заряда ( необходимость нанесения усиленного слоя ТЗП на внутреннюю поверхность камеры сгорания в районе стыка двух частей заряда [8].
Близким по форме к цилиндроконическому заряду является моноблочный заряд с цилиндрическим каналом и кольцевой проточкой (зонтиком) (рисунок 5.1е). Изменяя угол наклона и длину проточки, можно обеспечить необходимый закон изменения тяги. Создание такого заряда связано с технологическими сложностями по оснастке при его изготовлении. Коэффициент объёмного заполнения цилиндроконического заряда и заряда с кольцевой проточкой может достигать значения 0,92 [8].
В двигателях большой тяги используют заряды со звёздообразным каналом (рисунок 5.1ж). Поверхность горения этого заряда образована внутренним каналом, имеющим поперечное сечение в форме многолучевой звёзды. Применение этих зарядов позволяет обеспечивать заданный закон изменения поверхности горения при любых относительных длинах. Заряды со звёздообразным каналом требуют меньшей теплозащиты корпуса двигателя, чем, например, щелевые. Коэффициент объёмного заполнения двигателя с таким зарядом достигает значения 0,91–0,92.
Однако при прочих равных условиях время работы двигателя с таким зарядом меньше, чем у двигателей с щелевыми и бесщелевыми зарядами. Это объясняется тем, что при одинаковых наружных диаметрах зарядов максимальный свод у заряда со звёздообразным каналом меньше. По сравнению с канально-щелевым зарядом звёздообразный заряд даёт возможность в заданных габаритах получить более высокое значение площади поверхности горения, но меньшее значение отношения толщины свода к диаметру заряда. Его основным недостатком является то, что в конце его работы образуются дегрессивные догорающие остатки, увеличивающие разброс внутрибаллистических характеристик и снижающие полный импульс тяги двигателя.
Остатки топлива, догорающие при низких давлениях в рассматриваемом заряде, составляют 6–10 % от всей массы заряда. Для устранения этого недостатка в корпус двигателя перед заливкой топлива можно разместить вставки из материала с низкой плотностью (например, пенопласта), выполненные по форме догорающих остатков топлива. Он может быть также частично устранен применением составного заряда из топлив с различной скоростью горения. Сложность создания такого заряда связана с необходимостью последовательной заливки и полимеризации топлив [36].
Секционные заряды могут совмещать в себе элементы конструкций как бесканальных, так и канальных зарядов, они состоят из нескольких частей (секций) (рисунок 5.1з). Поэтому достоинства и недостатки, присущие указанным типам зарядов, относятся и к секционным. Двигатели с секционными зарядами имеют на стенках отдельных частей участки теплозащитных покрытий, а в случае вкладных зарядов ( дополнительные опорные стаканы и узлы уплотнения для создания застойной зоны. Принцип секционирования целесообразно применять для мощных крупногабаритных РДТТ, главным образом из соображений обеспечения их производства и транспортировок [8].
В особых случаях могут применяться сферические заряды, то есть когда требуется создать двигатель с минимальной массой конструкции и длиной. Для увеличения площади горения на поверхности заряда могут быть выполнены концентрические пропилы. Корпус сферического РДТТ представляет собой по форме либо сферу, либо две полусферы, соединенные короткой цилиндрической частью.
Основное преимущество таких двигателей основывается на том, что сфера при заданном объёме (для двигателя объём эквивалентен запасу топлива) имеет минимальную площадь ограничивающей поверхности (для двигателя ( минимальная масса корпуса). Далее по условиям прочности и устойчивости сферическая оболочка является оптимальной. Всё это позволяет снизить массу корпуса. Сферические заряды нашли применение в зарубежной космической технике [36].
В качестве примера заряда с развитой поверхностью горения и малым временем горения можно привести рулонный заряд [36]. Заряд может представлять собой две полосы из смесевого топлива, наклеенные по обе стороны металлической ленты толщиной 0,15 мм.
Полученная таким образом трёхслойная лента сворачивается в спираль вместе со специальной обоймой, которая обеспечивает требуемый зазор между витками и необходимую жёсткость всей конструкции. Заряд вкладывается в камеру, обойма заряда жёстко фиксируется в корпусе двигателя крышкой. Лента из смесевого топлива может быть изготовлена по технологии механического строгания, аналогичной для производства пластмассовых листов из цилиндрических заготовок.
5.2 Особенности работы торцевого заряда, прочно скреплённого с корпусом
Вернёмся к обсуждению торцевых зарядов. Для вышеупомянутых зарядов торцевого горения (разработанных в ФНПЦ «АЛТАЙ»), прочно скреплённых с корпусом РДТТ в процессе формования, использовались созданные под научным руководством профессора В.Ф. Комарова [21] низкомодульные высокодеформативные топлива.
Как показала практика отработки таких зарядов в начале 70-х годов прошлого века, в заряде возникает радиальное поле скоростей горения. Основные причины этого связаны с миграцией пластификатора топлива в защитно-крепящий слой корпуса из пристеночного слоя топлива, приводящей к избытку окислителя в этом слое и увеличению местной скорости горения. Также имеет место влияние напряжённо-деформированного состояния на границе скрепления заряда с корпусом, возникающего при действии внутрикамерного давления во время работы двигателя, на местную скорость горения, которая пропорциональна второму инварианту девиатора тензора деформаций. Как следствие, слои топлива, прилегающие к корпусу, имеют скорость горения, превышающую скорость горения основной массы топлива. Это приводит в процессе работы двигателя к вырождению начальной поверхности горения в поверхность, близкую к конической.
Факт образования конической поверхности горения из начального плоского торца установлен экспериментально при гашении натурных двигателей во время их работы (рисунок 5.2).
Рисунок 5.2 – Схема развития плоской начальной поверхности горения заряда в коническую

Гашение осуществлялось следующим образом. На металлическом корпусе двигателя до испытания наносился концентратор напряжений в виде тангенциальной риски, затем по периметру этой риски наматывался в несколько витков детонирующий шнур. При работе двигателя по команде с пульта управления испытанием этот шнур инициировался и отсекал часть корпуса с сопловым блоком, которая под действием внутрикамерного давления отлетала в сторону, а на поверхность горения заряда дистанционно подавался интенсивный поток воды.
Водяная пушка заранее монтировалась на огневом дворе и настраивалась перед испытанием. Чтобы пушка не попала в истекающую струю продуктов сгорания, она устанавливалась под углом 25–30 градусов к продольной оси двигателя, установленного в специальном стапеле, препятствующем возможным перемещениям двигателя при срабатывании детонирующего шнура.
Угол наклона ( образующей конуса к образующей корпуса определяется соотношением:
13 EMBED Equation.3 1415 (5.1)
где U – скорость горения основной массы топлива;
Uприст – скорость горения топлива в тонком пристеночном слое.
При аппроксимации U и Uприст общепринятым степенным законом скорости горения 13 EMBED Equation.3 1415выражение (5.1) можно записать так:
13 EMBED Equation.3 1415 (5.2)
где U1 и 13 EMBED Equation.3 1415 – единичные скорости горения основной массы топлива и пристеночного слоя соответственно;

· и
·прист – показатели степени в законе скорости горения.
Из (5.2) следует, что угол наклона образующей конуса к образующей корпуса при
·(
·прист зависит от уровня давления в камере.
13 EMBED Equation.3 1415 (5.3)
где 13 EMBED Equation.3 1415.
Зависимость (5.3) экспериментально подтверждена испытаниями зарядов одной партии, то есть с одинаковой скоростью горения, при разных уровнях давления, а также работами на модельных образцах с последовательным гашением в процессе их горения и обмером получаемой поверхности. Замеренные в процессе эксперимента углы формирующихся конусов зависели от уровня давления, а по результатам обработки экспериментальных данных по испытаниям образцов получено, что
·прист больше
· топлива.
Общеизвестную формулу Бори для расчёта стационарного давления в камере РДТТ
13 EMBED Equation.3 1415, (5.4)
где S – поверхность горения заряда;
(т – плотность топлива;
А – коэффициент истечения;
(кр – площадь критического сечения сопла,
можно преобразовать следующим образом.
Поскольку при достижении стационарного давления начальная поверхность горения произвольной формы вырождается в конус, то для заряда цилиндрической формы боковая поверхность образовавшегося конуса запишется в виде
13 EMBED Equation.3 1415 (5.5)
где r – радиус заряда.
Подставляя (5.2) и (5.5) в уравнение сохранения массы
13 EMBED Equation.3 1415,
получим:
13 EMBED Equation.3 1415 (5.6)
На основе (5.4) построена оценка разбросов баллистических параметров РДТТ. В работе [33] для разбросов давления приведено выражение
13 EMBED Equation.3 1415 (5.7)
где 13 EMBED Equation.3 1415 ( составляющие разбросов.
Применительно к рассматриваемому случаю (5.7) с учетом (5.6) можно записать:
13 EMBED Equation.3 1415 (5.8)
Из сравнения (5.7) и (5.8) следует, что для торцевого заряда (во всяком случае скреплённого с корпусом) неизбежно получение большего разброса характеристик по сравнению с зарядом канального типа, так как
·прист больше
·. Такой вывод подтверждается практикой работ с натурными двигателями.
Для торцевого заряда на характер кривой давления оказывают влияние пограничные эффекты в течение всего времени работы двигателя. Для канальных зарядов – только в конце работы, к моменту выхода фронта горения на корпус. Разбросы характеристик с этого момента времени, как правило, возрастают.
Формула (5.6) по форме записи аналогична формуле Бори и представляет её частный случай для торцевого заряда при вырождении начальной поверхности горения в коническую. Она была получена автором учебного пособия в 1977 г. и опубликована в журнале «Вопросы специального машиностроения», серия 2, выпуск 13(117) в 1979 году. Формула справедлива, если толщина пристеночного слоя топлива много меньше радиуса заряда, что имеет место на практике. Коллеги по работе называли её формулой Бори(Яскина.
Отметим, что аналогичный по математической форме записи результат приведён в книге [36], вышедшей в 1987 г., для стационарного давления в камере РДТТ с торцевым зарядом с увеличенной скоростью распространения фронта горения по оси заряда за счёт размещения на ней теплопроводных металлических нитей. По окончании переходного процесса поверхность горения заряда принимает форму конуса. Но в этом случае конусная поверхность обращена вершиной к переднему днищу двигателя. Для случая увеличенной скорости горения на границе с корпусом образующаяся коническая поверхность горящего торцевого заряда обращена вершиной к соплу ракетного двигателя.
Для получения нейтральной зависимости площади поверхности горения торцевого заряда с увеличенной скоростью горения на границе скрепления с корпусом РДТТ от толщины сгоревшего свода (следовательно и нейтральной диаграммы «давление(время») начальная форма поверхности горения заряда может быть выбрана не в виде плоского торца, а сразу выполнена конической с вершиной, обращённой к соплу ракетного двигателя. Угол наклона образующей начальной конической поверхности заряда к конструктивной базовой оси двигателя выбирается по соотношению (5.3). Величина этого угла должна быть определена экспериментально на модельных образцах.
5.3 Бронирующие покрытия
Регулирование изменения поверхности горения заряда может быть осуществлено бронирующими покрытиями. Они наносятся на те поверхности заряда твёрдого топлива, горение которых исключается из процесса горения в течение некоторого времени работы двигателя. Для бронирующих покрытий могут быть сформулированы следующие требования:
хорошая адгезия с топливным зарядом;
химическая и физическая стабильность в течение всего срока хранения и эксплуатации заряда;
низкая теплопроводность для снижения теплового потока в топливо при работе двигателя;
малая плотность для снижения пассивной массы конструкции двигателя;
технологичность нанесения бронирующего покрытия на поверхность заряда твёрдого топлива в производственных условиях;
недефицитность исходного сырья бронирующего покрытия и вспомогательных материалов, используемых в технологическом процессе его нанесения на заряд.
В зависимости от типа топлива выбирается тот или иной состав бронирующего покрытия. Для вкладных зарядов твёрдого топлива применяют смолы (например, эпоксидную) с наполнителем из хлопчатобумажных нитей. Смоченные в смоле нити наматываются на цилиндрическую поверхность заряда твёрдого топлива. На торцевые поверхности наносятся полимерные бронирующие покрытия.
Для смесевых твёрдых топлив в качестве бронирующих покрытий обычно применяют тот же каучук, какой входит в состав заряда в качестве полимерного горючего – связующего. Наполнителем может служить газовая сажа. Толщина бронирующего покрытия выбирается исходя из условия нагрева поверхностного слоя топлива, находящегося в контакте с бронирующим покрытием. Температура нагрева не должна превышать температуры вспышки топлива.
Исходя из допущений, что унос бронирующего покрытия за всё время работы двигателя отсутствует, а количество тепла, поглощённого топливом, мало по сравнению с количеством тепла, поглощённым бронирующим покрытием, рекомендуется следующая зависимость для приближённого определения толщины бронирующего покрытия [3]:
13 EMBED Equation.3 1415,
где (бп, сбп, (бп ( соответственно коэффициент теплопроводности, теплоёмкости и плотность;
Тг ( температура продуктов сгорания;
Т0 ( начальная температура заряда и покрытия;
Тдоп ( заданная допустимая температура топлива в месте контакта с бронировкой;
( ( время работы двигателя.
6 ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ РДТТ

Известно, что за счёт применения композитов в конструкции РДТТ масса металла за период, например, с 1970 г. по 1998 г., снижена более чем в 3 раза [7]. Это было достигнуто за счёт совершенствования самого материалоёмкого узла РДТТ ( корпуса и применения композиционных материалов (композитов) с органическими наполнителями и матрицей. Технологические варианты намотки корпусов типа кокона с использованием в качестве наполнителя органических высокопрочных волокон и в качестве матриц различных смол способствовали получению конструкции РДТТ с массовым совершенством на уровне 0,1. Однако дальнейшее повышение массового совершенства РДТТ за счёт совершенствования композитов на органической основе оказалось весьма проблематичным.
Самым главным недостатком конструкций (прежде всего корпусов) РДТТ из органопластиков, а также композитов с металлическими компонентами является ограничение по допустимой (рабочей) температуре эксплуатации. Например, рабочая температура органопластиков составляет всего 400(430 К. Для обеспечения прочности такой конструкции требуется наличие мощной теплозащиты. Поэтому материаловедческие усилия по дальнейшему повышению прочности органоволокна практически незначительно способствуют повышению массового совершенства двигателя в сравнении с возможностью расширения диапазона рабочей температуры. В этой связи поистине уникальные возможности заложены в углеродных и углеродокерамических материалах. Рабочая температура для них с одновременным повышением прочности составляет 3100(3300 К, что указывает на заманчивые перспективы создания легких неохлаждаемых корпусов РДТТ. Однако абсолютные значения прочности таких материалов пока намного меньше прочности органопластиков вследствие относительно низких уровней прочности карбонизованных, керамических или графитированных матриц. Кроме того, такие композиты обладают в сравнении с органопластиками более низкими характеристиками газопроницаемости. Правда, допускается устранение последнего с помощью различных конструкторско-технологических способов. На современном этапе развития новых композитов их применение в РДТТ связано главным образом с созданием конструкций сопловых блоков, теплозащиты корпуса, устройств управления вектором тяги [7].
Сопловые блоки РДТТ за сравнительно короткий период времени, как следует из раздела 3, претерпели существенное изменение формы, компоновочной схемы, размеров и материалов. Дальнейшее развитие конструкций сопловых блоков определяется тенденциями изменений условий эксплуатации РДТТ, совершенствования конструктивных форм и главным образом ( обеспечения новыми материалами. Изменения условий эксплуатации сопловых блоков РДТТ идёт в направлении использования новых высокоэнергетических твёрдых топлив с повышенными удельным импульсом тяги и температурой в камере. Создаются лёгкие конструкции сопел из новых материалов с высоким уровнем массового совершенства и высокими показателями надёжности.
Современные РДТТ работают на смесевых металлизированных топливах с высоким содержанием металлов при давлении в камере сгорания порядка 10,0 МПа и температуре до 3800 К. Условия возможного применения баллистических ракет с РДТТ потребовали от конструкций сопловых блоков нормального функционирования при воздействии излучения ядерного взрыва и стойкости к климатическим факторам и транспортным нагрузкам, обусловленным мобильностью современных ракетных комплексов.
Повышенные требования к конструкции сопловых блоков вызваны также тенденцией увеличения сроков эксплуатации вновь разработанных ракет, в течение которых требуется гарантировать сохранность свойств материалов и деталей. Противоречивость требований повышения энергетических показателей РДТТ и массового совершенства при требуемом уровне надёжности может быть разрешима в первую очередь за счёт создания новых материалов [7].
Изменение конструктивных форм сопловых блоков связано с тенденциями разработки и совершенствования сопел, частично утопленных в камеру сгорания, сопел на гибком подвесе, систем вдува продуктов сгорания в закритическую часть сопла для управления вектором тяги, секционированных, раздвижных насадок и складывающихся раструбов. При этом масса соплового блока остается на уровне 30(45 % от массы корпуса, и пути технического совершенствования конструкции определяются практически только применением более эффективных материалов [1].
Таким образом, повышение эксплуатационных характеристик сопловых блоков РДТТ и улучшение их конструктивных форм невозможны без применения новых материалов. Технические пути совершенствования основных функциональных частей сопловых блоков современных РДТТ во многом исчерпаны. Разработка новых топлив и конструкторские решения опережают современные возможности конструкционных и теплозащитных материалов [7].
Основной частью сопла, определяющей энергетические характеристики РДТТ, является зона критического сечения. Она же характеризует и массовое совершенство как собственно зоны критического сечения, так и зоны входной части сопла.
Выходная часть сопла является не менее важной для обеспечения энергетических характеристик двигателей и его массового совершенства, особенно это справедливо для высотных РДТТ (применяемых на второй и третьей ступенях ракет) с большой степенью расширения сопла.
Входная часть сопла формирует профиль течения потока и подвержена конвективному и радиационному тепловому воздействию продуктов сгорания топлива; здесь наилучшим образом зарекомендовали себя стекло- и углепластики.
Зона критического сечения испытывает интенсивный конвективный нагрев и механические нагрузки. Лучше всего в этой зоне зарекомендовали себя тугоплавкие металлы ( вольфрам, молибден ( и сплавы на их основе, а также некоторые марки графитов.
Выходная часть сопла подвержена конвективному тепловому воздействию и значительным механическим нагрузкам. В этой зоне сопла наилучшим образом зарекомендовали себя стекло- и углепластики, подкрепленные металлической обечайкой, и конструкции из молибдена, ниобия, титана и сплавов на их основе [1].
Однако сложившаяся к настоящему времени номенклатура конструкционных материалов для изготовления сопловых блоков не отвечает требованиям разработки современных и перспективных РДТТ, конструктивные формы которых были рассмотрены выше. Как показывает анализ разработки новых конструкций РДТТ в нашей стране и за рубежом, подлинный научно-технический прогресс в этой области возможен только в результате создания специальных композитов. Применение новых металлизированных топлив с температурой горения до 3800 К и содержанием в продуктах сгорания жидких оксидов металлов до 40 % сделали невозможным дальнейшее использование в соплах РДТТ самого тугоплавкого металла ( вольфрама.
Существенное влияние на ограниченное применение тугоплавких металлов и их сплавов оказывают дефицитность, недостаточная физико-химическая совместимость с другими материалами, особенно при высоких температурах и при повышенной влажности, низкое массовое совершенство элементов соплового блока вследствие высокой плотности и низких механических характеристик [3].
Перспективным целям развития РДТТ отвечают углеродные материалы.
Углеродные материалы ( это новый класс материалов разного назначения, отличающихся от известных до сих пор материалов специфическими особенностями и уникальностью. Правильное применение углеродных материалов в конструкциях РДТТ и других двигателей требует ясного представления о свойствах, технологии получения и методах исследования и прогнозирования работоспособности этих материалов [7].
Углеродные материалы имеют следующие общие положительные свойства [7]:
высокую тепловую эрозионную стойкость, стойкость к термическим ударам, уникальную прочность, увеличивающуюся при нагреве в 2(2,5 раза по сравнению с комнатной температурой, малую плотность и высокие удельные физико-механические характеристики; для производства материалов служит дешёвое и недефицитное сырье;
возможность направленно изменять свойства путём изменения исходных компонентов и параметров процесса получения, использования оптимальных схем армирования;
возможность использования практически в любом месте проточного тракта сопла и в деталях силовой схемы конструкции двигателя;
возможность сочетать уникальные теплозащитные свойства при контакте с самыми разнообразными материалами, применяемость почти всех видов механической обработки;
высокую сохранность свойств при длительном хранении в различных климатических условиях и при контакте с различными средами, стойкость в условиях радиации, высокую биологическую стойкость.
Анизотропия углеродных материалов является ещё одним средством рационального проектирования элементов конструкции двигателей. Изменяя ориентацию наполнителей, можно получить материал с оптимальной анизотропией, специально подобранной для любого напряженно-деформированного состояния конструктивного элемента.
По масштабам производства углеродных материалов, особенно в связи с созданием углепластиков и композиционных материалов на основе волокон и тканей, наиболее экономически развитые страны мира переживают период бурного подъёма промышленного освоения технологий для самых разных отраслей национальной экономики. Любой вопрос, касающийся технологии изготовления углеродных материалов, самым тесным образом связан с вопросами работоспособности изделий из них. Поэтому многие фундаментальные подходы к решению этой комплексной проблемы, сложившиеся применительно к металлам и их сплавам, здесь совершенно неприемлемы [7].
В методах исследования свойств углеродных материалов, способах их физико-химической обработки, методах исследования и прогнозирования работоспособности оказалось много требующих методического осмысления проблем. Особенно остро эти проблемы проявили себя при создании углеродных композитов с различными типами наполнителей и матриц и применении их в конструкции ракетных двигателей.
Несмотря на значительные успехи в создании и освоении углеродных материалов, классификация их для применения в теплонагруженных конструкциях ракетной техники еще не сложилась. Авторами работы [7] предложена классификационная схема углеродных материалов, представленная на рисунке 6.1.
За последнее время бурное развитие получили композиты на основе углерода, включающие в себя углеродный наполнитель и органическую, керамическую, металлическую матрицы или углеродную матрицу и любой наполнитель волокнистой структуры. Этот класс углеродных материалов способствовал созданию новых конструкций, например РДТТ для ракет типа «Трайдент», MX, планера многоразовой космической системы программы «Спейс Шаттл» в США и ряда конструкций подобного типа в СССР и затем в РФ.
Естественным развитием этих материалов в направлении повышения эрозионной стойкости явилось создание углерод-углеродных материалов, включающих в себя углеродный наполнитель волокнистой структуры и углеродную матрицу.
По некоторым предварительным оценкам, за счёт использования углеродных композитов в конструкции сопла его масса может быть снижена на 40(50 %, что соответствует повышению массового совершенства конструкции двигателей на 15(20 %. Разгар проточной части сопла в этом случае приводит к дополнительным потерям удельного импульса тяги двигателя в сравнении с неразгораемым соплом из тугоплавких металлов, но применение лёгких эрозионно-стойких материалов обеспечивает значительное снижение массы конструкции двигателя [7]. Именно этот класс углеродных материалов рассматривается специалистами в области разработки перспективных двигателей в качестве материалов будущего, применение которых позволит полностью исключить использование дефицитных тугоплавких металлов и их сплавов [7].
В зависимости от вида композитов методы их промышленного изготовления определяются в первую очередь составом исходных компонентов.
























Технология изготовления композитов, как правило, многостадийная. Она включает самые разнообразные процессы: спекание, изостатическое прессование, намотку, выкладку, штамповку, пропитку, термоформование и др.
Углеродные композиты занимают промежуточное положение между металлами и неметаллами, поэтому им в значительной мере присущи все известные способы изготовления, характерные для композитов с различными типами наполнителей и матриц. Рассмотрим некоторые вопросы промышленного изготовления углеродных материалов [7].
Сырьем для производства углеродных материалов являются естественные природные запасы угля, нефти, газа, древесины, торфа и другие горючие ископаемые, искусственные органические вещества, а также отходы производства самых разнообразных отраслей народного хозяйства. По сырьевым запасам углеродные материалы вне всякой конкуренции с любыми видами конструкционных и теплозащитных материалов.
В переработанном виде сырьевые материалы, подготовленные для производства углеродных материалов, представляются как связующие и наполнители. В качестве связующих используют каменноугольные и нефтяные пеки, смолы, лаки, газовые смеси, расплавы металлов. В качестве наполнителей применяются коксы, волокна, волокнистые жгуты, стержни, ленты, войлок, ткани, пространственные каркасы на основе волокнистых наполнителей, металлические порошки, проволока, сетка. Таким образом, для производства углеродных материалов применяют сырьё в виде полуфабриката-связующего и полуфабриката-наполнителя.
Все типы углеродных материалов получают из углеродсодержащего сырья, находящегося в твёрдом, жидком или газообразном состояниях. Общая характеристика способов получения коксопековых композиций и волокнистых наполнителей для углеродных композитов выглядит следующим образом.
Коксопековые композиции получают путём формования (спекания) в защитной атмосфере заготовок разной формы из размолотых до определенных фракций прокаленных или непрокаленных коксов и пеков, кокс которых является вторичным связующим. Отформованные заготовки подвергают карбонизации и последующей графитации при температуре до 3300 К. С помощью дополнительных циклов пропитки пеком, карбонизации и графитации получают коксопековые композиции с высокой плотностью и необходимым уровнем теплофизических и физико-механических свойств, близких к предельному беспористому материалу. Путём введения в исходную шихту порообразующих добавок получают после формования и последующего обжига пористые структуры для последующих пропиток расплавами металлов или смолами. Путём введения в исходную шихту карбидообразующих металлов и последующей термомеханической обработки получают графиты с керамической матрицей.
Пиролитические углеродные материалы получают путём термического разложения углеродсодержащих газов в контролируемых условиях по температуре реакционного пространства, давлению газа, расходу и другим параметрам. Пироуглерод получают осаждением углерода на подложку при температуре около 1300 К, а пирографит ( при температуре порядка 2400 К. При термообработке при температуре свыше 2300 К пироуглерод переходит в пирографит.
Углеродные композиты на основе волокнистых наполнителей по способу изготовления в принципе не отличаются от коксопековых композиций. Их особенность состоит в типе применяемого наполнителя и способе его введения в заготовку композиции (намотка, выкладка, изготовление каркаса и т.д.). Структура углеродного волокнистого наполнителя характеризуется его типом (волокно, ткань, пространственный каркас).
Углеродное волокно получают в основном из полиакрило-нитрильного (ПАН) волокна при его медленном окислении на воздухе и обработке в защитной среде при температуре свыше 2100 К. Для предохранения от окисления, старения, коррозии и других воздействий углеродные волокна покрывают защитными слоями металлов и сплавов, карбидов, нитридов, боридов и другими, пропитывают пеками и смолами.
Углеродную ткань получают путём карбонизации предварительно обработанной вискозной ткани с последующей промывкой. Ткани, обработанные при температуре до 2300 К, называют карбонизованными (углеродными), свыше 2300 К ( графитированными. Углеродные ткани в виде полотна, лент или специального раскроя пропитывают пеками, смолами и другими, затем формуют в заготовки путём выкладки, намотки, карбонизуют и графитируют в защитной среде. При необходимости проводят дополнительные операции ( пропитку карбонизованных полуфабрикатов с последующей графитацией или насыщение пироуглеродом или пирографитом.
Углеродные пространственные каркасы изготавливают из углеродных жгутов или стержней с помощью специальных шаблонов или специального текстильного оборудования. Затем углеродные пространственные каркасы пропитывают пеком или смолой, карбонизуют и графитируют. Каркасы обладают высокой исходной пористостью, поэтому пропитку и термообработку проводят многократно.
Для получения высокой плотности материала операции пропитки и термообработки осуществляют под давлением. Большая группа материалов на основе пространственных углеродных наполнителей получена путём насыщения каркасов пироуглеродом или пирографитом.
Принципиальные технологические схемы производства некоторых современных и перспективных отечественных углеродных материалов в соответствии с предложенной классификацией (см. рисунок 6.1) приведены на рисунках 6.2(6.6 [7].





Рисунок 6.2 ( Принципиальная технологическая схема производства коксопековых композиций на основе прокаленного кокса; основные материалы: кокс нефтяной пиролизной марки КНПС, пек каменноугольный







Ранее было отмечено, что основными углеродными материалами для современных и перспективных двигателей летательных аппаратов являются композиты и в первую очередь - углерод-углеродные композиты.
Характерной чертой современного производства углеродных композитов является поиск путей получения исходного полуфабриката, максимально приближенного к форме и размерам деталей.




















Рисунок 6.4 ( Принципиальная технологическая схема производства углепластика; основные материалы: углеродное волокно, связующие ( лак, смола, пек, природный газ





Рисунок 6.5 ( Принципиальная технологическая схема производства углерод-углеродного композита со сложной структурой наполнителя (каркаса); основные материалы: углеродное волокно, пек (смола), природный газ




Рисунок 6.6 ( Принципиальная технологическая схема производства углерод-углеродного композита методом намотки; основные материалы: углеродистое волокно (нить, жгут), смола, газ природный

Как уже отмечалось, наиболее существенная особенность композитов состоит в том, что их создание не предшествует разработке конструкции, а осуществляется в процессе её разработки. Проблема создания и применения композитов в ракетно-космической технике представляет собой одно из главных направлений научно-технического прогресса. Технологии создания конструкций из композитов относятся к базовым приоритетным технологиям XXI века.
Производство таких материалов для различных деталей включает четыре этапа:
1. Изготовление форм (кольца, конусы, полые цилиндры). На этом этапе выбирают армирующий компонент и связующее, схему армирования, способы формования и режимы отверждения.
2. Карбонизация. Производят пиролиз, а затем карбонизацию отверждённых форм в инертной атмосфере при ступенчатом нагреве и выдержке и при необходимости насыщают пироуглеродом (в вакууме или инертной атмосфере).
3. Графитация. Производят графитацию карбонизованных заготовок. При необходимости карбонизованные заготовки насыщают пироуглеродом или пирографитом.
4. Уплотнение. Производят повторные или циклические операции пропитки заготовок связующими, карбонизацию, графитацию с насыщением при необходимости пироуглеродом или пирографитом.
Длительность технологического цикла при производстве углеродных материалов составляет от 3 до 36 недель. Поэтому особое значение придают контролю стабильности технологии, включающему в себя входной контроль исходных материалов на соответствие требований ГОСТ, ОСТ или технических условий; контролю работы оборудования, его периодической аттестации, паспортизации нестандартного оборудования и специальной оснастки, переаттестации обслуживающего персонала, оснащению средствами контроля технологических режимов и готовой продукции. Особо важное значение имеют методы контроля дефектности свойств как материала на технологических переделах, так и готовой продукции [7].
Важнейшей характеристикой при отработке технологии получения углеродного материала является его плотность. Предельная теоретическая плотность углеродного материала составляет 2,265 г/см3. Плотность углеродного материала характеризует уровень физико-химических и теплофизических свойств, степень совершенства структуры материала: пористость, проницаемость, макродефектность, реакционную способность и др. Для большинства углеродных материалов изменение плотности только на 20 % (например, с 1,5 до 1,8 г/см3) приводит к изменению свойств в несколько раз [7]. Поэтому о степени совершенства технологии получения углеродного материала и его качества судят в первую очередь по величине плотности и её стабильности. Плотность углеродного материала является непременным контролируемым параметром в директивной технологической и технической документации. В процессе отработки технологии получения углеродного материала устанавливают прямые и косвенные корреляционные связи между плотностью материала, его дефектностью и другими свойствами. Именно по дефектности, уровню контролируемых свойств материала и их стабильности судят о его качестве на стадии поставки.
В современном производстве углеродных материалов их дефектность определяют методами неразрушающего контроля, в основном методами рентгеноконтроля, ультразвуковой дефектоскопии, акустической эмиссии, электропроводности [7]. Неразрушающие методы контроля качества углеродных материалов в последнее время находят широкое применение (кроме диагностики структурных нарушений) и при контроле уровня некоторых физико-механических характеристик (электросопротивление, модуль упругости, прочность, пористость, плотность, толщина покрытия и др.). Для углеродных материалов в настоящее время разработаны более совершенные методы контроля качества, чем для других типов материалов.
Наиболее важной частью приемочного контроля материалов является контроль уровня свойств на соответствие требованиям директивной документации (например, техническим условиям на материал). Основными формами такого контроля являются индивидуальный и партионный. Объёмы контроля и выборки для испытаний устанавливаются требованиями директивной документации. При партионном контроле объём выборки устанавливается в зависимости от принятого статистического метода, а при индивидуальном контроле объём выборки и свойства материала определяют на технологических припусках каждой заготовки иди детали, либо на образцах-свидетелях. В зависимости от типа углеродного материала выход годного по результатам приемо-сдаточного контроля составляет в основном от 30 до 90 % [7].
Длительность технологического цикла и выход годного продукта при производстве углеродных материалов являются основными технико-экономическими показателями.
Углеродные материалы можно подвергать практически всем видам механической обработки. Принципиальное значение имеют лишь ограничения типоразмера, обусловленные возможностями прессового оборудования, рабочими объёмами автоклавов, объёмом реакционного пространства при жидко- и газофазных методах производства и главным образом рабочими объёмами термического оборудования.
При дальнейшем развитии ракетной техники спрос на углеродные композиты будет расширяться, так как их применение взамен металлов и сплавов в конструкции РДТТ не только не ухудшает его работоспособность, но и в ряде случаев делает невозможным создание нового двигателя без применения углеродных композитов [7].
7 ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РАБОТЫ ПО СОЗДАНИЮ РДТТ

7.1 Организация опытно-конструкторских работ (ОКР)

К настоящему времени сложился вполне определённый порядок разработки и отработки РДТТ, во многом регламентированный нормативными документами разного уровня. Ниже коротко рассмотрим основные вопросы по организации работ.
Предварительно дадим несколько определений.
Научно-исследовательская работа (НИР). Комплекс теоретических и (или) экспериментальных исследований, проводимых по единому техническому документу: техническому заданию (или тактико-техническому заданию) в целях изыскания принципов и путей создания новой техники, обоснования её характеристик.
ОКР. Комплекс работ по разработке конструкторской и технологической документации на опытный образец специальной техники, изготовлению и испытаниям опытного образца (или опытной партии) изделия, выполняемых при создании изделия специальной техники по техническому заданию (ТЗ) государственного заказчика.
Техническое задание (ТЗ) на НИР или ОКР. Исходный технический документ, утвержденный заказчиком НИР (или ОКР) и устанавливающий комплекс требований к содержанию, объёму и срокам выполнения НИР (или ОКР).
Государственный заказчик. Федеральный орган исполнительной власти, осуществляющий заказы на разработку, производство и поставку специальной техники.
ОКР выполняется, как правило, для ракеты, в этом случае РДТТ выступает составной частью (СЧ) ОКР, а Заказчик утверждает кооперацию исполнителей ОКР. Для технического руководства ОКР (СЧ ОКР) назначается главный (генеральный) конструктор, а также главный технолог проекта.
По представлению заинтересованных организаций может быть создан Совет главных конструкторов.
Постановление Совета Министров СССР от 13 мая 1946 г. положило начало созданию в стране всей инфраструктуры ракетной промышленности. В постановлении за подписью И.В. Сталина прямо указывалось: «Считать работы по развитию реактивной техники важнейшей государственной задачей и обязать все министерства и организации все задания по реактивной технике как первоочередные». Руководство этой работой было возложено на Спецкомитет по реактивной технике [28].
Первым Главным конструктором отечественных баллистических ракет стал С.П. Королёв, двигателей к ним ( В.П. Глушко, систем управления ( Н.А. Пилюгин, М.С. Рязанский, В.И. Кузнецов, стартовых пусковых установок В.П. Бармин [21].
Именно они в конце 1940-х годов создали независимый орган коллективного мышления – Совет главных конструкторов. Его решения не имели юридической силы, не утверждались приказами либо распоряжениями, но обязательно воплощались в конкретные дела.
Дальнейшее развитие ракетной техники, необходимость серийного производства боевых баллистических ракет, освоения космоса привели к включению в кооперацию новых НИИ, КБ, заводов, главных конструкторов, руководителей организаций. Но первые создатели боевой и космической техники всегда останутся первыми [28].
Главный (генеральный конструктор) несёт ответственность за обеспечение технического уровня, обоснование и выполнение сроков создания изделия, полноту и достаточность отработки, за качество документации, качественное выполнение заключенных контрактов на каждом этапе выполнения ОКР, за качество и комплектность поставляемой продукции.
В целях своевременного выполнения этапов ОКР и ОКР в целом, а также контроля за выполнением работ на этапе разработки эскизного проекта (ЭП) разрабатывают организационный документ ( единый сквозной план создания изделия и его составных частей (или сетевой план-график, или план совместных работ).
Согласованный и утвержденный план является обязательным для всех организаций и предприятий, участвующих в ОКР.
Для решения организационных вопросов может быть создан межведомственный координационный совет. Он необходим, если в работах принимают участие государственные или казённые предприятия, подчиняющиеся разным ведомствам государственных органов исполнительной власти.
В процессе ОКР поэтапно выполняют комплекс экспериментальных работ (макетирование, моделирование, испытания и др.), необходимых для подтверждения и проверки выбранных конструктивно-схемных и технологических решений, а также требований по надёжности, предъявляемых к опытному образцу.

7.2 Этапы создания ракет и РДТТ и задачи, решаемые при проектировании

Разработка новой ракеты и РДТТ к ней является важной составной частью программы работ по созданию ракетного комплекса, осуществляемому по единому плану. Основные этапы разработки ракеты и РДТТ к ней по сложившейся практике работ вместе с перечнем выполняемых работ на каждом этапе приведены в таблице 7.1 [17].

Таблица 7.1 ( Основные этапы разработки ракет и РДТТ
Этап разработки
Цель этапа разработки
Перечень основных работ

1
2
3

1 Тактико-техническое задание (ТТЗ)
Разработка проекта ТТЗ
1.1 Анализ потребностей создания новой или модернизированной ракеты
1.2 Определение основных тактико-технических характеристик ракеты и РДТТ, условий их эксплуатации

2 Технические предложения
Обоснование научных, технико-экономических и организационных возможностей создания ракеты и РДТТ, удовлетво-ряющих требованиям проекта ТТЗ заказчика
2.1 Проработка возможных вариантов ракет и РДТТ с определением предваритель-ных основных тактико-технических характеристик
2.2 Анализ полноты выполнения требований проекта ТТЗ заказчика
2.3 Определение перечня и объёма расчётно-теоретичес-ких и экспериментальных работ, выполняемых при эскизном проектировании
2.4 Разработка предварительного графика создания ракеты и предложений по кооперации работ



Продолжение таблицы 7.1
1
2
3

3 Эскизный проект
Теоретическое и экспериментальное обоснование принятых технических решений, основных тактико-технических и экономических характеристик ракеты и РДТТ
3.1 Выдача ТЗ на разработку элементов ракеты
3.2 Проведение теоретичес-ких расчётов и эксперимен-тальных работ, подтверждаю-щих правильность принятых принципиальных и конструктивных решений
3.3 Уточнение объёма наземной отработки ракеты и РДТТ, определение порядка проведения летных испытаний
3.4 Определение перечня эксплуатационной докумен-тации, методик оценки летно-технических характеристик при проведении летных испы-таний, отчетов по результатам наземной отработки ракеты и её элементов

4 Разработка рабочей документации на опытные образцы
Обеспечение изготовления и испытаний опытных образцов
4.1 Разработка конструкторс-кой документации в объёме, достаточном для изготовле-ния и испытаний опытных образцов ракеты и РДТТ
4.2 Разработка эксплуатаци-онной документации

5 Изготовле-ние опытных ракет и РДТТ, автономные и комплексные испытания
Проверка функционирования элементов ракеты в условиях, близких к реальным
5.1 Проведение наземных испытаний и составление отчетов
5.2 Корректировка конструкторской документации





Продолжение таблицы 7.1
1
2
3

6 Летные испытания, подготовка документации на ракеты серийного производства
6.1 Проверка функционирования ракеты в полёте
6.2 Подтверждение характеристик ра-кеты, заданных в ТТЗ
6.3 Отработка эксплуатационной документации
6.1 Проведение пусков ракет
6.2 Обработка результатов летных испытаний
6.3 Корректировка конструк-торской и эксплуатационной документации

7 Серийное производство
Изготовление РДТТ и ракет для поставки заказчику


В инженерной практике собственно проектированием принято называть этапы тактико-технического задания, технических предложений и эскизного проекта. Кроме того, при проектировании выделяют стадию предварительного проектирования, к которой относят технические задания и технические предложения. Как правило, стадии предварительного проектирования предшествуют научно-исследовательские и поисковые работы, проводимые в целях определения основных направлений проектирования. Стадия предварительного проектирования названа так потому, что при её выполнении многие из исследуемых вариантов технических решений могут приниматься предварительно с уточнением в процессе эскизного проектирования, когда область поиска существенно сужается. Основные задачи, решаемые при проектировании ракет и РДТТ на различных этапах разработки, приведены в таблице 7.2 [17].

Таблица 7.2 ( Задачи, решаемые при проектировании ракет и РДТТ
Этап
Решаемые задачи

1
2

1 Тактико-техни-ческое задание
Оперативно-тактическое обоснование
ракетного комплекса с РДТТ и определение его места в системе вооружений

2 Технические предложения
2.1 Выбор и обоснование конструктивной и
принципиальной схем ракеты и РДТТ
2.2 Анализ возможностей разработки ракеты с характеристиками, превышающими
заданные ТТЗ

Продолжение таблицы 7.2
1
2


2.3 Сравнительный анализ технического
уровня разрабатываемой ракеты и РДТТ с достижениями ракетостроения

3 Эскизный проект
3.1 Оптимизация характеристик РДТТ,
условий функционирования их отдельных
элементов
3.2 Оптимизация объёма наземной
экспериментальной отработки ракеты
и ее элементов (в том числе РДТТ)
3.3 Определение порядка проведения
летных испытаний


Рассматривая процесс разработки РДТТ и ракеты, нужно отметить органическую взаимосвязь и взаимовлияние всех его этапов. Так, степень рациональности и обоснованности принятых при проектировании решений в значительной степени определяет успех отработки ракеты, изменение объёма наземных испытаний может привести к сокращению этапа летных испытаний и т. д. Для того чтобы понять, какое место в общем процессе создания ракеты занимает каждый его этап, можно воспользоваться данными таблицы 7.3, в которой представлено ориентировочное распределение времени и средств по этапам разработки [17].

Таблица 7.3 ( Распределение времени и средств по этапам разработки
Этап разработки
Доля затрат, %


по времени
по средствам

1 Научно-исследовательские работы
2 ТТЗ и технические предложения

25(30


До 2


3 Эскизный проект
25(20
15(20

4 Разработка рабочей документации, изготовление опытных ракет, наземные испытания
20(25
65(60

5 Летные испытания, подготовка документации к серийному производству

30(25
20

Из таблицы 7.3 видно, что этап проектирования и этапы, связанные с разработкой рабочей документации и проведением испытаний, имеют практически одинаковую продолжительность. При обычно заданных сроках разработки этот факт лишний раз подчеркивает важность стадии проектирования. Допущенные при проектировании ошибки трудно устранить на последующих этапах, и они могут привести к большим непроизводительным потерям времени и средств. Именно поэтому все более широкое применение находят формы проектирования, предполагающие определенный комплекс мероприятий по совершенствованию планирования, организации и внедрению прогрессивных методов выполнения работ на всех этапах разработки.
Основой внедрения этих форм проектирования является [17]:
чёткая формулировка целей и задач проектирования ракеты с учетом её места в общей системе вооружения и перспектив дальнейшего совершенствования;
широкое рассмотрение и анализ эффективности применения новых достижений науки и техники в целях повышения технического уровня разрабатываемой ракеты и РДТТ, а также целесообразности применения отработанных ранее типовых решений и унифицированных узлов и агрегатов;
совершенствование методов проектных расчётов и конструкторских разработок в направлении более глубокого и комплексного анализа и учета условий работы отдельных элементов и ракеты в целом;
широкая автоматизация всего процесса проектирования;
чёткое планирование работ на всех этапах разработки и организация их выполнения в строго определенной последовательности и в установленные сроки, а также повышение эффективности всего процесса управления разработкой.
Считается, что существует некоторый количественный минимум новых идей, которые должны быть реализованы в будущей разрабатываемой ракете [2]. Невыполнение требований по минимуму идей может привести к выпуску ракеты, морально устаревающей к моменту завершения её разработки и отработки. Приведём, например, принципиально важные элементы новизны, реализованные в РДТТ межконтинентальной баллистической ракеты МХ (принята на вооружение в 1985 году, аналог отечественной ракеты РТ-23 УТТХ шахтного базирования [28]), разработанной в США, по сравнению с РДТТ ранее созданных ракет класса «Минитмен» (ракета «Минитмен-II» принята на вооружение в 1965 году, а «Минитмен-III» ( в 1969 году) [2]:
удельный пустотный импульс тяги твёрдого ракетного топлива возрос с 2800 до 3200 м/с;
суммарный импульс тяги двигательной установки первой ступени возрос с 5
·107 до 15
·107 Н
·с;
диаметр корпуса ракеты возрос с 1,67 до 2,34 м;
корпус РДТТ выполнен из органопластика вместо стеклопластика;
сопловой блок впервые разработан телескопическим, раскрывающимся в момент начала работы двигателя;
рабочее давление в камере сгорания увеличено до 10 МПа, что позволило увеличить степень расширения сопла, а, следовательно, увеличить и удельный импульс тяги РДТТ.
7.3 Структура методических документов для отработки РДТТ
После проведения проектных работ и выпуска конструкторской и технологической документации на РДТТ начинается собственно отработка, то есть работа с материальными объектами. Например, необходимо отработать РДТТ с условным индексом 21Д-200, который предназначен для создания осевой тяги и управляющих усилий по каналам тангажа и рыскания на активном участке полёта некоторой ракеты.
РДТТ может представлять собой моноблочный двигатель с корпусом типа двойного кокона из высокопрочного органопластика, со скреплённым с ним зарядом из СРТТ и с центральным поворотным управляющим соплом на эластичном опорном шарнире.
Как правило, для руководства и планирования работ, проводимых в процессе отработки, выпускаются два основных методических документа [40, 43]:
программа обеспечения надёжности (ПОНр) при разработке РДТТ;
комплексная программа экспериментальной отработки (КПЭО).
ПОНр является, по существу, основной программой качества РДТТ и содержит анализ требований по надёжности и комплекс организационно-технических мероприятий, проводимых на всех этапах создания РДТТ, направленных на обеспечение и подтверждение заданных требований. В ПОНр может быть определено распределение полномочий за разработку составных частей двигателя:
корпуса;
заряда скреплённого;
крышки передней;
воспламенителя;
поворотного управляющего сопла.
Организационно-технические мероприятия по обеспечению и подтверждению надёжности могут, например, включать следующее.
На этапе эскизного проекта:
сбор и анализ информации об отказах двигателей-аналогов;
разработка структурной схемы надёжности и нормирование требований к показателям надёжности между составными частями двигателя.
На этапе разработки рабочей документации на опытные образцы:
проведение расчётов в объёме, достаточном для обеспечения работоспособности двигателя (расчёт прочности, тепловой расчёт, расчёты внутрибаллистических и энергетических характеристик, расчёт размерных цепей и др.);
разработка перечня программно-методических документов в обеспечение экспериментальной отработки;
планирование технологической отработки двигателя и его сборочных единиц.
На этапе изготовления опытных РДТТ, автономных и комплексных испытаний:
перечень этапных отчетов;
сбор и анализ информации о надёжности двигателя.
В ПОНр предусматривается организация работ по предупреждению, выявлению и устранению причин дефектов, проводится проектная оценка показателей надёжности двигателя и определяется число требуемых зачетных стендовых испытаний для подтверждения заданных требований по надёжности (например, для условного двигателя 21Д-200 может быть запланировано до 10(12 испытаний).
ПОНр, как правило, содержит логическую схему отработки, то есть разбивку процесса отработки по этапам.
Основной руководящий документ при отработке – это КПЭО. Она определяет цели, задачи, порядок проведения и необходимый объём экспериментальных работ в обеспечение проверки правильности принятых технических решений, работоспособности и прочности сборочных единиц, в первую очередь не имеющих аналогов по конструкции, материалам, нагрузкам, а также для подтверждения соответствия характеристик РДТТ заданным требованиям.
В КПЭО определяется перечень рабочих программ экспериментальных работ, выпускаемых заключений по проведенным работам, объём необходимой материальной части (например, для условного РДТТ 21Д-200 необходимо 20 сопел, 25 корпусов и передних крышек, 30 воспламенителей, 40 заглушек и т. д.).

7.4 Виды испытаний РДТТ

До начала огневых стендовых испытаний РДТТ проводятся автономные испытания его составных частей (корпусов, сопел, рулевого привода и т. д.) и элементов [3, 17, 40]. Эти испытания могут включать:
функциональные (например, срабатывание заглушки, работа рулевого привода и др.);
лабораторные (например, определение химической стойкости клеёв и материалов, определение теплофизических и механических характеристик материалов, топлива и т. п.);
модельные (например, определение удельного импульса тяги топлива на модельном двигателе или баллистическом маятнике, скорости горения твёрдого топлива в приборе постоянного давления и др.);
прочностные (например, разрушение корпуса, наддув инертного скреплённого заряда до рабочего давления с регистрацией датчиками параметров напряжённо-деформированного состояния корпуса и заряда и др.);
виброударные (например, имитация разделения ступеней, срабатывания порохового аккумулятора давления миномётного старта ракеты из шахтной пусковой установки и др.);
вибропрочностные (например, моделирование длительной транспортировки, полета ракеты на вибростендах и др.);
динамические (например, раскрытие сопла с переменной степенью расширения и др.);
макетирование (например, отработка сборки РДТТ, проверка точностных и геометрических характеристик и т.д.);
ускоренные климатические на образцах (для отработки заданного гарантийного срока моделированием старения топлива и материалов, процессов возможного газовыделения, для проверки совместимости контактных границ различных материалов и др.).
Комплексные огневые стендовые испытания (ОСИ) РДТТ на горизонтальном или вертикальном стенде проводятся для проверки материалов соплового тракта, ТЗП, заряда, воспламенителя, узлов стыковки в диапазоне температур боевого применения, в том числе после переменного термостатирования в условиях, максимально приближённых к реальным, и оценки соответствия характеристик требованиям ТЗ.
В процессе таких ОСИ определяются:
внутрибаллистические, энергетические и тяговые параметры РДТТ;
параметры органов управления;

температурные и вибрационные режимы элементов двигателя;
деформации корпуса двигателя.
В процессе эксплуатационных испытаний проводится проверка работоспособности двигателя при различных условиях, возможных в процессе эксплуатации, в том числе:
транспортные испытания на расстояния в условиях, заданных в ТЗ;
ускоренные климатические испытания для подтверждения гарантийных сроков;
предельные испытания с имитацией сочетания нагрузок;
испытания на безопасность (в том числе при случайном падении, воздействии открытого огня, при прострелах пулями, осколками) при аварийных ситуациях и др.
Этап наземной отработки «Изготовление опытных образцов, автономные и комплексные испытания» (пункт 5 таблицы 7.1) в организационном плане целесообразно разделить на подэтапы [40]:
автономные испытания (отдельная отработка и проверка работоспособности составных частей РДТТ, разрабатываемых по выданному разработчиком РДТТ техническому заданию);
оценочные испытания – до двух ОСИ для уточнения отдельных элементов конструкции РДТТ) (проверка работоспособности РДТТ на огневом стенде для оценки достаточности автономной отработки составных частей и узлов РДТТ, материалов и твёрдого топлива, а также возможности выполнения требований ТЗ);
доводочные испытания ( до 6(8 ОСИ (выявление необходимых доработок конструкции и технологии изготовления РДТТ с целью выполнения требований ТЗ, проверка функционирования после различных видов нагружений, транспортировки, термостатирования и др.);
предварительные испытания (завершающие доводочные испытания) – обычно 1–2 ОСИ (испытания окончательной, доработанной по результатам предыдущих испытаний конструкции РДТТ перед выходом на межведомственные испытания для подтверждения завершения автономной отработки РДТТ, проверки соответствия двигателя требованиям ТЗ и определения возможности предъявления РДТТ на приёмочные испытания).
Приёмочные или межведомственные испытания (МВИ) проводятся под руководством специальной комиссии, назначенной Генеральным заказчиком, для решения вопроса о поставке РДТТ на лётные испытания и подтверждения выполнения требований ТЗ.
В процессе МВИ подтверждается работоспособность РДТТ в условиях, приближенных к реальным (на крайних температурах диапазона). При этом комиссия проверяет:
соответствие характеристик требованиям ТЗ;
полноту и степень отработки комплекта конструкторской, технологической и эксплуатационной документации;
готовность документации для серийного производства;
готовность двигателя к лётным испытаниям (ЛИ).
На лётных испытаниях, как правило, проводятся:
всесторонняя проверка и подтверждение характеристик двигателя в условиях полета ракеты;
подтверждение достаточности и эффективности наземной экспериментальной отработки двигателя;
проведение отработки, которую невозможно осуществить в наземных условиях, например, подтверждение прочности при воздействии акустических нагрузок, перегрузок, колебаний ракеты, ударов и вибраций при разделении ступеней, а также от работы РДТТ других ступеней и вспомогательных РДТТ.
С целью подтверждения сохраняемости условного двигателя 21Д(200 в течение гарантийного срока (и назначенного срока службы) могут быть организованы испытания двигателя в составе ракеты (или отдельно) длительным хранением. Они проводятся для проверки возможного изменения каких-либо характеристик, влияющих на надёжность, внутрибаллистические параметры и энергетические показатели РДТТ, которые при отработке подтверждались ускоренными климатическими испытаниями образцов из материалов элементов РДТТ.

7.5 Анализ отказов РДТТ при стендовых испытаниях

Основные трудности отработки РДТТ состоят не только в разработке работоспособной конструкции и проведении необходимого количества всевозможных испытаний. Как правило, при отработке могут появиться отказы, предвидеть и заранее устранить которые не всегда представляется возможным, поскольку в каждом разрабатываемом РДТТ предусматриваются новые технические решения для повышения его эффективности, и которые трудно моделируемы на небольших экспериментальных двигателях. Выявление источников этих непредвиденных и неожиданно обнаруживающихся отказов возможно только при хорошей организации труда и правильном проведении диагностики отказов.
Проблема поиска и устранения причин отказов РДТТ не нова, и без её разрешения не обходится почти ни одна новая разработка ракетных комплексов [3, 40]. Разрабатывать и изготавливать действительно высоконадёжные РДТТ можно, лишь профилактически устраняя возможные отказы, оперативно выявляя и ликвидируя их источники, связанные с недостаточной глубиной познания протекающих в ракетном двигателе процессов или несовершенством разработанной технологии, а также методов контроля как при изготовлении, так и при приёмке готового РДТТ.
Решение задачи диагностики отказа осложняется ограничением запаса времени, средств на их решение, постоянным совершенствованием характеристик и технологии изготовления двигателей.
Диагностика отказов РДТТ – это, по существу, техническая криминалистика, узкая область технической диагностики, связанная с анализом не только таких состояний анализируемого объекта, которые приводят к отказам (или предотказовым состояниям). Диагностика отказов представляет собой сочетание методов и способов, используемых в медицинской диагностике и криминалистике, которые применяются вместе с некоторым количеством специфических для ракетно-косми-ческой техники алгоритмов поиска причин отказов [40].
Аномальные испытания могут сопровождаться разрушением ракетного двигателя или проявляться в виде недопустимых, выходящих за пределы заданных требований отклонений каких-либо параметров, например, давления в РДТТ.
Анализ неисправностей, отказов и аварий двигателя при стендовых испытаниях необходим не только для доработки двигателя, но и для своевременного в случае необходимости внесения корректив в методологию и техническую оснащенность стендовых испытаний [3].
Возможны следующие причины неисправностей:
конструктивные недостатки двигателя;
отступления от технологического процесса при изготовлении его узлов;
производственные дефекты;
искажения датчиковой аппаратуры;
неполное представление об условиях работы двигателя на испытательном стенде;
выход из строя стендового оборудования;
неисправности в работе систем, установленных на двигателе.
На начальном этапе отработки возможные неисправности чаще всего связаны с недостаточным обоснованием новых схемно-конструк-тивных решений и неполнотой сведений о рабочих процессах и об условиях работы отдельных узлов; на поздних этапах отработки – со случайными производственными дефектами, с нарушениями условий подготовки и проведения испытаний.
При анализе результатов аномального испытания составляют перечень возможных причин, включая прежде всего индивидуальные конструктивные и технологические отличия данного конкретного двигателя и условий его испытания. Последствия оценивают с помощью математического и физического моделирования, стремясь к наиболее достоверному воспроизведению аномального процесса. Большую роль в успешном исследовании причин аномальных испытаний играет знание конструктором физических процессов, происходящих в проведенном опыте.
Аномальное испытание бывает для разработчика неожиданным. Чем быстрее будут установлены причины, тем быстрее будут приняты эффективные меры по их устранению.
Ход установления причины аномального испытания схематично можно представить в следующем виде [40]:
определяют индивидуальное отличие данного конкретного двигателя от предшествующих;
анализируют показания датчиков, в том числе видео- и киносъёмки;
анализируют условия проведения испытания, особенности использованной стапельной оснастки;
изучают состояние объекта, то есть проводят дефектацию, или собирают остатки и обломки, исследуют и фиксируют их состояние и характер повреждений;
реконструируют ход развития отказа, приведший к наблюдаемым в итоге результатам;
выявляют элемент, с отказа которого начался отказ двигателя;
ищут объяснения происшедшему и причинно-следственные связи, определяющие развитие и появление отказа;
раскрывают, выдвигая все возможные версии, вероятные механизмы и причины отказа;
проверяют справедливость выдвигаемых версий логическим анализом и проверочными расчётами;
проводят дополнительные исследования, необходимость которых выявилась при анализе версий.
Реконструкция хода развития отказа проводится с использованием всех собранных данных. Учитывая характер работы двигателя перед отказом и в период его развития, а также другую информацию, необходимо попытаться представить в обратной последовательности процессы, приведшие двигатель в состояние, которое установлено при дефектации (детальном осмотре двигателя после испытания).
Определение причин отказов по записям изменения давления, пульсаций и перепадов давления, тяги, вибраций, перемещений, деформаций и температуры корпуса двигателя проводится, по возможности, опытными специалистами, располагающими аналитическими способностями и глубокими знаниями в области СРТТ, внутренней баллистики, газовой динамики, теплопередачи, теории горения топлив, внутрикамерных процессов, экспериментальной баллистики РДТТ, отказов и надёжности РДТТ.
В процессе анализа измеряемых характеристик работы РДТТ проводят расчёты изменений давления и тяги во времени и перепадов давления по газодинамическому тракту, которые должны бы быть при справедливости выдвигаемых версий отказа, и сопоставляют их результаты с теми опытными зарегистрированными параметрами, которые были получены на опыте при отказе. При этих сопоставлениях отсеивается часть версий, а иногда такие сопоставления рождают новые более достоверные версии.
Просмотр (с остановкой кадров) кино- и телезаписей хода ОСИ позволяет определить место или элемент корпуса, с которого начался прогар ТЗП, силовой оболочки, уплотнений стыков и фланцев, резьбы штуцеров и газоходов отбора продуктов сгорания.
Сопоставляя все имеющиеся материалы, устанавливают наиболее вероятную причину (или их сочетание) и выпускается акт.
По результатам составляется план реализации мероприятий со всеми предполагаемыми и понятными причинами аномального испытания и сопутствующими сочетаниями усугубляющих факторов. От правильности установления причин аномальных испытаний существенно зависит рациональность затрат времени и материальных средств. Поэтому повторные (после аномальных) испытания требуют тщательной подготовки как при разработке программ и методик непосредственно испытания, так и при оснащении испытания средствами измерения [40].
В нередких случаях, когда причину отказа устанавливают лишь предположительно, а времени на её однозначное определение не остаётся, разрабатывают, реализовывают и проверяют эффективность ряда мероприятий, устраняющих все или наиболее вероятные предполагаемые причины. Идти на это нежелательно, так как внесение нескольких изменений не только увеличивает сроки и затраты на исправление положения, но и чревато появлением непредвиденных отрицательных последствий с тем большей вероятностью, чем больше количество изменений, принятых для устранения возможных причин отказа.
При диагностике выявляют виновников отказа (конструктор, технолог, расчётчик, сборщик, испытатель и т. п.). Это могут быть не только исполнители, но и их руководители, в обязанности которых входит организация и контроль работ, проверка полученных исполнителями результатов, организация своевременного и глубокого анализа проведённых испытаний.
Для ракетно-космической техники серьезность последствий от неточной диагностики зависит от того, на каком этапе её создания возникла и обнаружена причина отказа. Стоимость исправления ошибки, ведущей к отказу, возрастает на порядки по мере прохождения объекта от этапа проектирования к последующим этапам – экспериментальной отработки, серийного производства, эксплуатации (объект – это составная часть РДТТ: заряд, корпус, двигатель и т. п. или сам РДТТ).
Чем на более поздней стадии отработки возникает отказ (а испытания на воздействие эксплуатационных факторов, например, проводятся обычно после завершения основной отработки), тем сложнее ситуация с корректировкой конструкции и технологии, так как после проведения изменений для устранения причин отказа необходимо заново проводить некоторые испытания для проверки отсутствия непредвиденных отрицательных последствий для надёжности других элементов, внутрибаллистических параметров или энергетических характеристик. Поэтому желательно проводить предельные и форсированные испытания, выявляющие недостаточность запасов и надёжности конструкции на возможно более ранней стадии отработки. Но в начале отработки необходимо не только убедиться в наличии надёжности (из опыта известно, что в начальной стадии она недостаточна), но и проверить, работает ли двигатель вообще (проверка функционирования) и достаточно ли близки значения основных параметров двигателя (давления, тяги, удельного импульса, времени работы, времени выхода на режим) к требуемым [40]. Если РДТТ не работоспособен или значения некоторых параметров далеки от требований ТЗ, то его конструкцию необходимо изменять. Поскольку же доводку надёжности следует вести на окончательном варианте конструкции, то форсированные и предельные испытания зачастую оттягиваются до конца отработки. Оптимальное решение стратегии и тактики отработки следует искать с учётом первых огневых стендовых испытаний. Поэтому надо стремиться первые ОСИ провести даже на этапе эскизного проекта (на котором планируется порядок и объём отработки), несмотря на то, что это повышает вероятность возникновения отказа в первых опытах.
Появление отказов наряду с их предшественниками – дефектами ( является следствием ошибок, допущенных при разработке, изготовлении и эксплуатации РДТТ, а в отдельных случаях – результатом возникновения новых неизвестных физико-механических явлений. Если бы этих ошибок и неполноты знаний не было, то отработка РДТТ была бы не нужна и не проводилась бы, это делается в некоторых других отраслях промышленности, где напряженность работы конструкций не столь велика, запасы не ограничены так жёстко, выполняемые объектами задачи не столь важны, а отказы не связаны с безопасностью для людей и большим ущербом [40].




















8 ОСНАЩЕНИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК (БРПЛ) ТВЁРДОТОПЛИВНЫМИ ЗАРЯДАМИ РАЗРАБОТКИ ФНПЦ «АЛТАЙ»

Проблема создания твёрдотопливных зарядов к жидкостным и твёрдотопливным баллистическим ракетам подводных лодок (БРПЛ) была поставлена перед ФНПЦ «АЛТАЙ» в начале 60-х годов прошлого века. Общее научно-техническое руководство работами осуществляли руководители предприятия: профессор Я.Ф. Савченко (1959–1984), академик РАН, профессор Г.В. Сакович (1984–1997); член-кор-респондент РАН, профессор А.С. Жарков (с 1997 г.) [21].
Общие сведения по функциональному применению зарядов представлены в таблице 8.1 [39].

Таблица 8.1 ( Применение зарядов разработки ФНПЦ «АЛТАЙ»
Номенклатура
БРПЛ
Количество
зарядов
Функциональное применение

Жидкостные
БРПЛ
42
Обеспечение работы пироузлов и пусковых камер в системах управления жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), сброса отработавших агрегатов и др.

Твёрдотопливные
БРПЛ
32
Обеспечение старта, управление по крену, раздвижка сопел, съём и увод отработавших элементов БРПЛ, разделение ступеней, задействование узлов автоматики БРПЛ и др.
Маршевые ступени

Всего 74 заряда

Одновременно с разработкой зарядов предприятием проведены теоретические исследования внутрикамерных процессов в двигательных установках (ДУ), газогенераторах (ГГ) и пороховых аккумуляторах давления (ПАД), созданы методики и программы расчёта внутрибаллистических и энергетических характеристик ДУ, ГГ и ПАД, учитывающие особенности их функционирования в БРПЛ, выпущена конструкторская документация (КД) для производства и испытаний зарядов, разработана и внедрена оптимальная технологическая схема изготовления зарядов на опытном производстве предприятия и на Бийском химическом комбинате (БХК), проведена в необходимом объёме их экспериментальная отработка с подтверждением всех технических требований и передачей зарядов в серийное производство.

8.1 Первая отечественная твёрдотопливная ракета морского
базирования РСМ-45

Началом реальной работы по созданию зарядов и топлив для БРПЛ в СССР можно считать развертывание в 1961 г. разработки первых отечественных межконтинентальных баллистических ракет (МБР) на твёрдом топливе [25, 26, 50]. Программой РТ (ракеты твёрдотопливные), предложенной ОКБ-1 (Главный конструктор С.П. Коро- лёв), предусматривалась разработка серии ракет:
трёхступенчатой РТ-2 с дальностью полета 10 000 км;
РТ-15 из второй и третьей ступеней ракеты РТ-2 с дальностью 2000–2500 км для подвижного старта и её морского варианта 4К-22 для подводных лодок;
РТ-25 шахтного базирования с комбинацией двигателей первой и третьей ступеней ракеты РТ-2 с дальностью 4000–4500 км.
По ракете 4К-22 было выполнено проектирование, но далее работы были приостановлены до освоения твёрдых топлив в промышленности и понимания преимущества использования твёрдотопливных ракет на подводных лодках.
Имевшийся к тому времени опыт создания РДТТ с вкладными зарядами из баллиститных топлив показывал, что требовался прорыв в создании эффективных твёрдых топлив и технологий снаряжения непосредственно в корпус ракетного двигателя. Топливо наряду с выделением энергии по необходимому для баллистики ракетной камеры закону должно было обладать рядом специфических вязкоупругих свойств конструкционного материала, испытывающего значительные нагрузки в условиях прочного скрепления заряда с корпусом.
Созданный в 1958 г. НИИ-9 (первое наименование ФНПЦ «АЛТАЙ») активно включился в работы по созданию топлив для РДТТ. В это время в США и СССР такие разработки уже велись широким фронтом. Была определена и компонентная база для смесевых ракетных твёрдых топлив (СРТТ): перхлорат аммония–алюминий–связующее. Рецептуры топлив, предложенных различными организациями, не обладали необходимым комплексом механических характеристик и в условиях прочного скрепления топлива с корпусом ракетного двигателя не обеспечивали работоспособности заряда и РДТТ в целом. Революционным достижением ФНПЦ «АЛТАЙ» в разработке СРТТ стало решение использовать в качестве неактивного связующего пластифицированный трансформаторным маслом (ТМ) бутилкаучук (БК), что впоследствии позволило создать целое семейство топлив на его основе [10, 13].
В середине 1962 г. в ФНПЦ «АЛТАЙ» было создано первое высокоимпульсное топливо на основе БК. Затем были решены проблемы, связанные с проектированием и изготовлением крупногабаритных (до 30 т) зарядов, прочно скреплённых с корпусом ракетного двигателя, а также созданы научно-методические основы формирования СРТТ. С использованием топлив на основе БК были разработаны заряды для первой и второй ступеней ракеты РТ-2 (1968), заряды для всех трёх ступеней ракеты РТ-2П (1972) [13].
При создании зарядов к РДТТ ракеты РТ-2 учёные ФНПЦ «АЛТАЙ» разработали систему скрепления зарядов СРТТ (кандидаты технических наук В.А. Сальский, А.Ф. Савин, инженер С.М. Балабанов) в процессе их формования непосредственно в корпус РДТТ с помощью разработанных защитно-крепящих рецептур клеёв и материалов (ЗКС) с развитой (тканевой) поверхностью. Эта система скрепления стала основой для всех последующих широко применяемых вариантов ЗКС в корпусах РДТТ как наиболее надёжных и экономичных [35].
Топлива типа БК имели достаточно высокие энергетические характеристики, не уступающие зарубежным аналогам того времени и в отличие от жёсткого баллистита являлись высокоэластичными. Поэтому возникающие напряжения в конструкции заряда, скреплённого с корпусом РДТТ, даже при высокой плотности заряжания и различии коэффициентов температурного расширения топлива и корпуса не приводили к разрушению заряда в условиях эксплуатационных нагрузок.
Последующий опыт эксплуатации ракет РТ-2, РТ-2П показал, что твёрдое топливо на основе БК решило проблему создания крупногабаритных РДТТ [28]. Была подтверждена конкурентоспособность РДТТ по сравнению с жидкостными ракетными двигателями при очевидных преимуществах по простоте обслуживания, возможностям длительного хранения и транспортирования. По мнению И.Н. Садовского [21], заместителя Главного конструктора ОКБ-1 (С.П. Королёва), руководившего разработкой ракет серии РТ: «Создание топлива на основе бутилкаучука было одним из величайших достижений отечественной топливной науки. Оно предопределило выход нашей страны из положения отстающих в создании ракет на твёрдом топливе» [26].
Определяющую роль в этом сыграли профессор Я.Ф. Савченко], профессор Г.В. Сакович, Б.М. Аникеев [21].
Научно-технический задел по топливам и технологиям, полученный при создании ракет РТ-2, РТ-2П, в полной мере был использован при разработке первой опытной отечественной ракеты морского базирования РСМ-45 на твёрдом топливе типа БК, аналоге задуманной С.П. Королёвым ракеты 4К-22 [10].
Для разработки эффективных зарядов к маршевым РДТТ МБР, особенно для систем морского базирования из-за ограниченных объёмов для их размещения на подводной лодке, необходимо обеспечить:
максимально достижимый коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания ракетного двигателя Kv, равный отношению объёма, занимаемого зарядом, к свободному объёму камеры двигателя до заполнения топливом;
для РДТТ верхних ступеней характер изменения текущего расхода продуктов сгорания, близкий к среднему за время работы двигателя, для снижения массы силовой оболочки корпуса;
минимальное воздействие продуктов сгорания на стенки камеры для снижения массы пассивной теплозащиты.
На первых отечественных зарядах к маршевым РДТТ ракет серии РТ были разработаны канально-щелевые конструкции зарядов в корпусах с отъёмными днищами и Kv = 0,89 на первой до 0,91 на третьей ступенях.
В 1971 г. были начаты работы по созданию зарядов к двухступенчатой ракете морского базирования РСМ-45. Они завершились в 1980 г. Сам ракетный комплекс был сдан в опытную эксплуатацию в 1981 г. В заряде к двигателю первой ступени использованы конструкторские решения, в основном отработанные для ракет РТ-2, РТ-2П. Конструкция заряда – канально-щелевой моноблок, скреплённый со стенками металлического корпуса.
Для двигателя второй ступени впервые в отечественной практике создания МБР был разработан заряд в виде канально-щелевого моноблока, скреплённого с высокодеформативным корпусом типа кокона из композиционного материала. Передний и задний торцы заряда имели раскрепляющие манжеты, выполнявшие одновременно роль бронировок торцов. Щелевой компенсатор горящей поверхности был представлен разновысокими щелями, расположенными в районе соплового днища, а размах больших щелей превышал диаметр полюсного отверстия. Для изготовления заряда использовалась технологическая оснастка с разъёмными элементами, извлекаемыми после вулканизации и охлаждения заряда.
Принятая конструкция заряда обеспечила очень высокое значение Kv=0,94, при использовании высокодеформативных (по сравнению со стальными) корпусов. Были решены основополагающие вопросы работоспособности системы заряд–корпус, такие как:
выбор конструкций и расположения замков раскрепляющих манжет;
формирование гарантированного зазора между днищами и манжетами;
отработка допустимого уровня перемещений корпуса и днищ;
обеспечение требуемого уровня механических характеристик топлива.
Создание и отработка заряда второй ступени ракеты РСМ-45 положили начало новому поколению зарядов РДТТ в органопластиковых корпусах типа кокона, а также пониманию теснейшей взаимосвязи характеристик заряда и корпуса.
По сравнению с топливами на основе БК, использованными для ракет РТ-2, РТ-2П, составы топлива для ракеты РСМ-45 были оптимизированы по содержанию окислителя, алюминия, связующего, а также по степени его пластификации, что позволило повысить единичный импульс и плотность топлива.
Для увеличения прочности в топливо в качестве адгезионной добавки была введена эпоксидная смола. Для увеличения его относительной деформации и снижения разбросов механических характеристик по объёму заряда гетерогенная окислительно-восстановительная система ПХДО и диоксид марганца были заменены по предложению профессора В.Ф. Комарова [21] на хиноловый эфир, синтезированный в ФНПЦ «АЛТАЙ» З.А. Добронравовой.
Идея использования хиноловых эфиров была признана в отрасли боеприпасов и с успехом применялась в НИИ-125 (ФЦДТ «Союз»), НИИ-130 (НИИПМ) [35].
Для этой опытной ракеты морского базирования были также разработаны:
заряд к ПАД миномётного старта её из шахты подводной лодки;
заряд к двигателю крена второй ступени торцевого горения, скреплённый с корпусом;
заряды к специальным ДУ, ПАД и газогенераторам.
Оригинальное решение реализовано в заряде ПАД выброса ракеты из шахты. Для требуемого прогрессивного характера расходной кривой использовался многоканальный заряд из безметального топлива типа БК, скреплённый с подкрепляющей оболочкой. Заряд семикратно увеличивал расход за одну секунду.
8.2 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52
(«Тайфун»)
В 1974 г. под руководством Генерального конструктора академика АН СССР В.П. Макеева были начаты работы по созданию крупногабаритной МБР РСМ-52 стратегического назначения на твёрдом топливе для оснащения атомных подводных ракетоносцев («Тайфун») [10].
Достаточно высокий уровень достигнутых на первых твёрдотопливных ракетах характеристик топлив и РДТТ в целом, первый опыт их эксплуатации и высокая надёжность показали возможность применения твёрдотопливных ракет для вооружения подводных лодок. Это предопределило, наряду с развитием ракетных комплексов с ЖРД, разработку твёрдотопливного комплекса РСМ-52 [14].
Твёрдотопливная ракета БРПЛ РСМ-52 занимает особое место в отечественных разработках, так как по своим техническим решениям и характеристикам она существенно превзошла предшествующие ракеты. Её создание послужило толчком к расширению производственных и экспериментальных баз для отработки РДТТ, разработке новых высокоэнергетических топлив и эффективных композиционных материалов, завершению формирования современного научного и методического подхода к проектированию РДТТ.
Применение РДТТ в условиях БРПЛ требует более высокого энергетического потенциала маршевых двигателей по сравнению с двигателями ракет наземного базирования для выполнения одной и той же боевой задачи по дальности стрельбы и массе полезной нагрузки [31]. Это связано с ограничениями по габаритам ракеты, с повышенными требованиями к безопасности и надёжности, особенно в начальное время работы маршевого двигателя первой ступени, условиями старта ракеты из подводного положения.
К началу крупномасштабных по разработке топлив и зарядов для маршевых РДТТ БРПЛ комплекса «Тайфун»:
имелся опыт создания топлив и зарядов к первым баллистическим ракетам на твёрдом топливе;
существовала экспериментальная база для отработки и серийного производства РДТТ.
Из-за повышенных требований по надёжности первой ступени (запуск РДТТ вблизи носителя) было признано целесообразным использовать для заряда первой ступени топливо на основе БК, имевшего очень высокие механические характеристики. А на вторую ступень предусматривалось топливо с более высокими энергетическими характеристиками.
Научным руководителем работ по отработке зарядов по этой ракете был Н.А. Макаровец (в настоящее время Генеральный конструктор одного из ведущих оборонных предприятий России ( ГНПП «Сплав», разрабатывающего современные системы залпового огня, которые являются вторым брэндом нашей страны в области вооружений после автомата Калашникова, Герой России).
На этом комплексе в ФНПЦ «АЛТАЙ» были отработаны маршевые заряды к первой и второй ступеням в корпусах типа «кокона» с Kv = 0,92 и 0,94 соответственно. Конструкции зарядов – моноблоки с каналом типа «многолучевая звезда». Конструкции таких зарядов просты, технологичны, не требуют больших трудозатрат на фазах «концевых» операций и обеспечивают приемлемые параметры эффективности двигателей.
Для существенного повышения энергетических характеристик маршевых РДТТ необходимы принципиально новые энергоёмкие компоненты. В ходе создания ракеты РСМ-52 проводилась параллельная отработка заряда второй ступени на топливе с гидридом алюминия, производственные мощности которого были созданы в г. Исфаре (Таджикистан) и г. Навои (Узбекистан) при активном участии ФНПЦ «АЛТАЙ». Научное руководство разработкой топлив с гидридом алюминия непосредственно осуществлял академик РАН, профессор Г.В. Сакович [21].
В 1982 г. был завершён основной объём работ по отработке заряда к двигателю второй ступени на топливе с гидридом алюминия, выдано заключение о его допуске к этапу летных испытаний, но внедрение этого двигателя не состоялось, поскольку лётные испытания ракеты РСМ-52 к тому времени уже закончились.
В настоящее время топлива с гидридом алюминия обладают наиболее высокими энергетическими показателями из числа всех разработанных СРТТ в нашей стране и за рубежом [13].
Для ракетной системы старта были разработаны вкладные заряды. В этом комплексе также разработаны заряд торцевого горения, скреплённый с корпусом, к двигателю крена второй ступени и ряд зарядов к специальным ПАД и газогенераторам.
Завершение работ по БРПЛ РСМ-52 одновременно означало формирование современного научно-методического и технологического фундамента для создания и производства высокоэффективных зарядов РДТТ в СССР.

8.3 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52В
(«Барк»)

В 1986 году были начаты работы по твёрдотопливной ракете РСМ-52В. Все заряды данной ракеты, кроме ПАД миномётного старта, разработаны и отработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» [11]. Повышение энергомассового совершенства РДТТ для БРПЛ связано не только с совершенствованием твёрдых топлив, но и оптимизацией конструктивно-компоновочных схем двигателей (корпуса типа кокона из полимерных композиционных материалов с удлиненными узлами стыка, утопленная в камеру дозвуковая часть сопла и др.). Это накладывает определенные ограничения на конструкцию зарядов и возможность повышения объёмного заполнения камеры маршевого РДТТ топливом. Вместе с тем одно из очевидных направлений повышения энерговооружённости РДТТ для БРПЛ в условиях дефицита габаритов – увеличение количества топлива в заданном объёме двигателя без ухудшения его внутрибаллистических и энергетических характеристик, надёжности, безопасности эксплуатации, т. е. обеспечение максимально достижимой величины Кv [11]. На РДТТ отечественных ракет РТ-2П, РСМ-45, РСМ-52, РС-22, американских ракетах «Минитмен», «Посейдон», «Трайдент», МХ используются конструкции зарядов канального типа с компенсаторами поверхности горения в виде различных щелей.
Простая цилиндроконическая форма начальной поверхности заряда РДТТ дает прогрессирующую диаграмму расхода (давления) по мере его выгорания. Но для РДТТ, как правило, характер изменения текущего расхода (давления) необходимо обеспечить близким к среднему за время работы двигателя, чтобы минимизировать пассивную массу корпуса, во многом определяемую максимальным давлением в камере (для первых ступеней может быть необходима дегрессивная диаграмма расхода). Поэтому в конструкциях зарядов к цилиндрической (или цилиндроконической) начальной поверхности нужны дополнительные конструктивные элементы в виде перфораций канала (щелей), разгар которых обеспечивает близкую к нейтральной (или дегрессивную) диаграмму текущего расхода.
В канальном заряде с продольными щелями требуемый закон изменения поверхности горения достигается подбором соотношения длин цилиндрического и щелевого участков, а также количеством щелей. Канальная часть горит с увеличением поверхности горения, а щелевая – с уменьшением. Продольные щели в заряде могут быть заменены поперечной кольцевой проточкой (зонтиком), варьированием угла наклона и высоты которой достигается требуемая диаграмма расхода (давления). В РДТТ с большой тягой нашли применение заряды с каналом, имеющим поперечное сечение в виде многолучевой звезды, то есть продольные щели расположены по всей длине канала заряда. Общий недостаток таких конструкций зарядов – это наличие концентраторов напряжений в основаниях щелей, что приводит к повышению требуемых для обеспечения прочности заряда физико-механических характеристик топлив по сравнению с зарядом, имеющим круглый канал. Кроме того, у звёздообразного заряда в конце его работы образуются дегрессивно догорающие остатки топлива. Для дальнейшего энергомассового совершенствования РДТТ при разработке твёрдотопливной ракеты РСМ-52В, наряду с использованием топлива, содержащего гидрид алюминия на верхних ступенях, повышением рабочего давления в камерах, увеличением степени расширения сопел, были спроектированы и отработаны новые конструктивные схемы маршевых зарядов с частично горящими торцами у днищ корпусов, защищённые рядом оформленных в установленном порядке изобретений.
Использование в РДТТ новых высокоэнергетических топлив предопределяет необходимость применения простейших формообразующих поверхность заряда оснасток для его дистанционной распрессовки за один технологический прием без применения разъёмных элементов. Такой концепции удовлетворяет конструкция заряда с поперечным сечением в виде многолучевой звезды. Но для повышения работоспособности сопла с разгорающимся критическим сечением и снижения потерь удельного импульса тяги необходимо обеспечить равномерный по окружности поток продуктов сгорания на входе в сопло.
Однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло формируется при использовании канальных зарядов с поперечной кольцевой щелью или продольными щелями, расположенными у переднего днища, но для таких зарядов необходима очень сложная технологическая оснастка. Во всех канальных зарядах с перфорациями «резервным» объёмом под топливо являются собственно сами щели.
Канальные заряды маршевых РДТТ с различными видами перфораций имеют полное скрепление по цилиндрической части корпуса и раскреплены по одному или двум днищам в зависимости от соотношения длины и диаметра корпуса. Торцы заряда, примыкающие к днищам, если они с ними не скреплены, забронированы специальными раскрепляющими манжетами от канала до цилиндрической части корпуса. При действии внутрикамерного давления после запуска РДТТ заряд и корпус деформируются, а между манжетой и днищем появляется зазор. Для маршевых зарядов РСМ-52В были предложены конструкции зарядов, имеющие в этом зазоре дополнительную поверхность горения, что позволило отказаться от перфораций канала и тем самым использовать их объём под топливо.
Конструкции зарядов были выполнены в виде канальных моноблоков, на которых вместо традиционных щелевых компенсаторов (продольные или поперечные щели) использовалась часть открытой поверхности, прилегающей к переднему днищу корпуса для первой и второй ступеней и к заднему днищу для третьей ступени.
Несмотря на внешнюю простоту такого подхода, при разработке элементов корпуса, заряда и технологической оснастки было необходимо решить ряд сложных конструкторских и технологических проблем, чтобы одновременно обеспечить:
герметизацию заманжетной полости корпуса при формовании заряда, т. е. обеспечить непопадание топлива в зазор между днищем корпуса и укороченной манжетой;
одновременное вакуумирование внутреннего объёма корпуса и заманжетной полости при формовании заряда;
«сверхнадёжное» внедрение законцовки манжеты в топливо для исключения её «скальпирования» при запуске за счёт газодинамических сил при деформировании заряда в первоначально очень узком зазоре;
«антиадгезию» топлива в зоне открытого торца с теплозащитным покрытием днища;
торцевую разгрузку заряда (разрыв связей укороченной манжеты с днищем корпуса) при работе РДТТ без повреждения бронирующей укороченной манжеты;
гарантированное попадание газов в зазор между зарядом и днищем при запуске за счёт конструктивного оформления клинообразного входа в эту полость специальным элементом технологической оснастки, в конструкции которого размещаются также клапан-фильтры для вакуумирования при формовании заряда;
оптимальные толщины ТЗП днища в зоне открытого торца.
Эти задачи в процессе отработки РДТТ были успешно решены. Традиционная для канальных зарядов манжета торцевого раскрепления выполнялась укороченной до некоторого диаметра, превышающего диаметр полюсного отверстия корпуса. Специальное оформление укороченной манжеты позволило внедрять её законцовку в топливо с одновременной герметизацией заманжетного пространства для исключения попадания в него топлива при формовании заряда.
Научным руководителем первых работ по отработке зарядов с открытыми горящими торцами был кандидат технических наук А.С. Устюгов, а с 1991 года – академик РАРАН, профессор В.И. Марьяш [21]. Новые конструкции зарядов с горящими торцами обеспечили:
безопасную распрессовку зарядов, т. е. дистанционное извлечение иглы, формирующей центральный канал, за один технологический приём;
однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло;
снижение требований к деформационным характеристикам топлива на канале и высокую степень «расчётности» действующих деформаций в опасных сечениях круглого канала, не имеющего концентраторов напряжений;
достижение высоких значений Кv на уровне 0,92; 0,95; 0,97 для I, II, III ступеней ракеты соответственно.
Корпус двигателя третьей ступени был близок к сферическому. Заряд имел небольшой глухой канал и задний горящий торец. Раскрытие и воспламенение торца обеспечивается после запуска РДТТ деформированием корпуса и заряда за счёт полного скрепления передней полусферы корпуса с зарядом. На этом двигателе достигнут наивысший для маршевых РДТТ в отечественной и зарубежной практике Кv ~ 0,97.
Экспериментальная отработка таких схем зарядов с горящими передними торцами осуществлялась на различных двигателях от сравнительно небольших (с массой зарядов менее одной тонны) до габаритов первой ступени. В процессе работ для анализа широко использовался метод рентгенотелевизионной визуализации динамики раскрытия зазора между зарядом и корпусом РДТТ и характера перемещения фронта горения в зоне горящего торца.
Специальные оценки стабильности воспламенения зарядов показали, что характеристики времени выхода двигателей на стационарный режим реализованы на том же уровне, что и на ранее отработанных двигателях с традиционными конструкциями зарядов (канально-щеле-вые, многолучевая звезда). Предельные отклонения внутрибаллистических характеристик двигателей также не увеличились из-за использования таких схем зарядов.
Характерной особенностью отработки РДТТ маршевых двигателей БРПЛ РСМ-52В была реализация новых методических подходов (методологии) к проверке физической работоспособности зарядов в заданных условиях эксплуатации, выполненная под научным руководством профессора И.И. Анисимова [21]. Их теоретической базой стали численные методы механики деформируемых тел, позволяющие учитывать пространственную сложность конфигураций твёрдотопливных зарядов, особенности их технологии изготовления и механического поведения используемых топлив. Появилась возможность решения связанных задач механики и газовой динамики, учета эффектов массопереноса при анализе эксплуатационной работоспособности РДТТ.
Ключевыми элементами экспериментальной отработки прочности стали многоцелевой высокоинформативный натурный и модельный эксперименты. Методологический акцент был сделан на проведении предельных, ресурсных и форсированных прочностных испытаний РДТТ, которые оснащались индивидуальными средствами измерения перемещений, напряжений и деформаций. Решение проблемы проверки конструкционной прочности заряда (особенно в зонах концентрации напряжений) возлагалось на полномасштабный макетный (инертное топливо) эксперимент.
Результатом практической реализации возможностей разработанной методологии явилась целая серия новых, интересных в научном отношении исследований. Характерной иллюстрацией являются результаты решения задачи о «схлопнутом» заманжетном зазоре. При работе зарядов из низкомодульных топлив в полете ракеты под действием осевых перегрузок в большинстве случаев реализуется схема посадки на днище раскреплённого заднего торца заряда. Это предопределило необходимость исследования процессов формоизменения системы «заряд–корпус», происходящих при раскрытии «схлопнутого» заманжетного зазора в период выхода двигателя на режим. Теоретическое решение этой связанной задачи механики и газодинамики отсутствует в связи с неопределенностью граничных условий в зоне контакта торца заряда с днищем корпуса. С целью практического решения этой проблемы на двигателе третьей ступени был реализован полномасштабный макетный эксперимент. Состояние нулевого заманжетного зазора (моделирование полетных перегрузок) обеспечивалось нагреванием двигателя выше равновесной температуры заряда. Нагружение осуществлялось в режиме динамического наддува (~ 0,1 с) пороховыми газами инициирующего устройства. В процессе нагружения экспериментально регистрировалось распределение параметров давления, температуры и перемещений по каналу и границе «торец заряда(днище корпуса». В зоне скрепления заряда с корпусом оценивались контактные напряжения, определяющие интенсивность нагружения исследуемой системы на различных этапах эксперимента.
В результате испытания зафиксировано развитие эффектов немонотонного деформирования торцевой зоны заряда, процессов волнового распространения давления и изменения контактных напряжений в зоне скрепления заряда с корпусом при заполнении раскрывающегося заманжетного зазора. Полученные экспериментальные данные позволили сформулировать рекомендации по обеспечению работоспособности этой зоны заряда и корпуса.
В конце 1997 года работы по этой ракете в силу ряда организационных и финансовых причин были сначала приостановлены, а потом прекращены на этапе лётных испытаний [18, 22].

8.4 Эффективность проведённых разработок

Разработка ракеты РСМ-52В, выполненная в основном ещё в СССР, явилась как бы финальным аккордом тех крупномасштабных работ в области боевой ракетной техники, проводимых нашей страной в конце ХХ века. Как известно, до начала 70-х годов в СССР практически не разрабатывались твёрдотопливные стратегические морские ракетные комплексы, хотя первая ракета с подводным стартом Р-21 была принята на вооружение в СССР в 1963 году. Это положение было обусловлено целым рядом объективных причин, к числу которых можно отнести и то обстоятельство, что до этого времени твёрдотопливные ракетные комплексы по своим техническим характеристикам значительно уступали жидкостным [14]. В то же время в США первые стратегические ракетные комплексы для подводных лодок сразу разрабатывались на твёрдом топливе («Поларис», «Посейдон»).
Успехи отечественной промышленности в разработке новых высокоэффективных твёрдых топлив (о чём рассказывалось выше), конструкционных и теплозащитных материалов, достигнутые к середине 70-х годов, а также накопленный опыт проектирования, изготовления и эксплуатации твёрдотопливных ракет, дали возможность практически приступить (более чем на десять лет позднее, чем в США) к разработке морских твёрдотопливных ракет, обладающих высокими тактико-техническими характеристиками. Поэтому представляет интерес провести качественное сравнение достигнутых в СССР и США характеристик БРПЛ на рубеже веков. Широко известны разработанные в США БРПЛ «Трайдент-1» и «Трайдент-2». Оценки российских специалистов показывают, что сопоставление по энергомассовому совершенству этих БРПЛ с БРПЛ РСМ-52В [22], определяемому величиной забрасываемой массы на дальность 10 тысяч километров (в килограммах), отнесённой к стартовой массе ракеты (в тоннах), дают следующие величины:
РСМ-52В ( 37,7;
«Трайдент-1» ( 34,7;
«Трайдент-2» ( 37,2.
Из этих данных следует, что БРПЛ РСМ-52В не только не уступала по энергомассовому совершенству американским разработкам, но и несколько превосходила их.
Проведём обсуждение этих результатов. В соответствии с формулой К.Э. Циолковского [5] характеристическая скорость ракеты (V) равна:
V = Uln(1+m/M),
где U ( скорость истечения реактивной струи двигателя;
М ( масса ракеты, оставшаяся после израсходования топлива;
m ( масса топлива.
В этой формуле отношение массы рабочего запаса топлива к конечной массе ракеты (или её ступени) – m/M ( называется числом Циолковского. Под характеристической скоростью летательного аппарата (ракеты) понимают скорость, которую приобрёл бы летательный аппарат под действием силы тяги ракетного двигателя в идеальном случае – при отсутствии других сил (притяжения планет, сопротивления атмосферы и т.д.) и движении по прямой.
Формула К.Э. Циолковского показывает, что скорость, приобретаемая ракетой, прямо пропорциональна скорости истечения реактивной струи, то есть основной характеристике ракетного двигателя – удельному импульсу тяги, который зависит в первую очередь от рода топлива и в меньшей мере от степени расширения сопла. Из неё также следует, что характеристическая скорость пропорциональна (под знаком натурального логарифма) запасу топлива. При cущественно ограниченном объёме для размещения ракеты в условиях подводной лодки очень важным фактором становится повышенный по сравнению с двигателями-аналогами ракет наземного базирования коэффициент объёмного заполнения камеры РДТТ БРПЛ топливом для увеличения массы запасённого топлива, а масса топлива определяется конструкцией заряда и достаточными по условиям его прочности механическими характеристиками топлива. Таким образом, используемое топливо и конструкции зарядов маршевых РДТТ обеспечивают решающий вклад в энергомассовое совершенство БРПЛ. В этом и заключается выдающаяся роль ФНПЦ «АЛТАЙ» как разработчика твёрдых топлив и конструкций зарядов в создании РДТТ для БРПЛ.

8.5 О ликвидации зарядов РДТТ после завершения срока
службы ракеты

Конструктор РДТТ при разработке должен предусматривать рекомендуемые способы его утилизации (ликвидации) после истечения назначенного срока службы ракеты [30].
Эти вопросы не обсуждались при создании вышерассмотренных БРПЛ.
Время не стоит на месте, и наступила необходимость ликвидации БРПЛ РСМ-52, а следовательно, и зарядов твёрдого топлива [12]. Сама по себе ликвидация такого высококонцентрированного источника тепловой энергии, как крупногабаритный заряд РДТТ, является сложной научно-технической задачей.
Вместе с тем разработчикам предоставляется редкая возможность в процессе работ по ликвидации оценить и осмыслить состояние зарядов, представляющих собой конструкцию из полимерной композиции, свыше 20 лет находившейся под воздействием различных нагрузок.
В 2000 году ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» в кооперации с ПО «ЗМЗ» и ФНПЦ «АЛТАЙ» по контракту, заключенному с «Агентством по уменьшению угрозы» Министерства обороны США, начал работы по ликвидации твёрдотопливных баллистических ракет РСМ-52.
В ПО «ЗМЗ» осуществляется разборка ракеты на ступени, расснаряжение твёрдотопливных вспомогательных двигателей, а ФНПЦ «АЛТАЙ» проводит сжигание всех твёрдотопливных зарядов. Заряды маршевых двигателей I, II, III ступеней сжигаются без соплового блока с истечением продуктов горения через фланец заднего днища корпуса. Всего по состоянию на конец 2009 года ликвидировано более 160 маршевых двигателей.
В процессе проведения этих работ создана и внедрена технология сжиганий как единого научно-производственного процесса, включающего в себя системы: технологической подготовки, организации и проведения сжиганий; эксплуатационной и экологической безопасности; управления качеством.
Эта технология сжиганий РДТТ без соплового блока позволяет минимизировать факторы риска и гарантировать качество и безопасность работ. Сжигание маршевых РДТТ БРПЛ РСМ-52 без сопла проводится на открытом стенде ФНПЦ «АЛТАЙ» (рисунки 8.1, 8.2).













Экологическая безопасность стенда обеспечивается за счёт использования системы водного орошения струи продуктов сгорания и осаждения вредных компонентов (хлористый водород HCl и оксид алюминия Al2O3) в рабочей зоне стенда, а также вторичной нейтрализации полученных технологических стоков.
Орошение продуктов сгорания в темпе испытания (рисунок 8.3) проводится с помощью ряда кольцевых коллекторов, расположенных вдоль струи продуктов сгорания. Стоки отводятся в накопительный бассейн и нейтрализуются с помощью гашеной извести. Полученная при этом технически чистая вода возвращается в систему стенда, а твёрдая фаза, содержащая оксид алюминия, идет на дальнейшую переработку.
Оценки, проведенные Институтом водных и экологических проблем СО РАН, показали, что при соблюдении технологии сжигания РДТТ и экологически благоприятных метеоусловиях риск для населения г. Бийска и экосистем оценивается как весьма низкий.



























Система эксплуатационной безопасности предусматривает в процессе подготовки каждого сжигания проведение анализа факторов риска с целью исключения возможности возникновения аварийных ситуаций при проведении работ. Топлива, используемые в зарядах маршевых двигателей БРПЛ РСМ-52, являются недетонационноспособными в аварийных ситуациях, связанных с нерасчётным ростом внутрикамерного давления. Но взрывной эффект простого разрушения корпуса как сосуда высокого давления может быть значительным. Расчётные оценки показывают, что тротиловый эквивалент разрушения работающего РДТТ может достигнуть несколько десятков килограмм тринитротолуола даже без учета опасности инициирования (при разрушении заряда) термических превращений топлива типа объёмного горения. Такой эффект может привести к серьезным повреждениям стапельной оснастки и стенда в целом. Поэтому задача предварительной оценки работоспособности заряда перед его сжиганием является практически очень значимой. Первая отечественная БРПЛ РСМ-52 на твёрдом топливе безотказно прослужила приблизительно 20 лет. При этом первоначально установленные гарантийные сроки (ГС) по зарядам твёрдого топлива были превышены почти вдвое. Поэтому реальное техническое состояние твёрдотопливных зарядов перед их ликвидацией представляет значительный практический интерес.
Опыт эксплуатации зарядов твёрдого топлива за пределами ГС ограничен, заряды первых твёрдотопливных ракет сухопутного (РТ-2, РТ-2П) и опытной твёрдотопливной морской ракеты морского базирования (РСМ-45) были ликвидированы методом огневых стендовых испытаний РДТТ без проведения детальной оценки их технического состояния. Вместе с тем чрезвычайно важен набор статистического материала по зарядам, прошедшим длительную эксплуатацию как для организации их безопасного и безаварийного сжигания, так и для учета этих данных в новых разработках.
Заряды РДТТ относятся к неконтролируемым в процессе эксплуатации элементам ракетных комплексов, а результаты выборочных летных и стендовых испытаний, проводимых по программам подтверждения или продления сроков эксплуатации, лишь подтверждают их работоспособность на момент проведения испытаний, не давая информации для прогнозных оценок изменения свойств топлив и материалов в процессе длительной эксплуатации.
При разработке РДТТ поведение заряда на период ГС прогнозируется на базе критериев и гипотез, постулирующих на длительное время те или иные закономерности поведения как твёрдого топлива, так и изготавливаемых на его основе зарядов. Как правило, исходные данные для такого прогноза получены в условиях форсированных режимов нагружения и ограниченного времени испытаний. Объективность таких прогнозов на этапе опытно-конструкторских работ проверить не удается. В связи с чем для прогнозирования длительных физических процессов (миграционных, диффузионных, релаксационных, микроструктурных) при отработке новых поколений РДТТ и установлении продленных сроков для уже действующих, становится характерным использование тех же методических проработок, что и при создании первых поколений РДТТ.
Ошибки прогнозирования могут приводить к занижению или завышению сроков эксплуатации, а в ряде случаев и к отказам РДТТ при эксплуатации.
Проведение ряда работ на снятых с эксплуатации РДТТ позволяет уточнить методологию прогнозирования новых сроков эксплуатации и обеспечить преемственность принципов конструирования новых поколений РДТТ по всем целевым функциям отработки:
расходно-энергетическим параметрам;
прочности и механической надёжности;
эксплуатационной безопасности.
Любую из выходных характеристик заряда можно представить в виде:
13 EMBED Equation.3 1415
где Х0 – начальное значение Х;
13 EMBED Equation.3 1415 ( случайные временные функции векторов внешних и внутренних параметров заряда, а также условий хранения, ограниченные функционалами, регламентированными конструкторской документацией на заряд;
t – время эксплуатации в пределах ГС.
Если t
· tг (tг – гарантийный срок, устанавливаемый при разработке), то необходимо, чтобы
13 EMBED Equation.3 1415
где Gдоп – область допустимых значений Xi для всех i-х контролируемых характеристик.
При ОКР это условие долговечности проверяется при форсированных испытаниях по соотношениям:
а) на образцах топлива:
13 EMBED Equation.3 1415 при 13 EMBED Equation.3 1415 (не исследуется);
б) на зарядах в составе РДТТ:
13 EMBED Equation.3 1415 при 13 EMBED Equation.3 1415.
Здесь 13 EMBED Equation.3 141513 EMBED Equation.3 1415 ( режимы нагружения при форсированных испытаниях, 13 EMBED Equation.3 1415( длительность испытаний.
Базовые функции F1 и F2 принимаются на основе температурно-временных аналогий (диффузионных, напряженного состояния и др.).
Изменение характеристик зарядов при эксплуатации носит случайный характер и в теоретическом плане может быть формализовано на основе марковского случайного процесса с дискретными состояниями и непрерывным временем. Однако идентификация параметров такого процесса по опытным данным представляет серьезную методическую проблему из-за ограниченности статистической информации. В период работ по ликвидации зарядов целесообразно проведение дополнительных экспериментов для набора опытных данных по техническому состоянию зарядов. Важность таких работ отмечают американские специалисты в статье «Проблемы безопасной демилитаризации российских РДТТ» [41], изучая вопросы безопасности ликвидации РДТТ ракет РТ-23УТТХ (SS-24), произведенных в Советском Союзе и частично оставшихся на Украине после его распада. По их мнению, «твёрдотопливные двигатели ввиду особенностей рецептуры топлив, представляют сложную проблему с точки зрения оценки их безопасности. Эти двигатели следует рассматривать как потенциально опасные в обращении с ними. Поскольку эти двигатели хранились долгое время, то результаты старения топлива еще более усложняют возможность оценки их безопасного функционирования». Опыт работ содружества ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» и ФНПЦ «АЛТАЙ» показал возможность безопасной ликвидации зарядов маршевых РДТТ ракеты РСМ-52 (SS-N-20), не менее сложной, чем ракета РТ-23УТТХ (SS-24).
В состав исследовательских работ за пределами ГС (для накопления статистического материала) могут входить:
неразрушающий контроль сплошности заряда;
визуальный осмотр и обмер геометрии канала зарядов;
пенетрация открытых поверхностей заряда;
препарация для определения физико-механических, баллистических, теплофизических, взрывчатых характеристик топлива, а также показателей его термостабильности;
анализ газовой среды в свободном объёме РДТТ после эксплуатации;
стендовый наддув;
анализ внутрибаллистических параметров начального участка (~ 1–2 с) при сжигании без сопла (ввиду разгара фланца заднего днища далее зависимость внутрикамерного давления от времени малоинформативна в плане рассматриваемой задачи).
Работы, проведенные на зарядах маршевых РДТТ ракеты РСМ-52 (при продлении сроков их эксплуатации), показывают, что длительная эксплуатация оказывает неравнозначное влияние на характеристики твёрдых топлив. Действительно, физико-химическая структура топлив, теплофизические и взрывчатые характеристики, показатели термической стойкости, внутрибаллистические параметры (а следовательно, скорость горения) остаются практически неизменными в течение исследованных сроков эксплуатации. Наиболее сильно изменяются механические характеристики, что определяется с достаточной точностью по результатам пенетрации и препарации. В прилегающих к каналу и корпусу РДТТ зонах заряда могут происходить неоднородные и нестационарные изменения механических свойств, обусловленные термоокислительными и диффузионными процессами. Именно по механическим свойствам топлив проводится прогнозирование возможности (или невозможности) продления срока эксплуатации данного класса зарядов РДТТ. Для многих таких зарядов высокий исходный уровень механической надёжности позволяет их эксплуатировать даже при значительных изменениях механических характеристик.
Результаты экспериментальных исследований, проведенных с зарядами маршевых РДТТ БРПЛ РСМ-52 после приблизительно 20 лет их реальной эксплуатации, подтверждают правильность технических решений по двигателям, зарядам и топливам, заложенных при проектировании и отработке (под руководством Генерального конструктора академика В.П. Макеева [21]), а также позволяют минимизировать факторы риска при ликвидации зарядов методом сжигания в составе РДТТ без сопла.

8.6 Применение флегматизирующих покрытий для регулирования расхода РДТТ

Нанесение на поверхность заряда твёрдого топлива специальных покрытий, уносимых под воздействием горячих продуктов сгорания и таким образом высвобождающих поверхность заряда для воспламенения и горения, является одним из способов программированного регулирования внутрибаллистических параметров, расхода и тяги РДТТ в начальный период его работы.
Поскольку покрытие экранирует часть поверхности заряда и не позволяет топливу гореть, его принято называть флегматизирующим [20]. Флегматизирующее покрытие может быть одно- или многослойным, постоянной или специально рассчитанной переменной толщины, активным или пассивным. Активным называют покрытие, химические реакции в конденсированной фазе которого протекают с суммарно экзотермическим эффектом.
Проблема регулирования расхода на начальном участке работы РДТТ флегматизацией части поверхности заряда возникла практически одновременно с началом развития твёрдотопливной техники. Первые публикации на эту тему относятся к началу 60-х годов в США (Gibby H., 1964), в СССР (Райсберг Б.А., Скворцов И.Д., 1966).
Флегматизация части начальной поверхности горения заряда может являться весьма эффективным и перспективным направлением регулирования расхода не только на начальном участке работы РДТТ, но и для выравнивания диаграммы давления всего процесса работы РДТТ и снижения газодинамической напряжённости канала в начальный период [32].
Однако при внешней простоте способа практически все попытки его реализации в натурных двигателях ранее не давали положительных результатов. Как правило, все авторы рассматривали покрытие в виде некоторого профиля переменной толщины, при уносе которого и произойдёт требуемое изменение поверхности горения заряда. Практически же рассчитать, а тем более технологически реализовать такой профиль для программированного регулирования невозможно по следующим причинам:
скорость уноса покрытия, являясь функцией коэффициента теплоотдачи, переменна как по всей его площади, так и во времени;
все известные эмпирические зависимости для расчёта коэффициента теплоотдачи получены в определённых ограниченных условиях и в общем случае несут в себе весомый коэффициент незнания, найти коэффициент теплоотдачи решением уравнений теории пограничного слоя не удаётся ввиду чрезвычайной сложности задачи;
даже предположив, что требуемая переменная толщина покрытия известна, реализовать такую топологически сложную поверхность невозможно технологически.
Поэтому область применения данного способа – снижение начального расхода с последующим плавным нарастанием, но его реализация приведёт к большим разбросам внутрибаллистических характеристик.
Как известно [14, 28], пуск современных баллистических ракет из шахтной пусковой установки осуществляется способом миномётного старта с использованием порохового аккумулятора давления (ПАД), дающего требуемый газоприход в подракетное пространство для выброса ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК), с последующим запуском двигателя первой ступени. В конце 70-х годов прошедшего столетия была поставлена задача рассмотреть возможность старта БРПЛ из шахты непосредственно на маршевом двигателе первой ступени. Это означало, что на двигателе было необходимо обеспечить программированный выход на режим за время от 2 до 2,5 с, то есть реализовать плавное нарастание давления в камере сгорания до рабочего с применением флегматизации части поверхности заряда. Этим самым предполагалось имитировать рост давления в подракетном пространстве ТПК, обычно создаваемое ПАДом. Типичное время выхода на режим для маршевых РДТТ составляет до 0,3 с.
В период 1976–1979 гг. в ФНПЦ «АЛТАЙ» была проведена под научным руководством профессора Т.А. Боднаря при активном участии кандидата технических наук А.С. Попова широкомасштабная научно-исследовательская работа (НИР) по экспериментально-теорети-ческим исследованиям проблемы программированного регулирования расхода РДТТ с помощью флегматизирующих покрытий [32]. Целью указанной НИР являлось обеспечение программированного изменения расхода РДТТ в интервале от 0 до 2,5 с начального участка его работы. Эта задача была решена с помощью разработанных перфорированных флегматизирующих покрытий. Использовались различные виды перфораций: круглые или квадратные отверстия, прямоугольные и крестообразные отверстия.
При вариации геометрических параметров перфораций и расстояний между ними регулируется характер изменения площади поверхности горения заряда в зависимости от выгорающего свода (и нарастания давления). При комбинации круглых или квадратных перфораций можно получить характер нарастания площади поверхности (давления в камере) выпуклостью в сторону оси абсцисс декартовой системы координат (вторая производная зависимости площади поверхности горения от свода больше нуля). Для комбинации прямоугольных перфораций вторая производная равна нулю, то есть имеет место нарастание давления с постоянным темпом (линейная зависимость). При комбинации крестообразных сечений характер нарастания давления с вогнутостью в сторону оси абсцисс (вторая производная меньше нуля).
В предложенном способе программированного регулирования расхода изменение поверхности горения является только функцией сгоревшего свода заряда и геометрических параметров перфорации покрытия.
Толщина покрытия постоянна по всей площади флегматизируемой поверхности и должна иметь гарантированный запас к моменту смыкания соседних отверстий.
Проектными параметрами покрытия являются: площадь флегматизируемой поверхности, толщина флегматизирующего слоя, геометрические параметры применительно к конкретной конструкции заряда, материал покрытия, для которого должна быть известна (или определена) скорость уноса. Вид перфорации выбирается в зависимости от требуемого характера нарастания давления (расхода).
Для флегматизирующих покрытий оказались наиболее приемлемыми выпускаемые промышленностью листовые материалы на основе полимеров и резин. Из них по своим физико-механическим и теплофизическим характеристикам требованиям, предъявляемым к флегматизирующему покрытию, удовлетворяют невулканизированные каландрованные резины, например, резина 51-2058, выпускаемая в виде пластин толщиной от 0,6 до 2,0 мм с отклонением толщины около 10 %. Для неё были определены экспериментальные значения скорости уноса в зависимости от параметров теплообмена (коэффициента теплоотдачи).
В ФНПЦ «АЛТАЙ» была разработана технология нанесения покрытия как на готовый заряд, так и на технологическую оснастку с последующим изготовлением заряда с покрытием, созданы методика расчёта проектных параметров флегматизирующего слоя и методика расчёта параметров РДТТ с зарядами, имеющими перфорированные и комбинированные флегматизирующие покрытия.
После проведения большого количества экспериментов на модельных зарядах, первые крупногабаритные РДТТ с программированным выходом на режим были успешно испытаны в 1978 году. Впервые в мировой практике изготовлены и испытаны крупногабаритные заряды для РДТТ, предназначенные для обеспечения старта ракеты из шахты подводной лодки непосредственно на маршевом двигателе [39]. Всего было проведено 15 огневых стендовых испытаний маршевых РДТТ с зарядами типа «звезда», канально-щелевой формы, с гладким каналом и открытым задним торцом. На испытаниях получена хорошая сходимость расчётных оценок и опытных результатов.
Коротко остановимся на научно-техническом вкладе профессоров БТИ АлтГТУ в проведённые разработки. Кроме уже указанных по тексту учебного пособия профессоров Я.Ф. Савченко, Г.В. Саковича, А.С. Жаркова, В.Ф. Комарова, В.И. Марьяша, И.Г. Кауфмана, А.А. Лобановой, С.В. Сысолятина, И.И. Анисимова, Т.А. Боднаря, свой вклад в разработку и отработку рассмотренных выше зарядов и топлив внесли также следующие профессора БТИ АлтГТУ:
В.С. Быстров [21] (научный руководитель отработки зарядов ракет РТ-2, РТ-2П, РСМ-45);
Б.И. Ворожцов [21] (научный руководитель работ по созданию методов контроля сплошности и определения физико-меха-нических характеристик топлив);
В.М. Аксененко [21] (создание методов химико-аналитичес-кого контроля при отработке топлив и зарядов);
А.И. Мишичев (создание методов расчёта и отработки прочности зарядов);
В.Е. Бажин (разработка технологического оборудования);
М.С. Дунин [21] (разработка оснастки и технологического оборудования);
С.Н. Козлов [21] (проектирование зарядов, создание вероятностных методов расчёта разбросов характеристик и надёжности РДТТ, разработка методических подходов к оценке эксплуатационной безопасности и экологических последствий утилизации зарядов);
Г.С. Игонин [21] (изучение cовместимости материалов, физической и химической стабильности топлив);
Ю.Б. Жаринов (разработка и отработка методологии прогноза характеристик и их разбросов на базе вероятностных методов);
Р.В. Рафиков (газодинамические процессы, прогноз и отработка энергетических характеристик);
В.А. Шандаков [21] (разработка топлив);
Ю.Г. Афанасьев (оценка влияния специальных воздействий);
А.М. Белоусов (синтез и технология полимеров);
Ф.А. Попов (программное обеспечение и вычислительная техника);
Э.А. Новосельцев (технологические процессы);
Н.И. Попок [21] (развитие методических основ определения пожаро- и взрывобезопасности технологических процессов, чувствительности топлив к различным воздействиям, эксплуатационной безопасности зарядов);
В.А. Абанин (разработка методов измерения тяги РДТТ с учётом боковой составляющей);
А.С. Лебедев (двухфазные течения и количественный прогноз конденсированных остатков в камере РДТТ);
В.Г. Ефимов (вейвлет-анализ результатов радиационной визуализации процесса горения заряда при стендовых испытаниях);
М.Г. Потапов [21] (разработка и применение средств измерений и контроля при испытаниях на новых физических принципах);
В.Н. Хмелёв (разработка методов контроля сплошности зарядов с бронирующими покрытиями);
В.Г. Казанцев (развитие численных методов расчёта проч-ности);
Ф.Ф. Спиридонов (численные задачи механики сплошной среды);
А.И. Осин (главный инженер Бийского химического комбината);
Ю.А. Кошелев (технологические процессы);
Г.А. Демидов (разработка автоматизированных методов обработки результатов испытаний).

ПРИЛОЖЕНИЕ А

Проектирование и проектный расчёт заряда РДТТ

При большом многообразии возможностей применения РДТТ включает в себя несколько основных узлов [6], к ним можно отнести (рисунок А.1):
корпус двигателя 1;
заряд твёрдого топлива 2;
сопловой блок 3;
систему воспламенения 4.









Рисунок А.1 – Схема РДТТ

Приступая к проектированию РДТТ, конструктор из совокупности общих и специальных требований должен выбрать принципиальные положения, которые будут определять конструктивно-компоно-вочную схему двигателя. К ним в первую очередь относятся: тип твёрдого топлива, форма заряда, конструкция соплового блока. При этом должны быть обеспечены:
заданные энергомассовые характеристики;
временные и внутрибаллистические параметры работы;
технико-экономическая целесообразность принимаемых технических решений.
Процесс проектирования РДТТ заключается в преодолении ряда противоречий. Так, одновременно предъявляемые требования по максимальному суммарному импульсу тяги при минимальной массе конструкции и габаритных ограничениях определяют необходимость поиска рационального сочетания основных проектных решений.
В РДТТ источник энергии (заряд твёрдого топлива) находится внутри ракетного двигателя и во многом влияет на его конструктивный облик. Формой топливного заряда создается требуемый закон массового прихода продуктов сгорания, и при выбранной скорости горения топлива обеспечивается время работы двигателя. Заряд, как правило, должен исключать непосредственное соприкосновение продуктов сгорания со стенками камеры, обеспечивая минимум дегрессивно догорающих остатков топлива и минимальное смещение центра масс двигателя по мере выгорания топлива в заряде.
Задачей курсового проекта является освоение студентами основных принципов проектирования РДТТ, более углубленно заряда, расчётов его массовых и геометрических характеристик, а также внутрибаллистических параметров и текущей тяги. В практической работе при создании РДТТ подобные расчёты являются базой для разработки исходных данных на более детальную оптимизацию РДТТ в целом и его основных и вспомогательных узлов.
Проектирование РДТТ является итерационным процессом. После выбора конструктивно-компоновочной схемы двигателя в первом приближении выбираются тип топлива, форма заряда и проводится проектный расчёт его характеристик.
Опираясь на эти расчёты, делается оценка прочности конструкции заряда и корпуса, выбирается схема тепловой защиты и её материалы, проектируется система воспламенения, разрабатывается технологический процесс снаряжения РДТТ. Этот итерационный процесс в ходе проектирования может повторяться неоднократно по мере уточнения расчётных параметров отдельных узлов и РДТТ в целом.
При выборе формы заряда обычно используются упрощенная постановка и решение задач расчёта параметров РДТТ: скорость продуктов сгорания полагается близкой к нулю, изменение давления по длине камеры не учитывается, и вводится осреднённое по всему свободному объёму камеры сгорания давление. При расчёте параметров двигателя на установившемся режиме приближённо используются уравнения процессов в стационарной форме. Получающаяся при этом погрешность по сравнению с точными методами расчёта незначительна [36].
Проектные работы завершаются выпуском проектного документа (технического предложения, эскизного проекта, технического проекта).
Последовательность и методика первичных расчётных работ по заряду при проектировании РДТТ и изложены в настоящем Приложении А [9].
А.1 Типовая диаграмма изменения давления в камере РДТТ в период его работы
Рабочий процесс в РДТТ начинается с подачи электрического напряжения на пиропатрон. Форс пламени от пиропатрона обеспечивает зажигание воспламенительного состава. Массовый приход продуктов горения в свободный объём РДТТ от системы воспламенения обеспечивает прогрев топливного заряда и его зажигание. Воспламенение топливного заряда происходит в момент времени, когда в поверхностном слое заряда будут достигнуты температура и градиент температур, соответствующие некоторым критическим условиям, обеспечивающим устойчивое горение топлива.
Распространение пламени по поверхности заряда в зависимости от условий зажигания и геометрии РДТТ может происходить со скоростями до 300 м/с [2].
Типовое изменение давления р в камере РДТТ как функция времени его работы ( приведено на рисунке А.2.

р






0 1 2 3 4

0 – начало процесса; 1 ( момент разрушения сопловой заглушки;
2 – время выхода двигателя на режим, соответствующее времени зажигания всей поверхности заряда; 3 – окончание квазистационарного участка работы двигателя; 4 – окончание работы двигателя

Рисунок А.2 – Типовая диаграмма давления

Принятые названия временных интервалов:
0–1 ( время задержки появления тяги;
1–2 ( время выхода на режим;
2–3 ( основной участок работы РДТТ;
3–4 ( время спада давления.
Основной рабочий импульс тяги от горения заряда обеспечивается двигателем на участке (2–3) кривой р = р(().
А.2 Основные расчётные зависимости, используемые при проектировании заряда РДТТ

А.2.1 Расчёт площади горящей поверхности
Поверхность горения заряда S и проходные сечения для газа при горении изменяются с течением времени. Характер изменения поверхности горения зависит от выбранной формы заряда. Расчёт изменения поверхности горения можно приближенно выполнить чисто геометрическим путём как функцию геометрического параметра ( толщины сгоревшего свода e.
В основе геометрического расчёта изменения площади горящей поверхности S в зависимости от толщины сгоревшего свода e лежит допущение о равномерности поля скорости горения топлива, т.е. одинаковой скорости горения во всех направлениях. Это означает, что горение заряда происходит параллельными (или эквидистантными) слоями. Вектор скорости горения в любой точке направлен по нормали к поверхности.
Отметим необходимые условия, при которых будет выполняться допущение о горении топлива параллельными слоями:
1) однородность физических и химических свойств топлива, в частности, однородность температурного поля заряда;
2) одинаковые величины давления и скорости газа по всей поверхности горения заряда.
В реальных двигателях эти условия (особенно второе) не выполняются. Поэтому расчёт изменения поверхности горения в предположении горения топлива параллельными слоями надо рассматривать как первое приближение, требующее дальнейших уточнений при проектировании. Особенно необходимы уточнения для двигателей с большим заполнением камеры сгорания топливом, с большой относительной длиной заряда, а также в начальный период работы на установившемся режиме.
Для заряда с внутриканальным горением поверхность горения
13 EMBED Equation.3 1415
где П ( периметр поверхности горения;
L – длина заряда.
При геометрическом расчёте зависимость П(е) определяется из геометрических соотношений или графическим путём. Заряд сложной формы разбивается на участки (элементарные поверхности), рассчитываются их поверхности по общеизвестным формулам геометрии (конус, цилиндр, сфера, круг, кольцо) и затем суммируются [36].
На рисунке А.3 приведены примеры разгорания некоторых конструктивных элементов заряда при условии, что вектор скорости горения направлен по нормали к поверхности горения в каждой её точке.

Канал заряда Щель






Рисунок А.3 – Схемы выгорания элементов поверхностей заряда

Результаты геометрического расчёта представляются в виде графика (и таблицы) функции площади горящей поверхности S в зависимости от толщины сгоревшего свода e:
S = S(e).

А.2.2 Давление в камере сгорания
После выхода РДТТ на рабочий режим (процесс воспламенения всей поверхности заряда завершился) при малых скоростях течения газа с достаточной на практике точностью выполняется уравнение баланса массы:
13 EMBED Equation.3 1415,
где 13 EMBED Equation.3 1415 ( приход газа с горящей поверхности;
13 EMBED Equation.3 1415 ( расход газа через сопло;
13 EMBED Equation.3 1415( скорость горения топлива, см/с;
13 EMBED Equation.3 1415 ( плотность топлива, кг/см3;
A – коэффициент истечения, 1/с;
р – давление в камере, кгс/см2;
13 EMBED Equation.3 1415 ( площадь критического сечения сопла, см2.
При степенном законе скорости горения и=и(р) в виде:
13 EMBED Equation.3 1415,
(атмосферное давление 13 EMBED Equation.3 1415ратм 13 EMBED Equation.3 14151 кгс/см2, поэтому в учебниках по РДТТ для степенного закона скорости горения оно обычно не указывается в целях упрощения записи; ( < 1 для обеспечения устойчивости процесса горения в камере) давление определяется системой уравнений:
13 EMBED Equation.3 1415
Зависимость р=р(() определяется решением этой системы при известных функциях S=S(e), и=и(р) и начальных условиях (S0,e0).
Численное интегрирование можно провести в следующем порядке.
Расчёт давления в начальный момент времени ((0=0) проводится по формуле Бори:
13 EMBED Equation.3 1415.
Для последующих значений 13 EMBED Equation.3 1415:
13 EMBED Equation.3 1415,
где i = 1, 2,n (n – число определенных в пункте А.2.1 значений функции S=S(e)).
Время, соответствующее рассчитанному текущему давлению, равно:
13 EMBED Equation.3 1415
где 13 EMBED Equation.3 1415.
По результатам расчётов составляется табличная функция р=р(() и строится её график.

А.2.3 Текущие массовый расход продуктов сгорания и тяга РДТТ
Текущий массовый расход m рассчитывается по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415
где р=р(() – текущая функция давления, определенная в пункте А.2.2.
Текущая тяга РДТТ определяется соотношением (на участке безотрывного истечения из сопла):
13 EMBED Equation.3 1415
где I1 – удельный импульс тяги, который определяется термодинамическим расчётом с последующим учетом различного вида потерь (газодинамические, двухфазные, конструктивные, тепловые и др.).
Расчёт удельного импульса тяги в задачу выполняемого курсового проекта не входит. Величина удельного импульса тяги задается в задании и принимается постоянной для всех значений времени (.

А.2.4 Определение проектных средних параметров заряда
Средняя величина площади горения заряда Sср при заданном среднем массовом расходе:
13 EMBED Equation.3 1415
Среднее давление в камере:
13 EMBED Equation.3 1415
Время горения заряда (:
13 EMBED Equation.3 1415.
Средний массовый расход при известной массе заряда m и времени горения (:
13 EMBED Equation.3 1415.
Требуемая скорость горения 13 EMBED Equation.3 1415.
Средняя тяга Rср при известных 13 EMBED Equation.3 1415 и I1:
13 EMBED Equation.3 1415.
А.2.5 Предельное максимальное давление в камере сгорания
Случайные отклонения скорости горения топлива, размеров заряда, корпуса, сопла и других элементов от номинальных значений, изменения температуры в температурном диапазоне применения РДТТ приводят к разбросам давления, расхода, тяги.
Предельное максимальное давление по результатам проектирования заряда может быть определено по формуле:
13 EMBED Equation.3 1415,
где Smax – максимум функции 13 EMBED Equation.3 1415;
pср – среднее давление при работе двигателя по расчётным данным;

13 EMBED Equation.3 1415( предельные разбросы давления, которые задаются в задании на курсовой проект.

А.3 Расчёт характеристик заряда

А.3.1 Перечень исходных данных для курсового проекта
Координаты внутреннего профиля корпуса;
координаты зоны ограничения в предсопловом объёме для размещения утопленной части соплового блока;
диаметр критического сечения сопла (кр;
требуемое время работы на основном режиме (осн;
максимально допустимое давление в камере;
предельные разбросы давления;
удельный импульс тяги I1 и коэффициент истечения А;
плотность топлива (т и показатель степени ( в законе скорости горения 13 EMBED Equation.3 1415;
рекомендуемая форма заряда.

А.3.2 Перечень выполняемых расчётных работ
в курсовом проекте
Выбрать диаметр канала, его изменение по длине камеры и построить расчётно-габаритную схему заряда в заданных обводах.
Примечание ( Элементы конструкции заряда не должны попадать в зону ограничения под утопленный в камеру сопловой блок.
Построить схему выгорания топлива в заряде при уменьшении толщины его свода с шагом не более 5 см в масштабе 1:10.
Рассчитать начальную поверхность горения заряда S0, текущую S=S(e), максимальную Smax.
Вычислить объём корпуса Vк, объём топлива Vт, объём зоны ограничения, предназначенной для соплового блока Vс.б..
Определить коэффициент заполнения двигателя топливом
13 EMBED Equation.3 1415.


Найти проектную массу топлива m при выбранном канале.
Вычислить требуемую скорость горения топлива и.
Рассчитать средние значения расхода 13 EMBED Equation.3 1415 и тяги Rср.
Провести расчёт среднего и текущего давления р=р(().
Определить предельное максимальное давление 13 EMBED Equation.3 1415.
Рассчитать расход 13 EMBED Equation.3 1415 и тягу R как функции времени.
12. Предложить (подкрепив оценочными расчётами) пути снижения предельного максимального давления до требуемого по заданию на курсовой проект уровня за счёт изменения:
а) средней проектной скорости горения топлива в заряде;
б) заданного диаметра критического сечения сопла;
в) формы или отдельных размеров выбранного заряда.
Для зарядов канального типа диаметр канала целесообразно выбирать из условия прочности по деформациям на его поверхности :
13 EMBED Equation.3 1415,
где b – радиус корпуса в анализируемом поперечном сечении;
a – радиус канала заряда.

А.4 Требования к содержанию и оформлению курсового проекта
Курсовой проект должен содержать:
краткое обоснование начальной геометрии заряда;
расчёт геометрических характеристик и зависимости поверхности горения от свода заряда;
расчёт текущих давления, расхода, тяги в камере;
проектные параметры РДТТ (масса заряда твёрдого топлива, максимальное давление, средние расход и тяга, время работы);
возможные способы снижения предельного максимального давления в камере сгорания, если в этом возникла необходимость.
Результаты расчётов должны быть представлены в пояснительной записке к курсовому проекту с необходимыми эскизами, графиками, таблицами и подробной расчётной схемой выгорания заряда.




А.5 Пример расчёта
А.5.1 Исходные данные
Координаты внутреннего профиля L/R (см):
0/2,0; 0/10,0; 30,0/10,0; 30,0/2,0;
координаты зоны ограничения соплового блока L(/R( (см):
30,0/1,85; 27,0/1,80; 26,0/0;
рекомендуемая форма заряда – цилиндрическая;
диаметр критического сечения сопла dкр=2,20 см ;
время работы двигателя (п = 10 с (до давления в камере рк=2 кгс/см2 );
максимальное допустимое давление 13 EMBED Equation.3 1415 не должно превышать 80 кгс/см2;
предельные разбросы давления 13 EMBED Equation.3 1415= 15 %;
удельный импульс тяги I1 = 180 кгс·с/кг;
коэффициент истечения А = 0,006 1/с;
плотность топлива (т=0,0017 кг/см3;
закон скорости горения 13 EMBED Equation.3 1415при
· = 0,3.
Примечание – Размерности приведены в технической системе единиц, поскольку реальное практическое измерение давления в камере сгорания РДТТ датчиками различного типа при огневых стендовых испытаниях и последующая обработка результатов в настоящее время пока проводится в единицах килограмм (сила), делённый на квадратный сантиметр.

А.5.2 Расчёт
По исходным данным производится построение расчётно-габа-ритной схемы и расчёт выгорания топлива с шагом (e (рисунок А.4).
Рассчитывается поверхность горения заряда: начальная S0, текущая13 EMBED Equation.3 1415 с использованием формул
13 EMBED Equation.3 1415;
13 EMBED Equation.3 1415,
где ri – радиус канала заряда;
R – внешний радиус заряда;
hi – длина заряда.
Определяется поверхность Smax = 1230,88 см2.


R

0 30,0
10,0 10,0


5-

0 (e 30,0
2,0 2,0

0 10 20 30 L
26,0 27 30,0
0 1,8 1,85

Рисунок А.4 – Схема заряда

Результаты расчёта поверхности 13 EMBED Equation.3 1415 представлены в таблице А.1, график представлен на рисунке А.5.

Таблица А.1 – Результаты расчёта поверхности
e, см
S, см2

0
979,68

2,0
1180,64

4,0
1230,88

6,0
1130,40

7,5
478,06

8,0
0


S, см2








е, см


Рисунок А.5 – Зависимость поверхности горения от свода
Рассчитывается объём корпуса Vк, объём топлива Vт, объём зоны ограничения Vс.б. с использованием формул:
( для усеченного конуса 13 EMBED Equation.3 1415;
( для полого цилиндра 13 EMBED Equation.3 1415,
где R, r – радиусы оснований, см;
h – высота, см.
Таким образом, Vк = 9420,0 см3, Vт = 9043,2 см3, Vс.б. = 34,8 см3.
Определяется коэффициент заполнения камеры топливом:
13 EMBED Equation.3 1415
Определяется масса топлива m (кг):
13 EMBED Equation.3 1415= 15,37.
Вычисляется требуемая скорость горения (см/с) :
13 EMBED Equation.3 1415.
Рассчитывается средний массовый расход (кг/с):
13 EMBED Equation.3 1415
По уравнению баланса массы рассчитывается среднее давление (кгс/см2):
13 EMBED Equation.3 1415
где 13 EMBED Equation.3 1415 см2.
Находится единичная скорость горения (см/с):
13 EMBED Equation.3 1415= 0,2262 при р = 67,4 кгс/см2.
Текущее давление определяется согласно разделу А.2.2.
Результаты расчёта р(() представлены в таблице А.2.

Таблица А.2 ( Результаты расчётов
(, с
р, кгс/см2
13 EMBED Equation.3 1415, кг/с

1
2
3

0
54,67
1,25

2,66
71,37
1,63

5,12
76,16
1,74

Продолжение таблицы А.2
1
2
3

7,53
67,07
1,53

9,41
19,61
0,45

10,22
2,0
0,05

10,32
0
0


Примечание ( Значение (п при pк = 2 кгс/см2 и время, соответствующее pк, находятся интерполяцией и заносятся в таблицу А.2.
Предельное максимальное давление при заданном значении 13 EMBED Equation.3 1415 составляет:
13 EMBED Equation.3 1415=87,6 кгс/см2.
По рассчитанным значениям р(() определяются текущие значения массового расхода (см. таблицу А.2)
13 EMBED Equation.3 1415=Ap(()(кр.
Графики зависимостей р(() и 13 EMBED Equation.3 1415 приведены на рисунках А.6, А.7 соответственно.


р, кгс/см2












·, с


Рисунок А.6 – Зависимость давления от времени


13 EMBED Equation.3 1415, кг/с









·, с

Рисунок А.7 – Зависимость расхода от времени

Из проведенных расчётов следует, что предельное максимальное давление превышает требуемое. Выполнение требований задания по снижению максимального давления возможно за счёт следующих условий.
1. Уменьшение скорости горения топлива. Для определения величины скорости горения, при которой значение максимального давления не превышает требуемое ( 80 кгс/см2, вычисляется максимальное давление на номинальном режиме по формуле 13 EMBED Equation.3 1415. Значение равно 69,6 кгс/см2.
Из формулы Бори при р = 69,6 кгс/см2 и S = 1230,88 см2 величина и1 равна 0,2124. Исходя из зависимости 13 EMBED Equation.3 1415 вычисляется требуемая скорость горения при среднем давлении рср = 67,4 кгс/см2, которая составляет 0,75 см/с.
2. Увеличение начального диаметра критического сечения сопла. Исходя из 13 EMBED Equation.3 1415=69,6 кгс/см2 находим из формулы Бори (кр при S = 1230,88 см2. Требуемая величина площади критического сечения сопла должна быть не более 4,05 см2, а диаметр критического сечения ( 2,27 см.
3. Изменение начальной поверхности горения заряда. Необходимо уменьшить поверхность горения в точке максимума этой функции на 75,2 см2, что возможно за счёт бронирования части торцевой поверхности или изменения конструкции заряда.
ЛИТЕРАТУРА

Лавров, Л.Н. Конструкции ракетных двигателей на твёрдом топливе/ Л.Н. Лавров и [др.]; под общ. ред. Л.Н. Лаврова. – М.: Машиностроение, 1993. – 215 с.
Липанов, А.М. Проектирование ракетных двигателей твёрдого топлива: учебник для студентов вузов / А.М. Липанов, А.В. Алиев.– М.: Машиностроение, 1995. – 400 с.
Фахрутдинов, И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твёрдого топлива: учебник для машиностроительных вузов / И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников. ( М.: Машиностроение, 1987.– 328 с.
Ерохин, Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ: учебник для высших технических учебных заведений. ( М.: Машиностроение, 1991. – 560 с.
Космонавтика. Маленькая энциклопедия / гл. редактор В.П. Глушко. ( М.: Советская энциклопедия, 1970. – 592 с.
Яскин, А.В. Конструктивные схемы РДТТ. Справочные материалы: учебное пособие по дисциплине «Основы конструирования ракетных двигателей» для студентов специальности 130400 / А.В. Яскин, С.Н. Вагичев. ( Бийск: Алт. гос. техн. ун-т им. И.И. Ползунова, БТИ, 2005. ( 67 с.
Белов, Г.В. Композиционные материалы в двигателях летательных аппаратов / Г.В. Белов, Б.Т. Ерохин, В.П. Киреев. ( М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998. – 344 с.
Цуцуран, В.И. Военно-технический анализ состояния и перспективы развития ракетных топлив: учебник / В.И. Цуцуран, Н.В. Петрухин, С.А. Гусев. – М.: Министерство обороны РФ, 1999. – 332 с.
Макарова, Н.М. Проектный расчёт заряда РДТТ: методические рекомендации к курсовому проекту для студентов специальности 130400 / Н.М. Макарова, А.В. Яскин; Алт. гос. тех. ун-т им. И.И. Ползунова, БТИ. – Бийск, 2002. – 20 с.
Жарков, А.С. Опыт создания составов топлива и зарядов для БРПЛ / А.С. Жарков, В.И. Марьяш, Г.В. Сакович, В.А. Шандаков, А.В. Яскин // Ракетно-космическая техника: Расчёт, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом: научно-технический сборник. Серия 14, выпуск 1(44). ( ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 2000. ( С. 89(97.
Анисимов, И.И. Совершенствование конструкций зарядов маршевых РДТТ для повышения энерговооруженности БРПЛ РСМ-52 (вариант) / И.И. Анисимов, С.Н. Вагичев, А.С. Жарков, А.П. Жуков, А.В. Яскин // Ракетно-космическая техника: Расчёт, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом: научно-технический сборник. Серия 14, выпуск 1(50). ( ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 2004. ( С. 118(128.
Вагичев, С.Н. О сохранности характеристик зарядов маршевых РДТТ БРПЛ РСМ-52 после длительной эксплуатации / С.Н. Вагичев, В.Н. Ерёмин, А.С. Жарков, Г.П. Коваленко, С.Н. Козлов, А.В. Лит-винов, А.В. Яскин / Ракетно-космическая техника: Расчёт, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом: научно-технический сборник. Серия 14, выпуск 1(56). ( ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 2009. ( С. 96(106.
Сакович, Г.В. Научный подвиг Алтая: Твёрдое топливо для первых отечественных ракет РВСН С.П. Королёва создано на Алтае / Г.В. Сакович, А.С. Жарков, А.В. Яскин // Родина. ( Вып. 12, 2009. ( С. 62(63.
Баллистические ракеты подводных лодок России. Избранные статьи / под общей редакцией И.И. Величко; сост. Р.Н. Канин, О.Е. Лукьянов, Ю.Г. Тарасов. ( Миасс: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В.П. Макеева, 1994. ( 279 с.
Аликин, В.Н. Пороха, топлива, заряды. Т. 1. Методы математического моделирования для исследования зарядов твёрдого топлива / В.Н. Аликин, Ю.М. Милёхин, З.П. Пак. ( М: Химия, 2003. ( 216 с.
Гребёнкин, В.И. Силовые характеристики маршевых твёрдотопливных двигательных установок и двигателей специального назначения / В.И. Гребёнкин, Н.П. Кузнецов, В.И. Черепов. ( Ижевск: Изд-во ИжГТУ, 2003. ( 356 с.
Николаев, Ю.М. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ / Ю.М. Николаев, Ю.С. Соломонов. ( М.: Воениздат, 1979. ( 240 с.
Соломонов, Ю.С. Ядерная вертикаль. ( М.: ИД «Интервестник», 2009. ( 336 с.
Дюнзе, М.Ф. Ракетные двигатели твёрдого топлива для космических систем / М.Ф. Дюнзе, В.Г. Жимолохин. ( М.: Машиностроение, 1982. ( 160 с.
Калинин, В.В. Нестационарные процессы и методы проектирования узлов РДТТ / В.В. Калинин, Ю.Н. Ковалёв, А.М. Липанов. ( М.: Машиностроение, 1986. ( 216 с.

Космонавтика и ракетостроение. Биографическая энциклопедия. ( М.: Столичная энциклопедия, 2006. ( 896 с.
СКБ-85, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. академика В.П. Ма-кеева / сост. Р.Н. Канин, Н.Н. Тихонов; под общей ред. академика РАРАН В.Г. Дегтяря. ( М.: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В.П. Макеева»; «Военный парад», 2007. ( 408 с.
Методический подход к проблеме взрывобезопасности при ликвидации РДТТ открытым сжиганием на стенде ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ» / А.В. Яскин, А.С Жарков, А.П. Жуков, С.Н. Вагичев, М.Г. Потапов // Высокоэнергетические материалы: демилитаризация, антитерроризм и гражданское применение: тезисы Второй международной конференции «HEMs-2006» 11–14 сентября 2006 г. (г. Белокуриха). – М.: ЦНИИХМ. – С. 33(35.
Технология и структура процесса огневой ликвидации крупногабаритных зарядов РДТТ на открытых стендах / А.В. Яскин, С.Н. Вагичев, Г.П. Коваленко, С.Н. Козлов, А.В. Литвинов // Высокоэнергетические материалы: демилитаризация, антитерроризм и гражданское применение: тезисы Четвёртой международной конференции «HEMs-2006» 3–5 сентября 2008 г. (г. Белокуриха). ( Бийск: ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ»; ИПХЭТ СО РАН, 2008. – С. 187–189.
Скворцов, И.Д. История создания первых отечественных стратегических твёрдотопливных ракет / И.Д. Скворцов, М.С. Шур. – М.: Металхим-Прогресс,1995. – 20 с.
Разработка в ОКБ-1 первых отечественных стратегических ракет на твёрдом топливе 8К95, 8К98, 8К98П/ И.Н. Садовский // Из истории отечественной пороховой промышленности: Создание первой твёрдотопливной межконтинентальной ракеты. – М.: ЦНИИНТИКПК, 1997. – С. 13–29.
Гапаненко, В.И. Особенности РДТТ для БРПЛ / В.И. Гапаненко, Г.А. Зыков, М.И. Соколовский // Ракетно-космическая техника: Расчёт, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом»: научно-технический сборник. Серия 14, выпуск 1(44). ( ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 2000. ( С. 139(147.
Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. – М.: Военный парад, 2007. – 248 с.
Губертов, А.М. Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твёрдого топлива / A.М. Губертов [и др.]; под редакцией А.С. Коротеева. – М.: Машиностроение, 2004. – 512 с.
Бурдюгов, С.И. Утилизация твёрдотопливных ракетных двигателей (РДТТ) / С.И. Бурдюгов [и др.]; под общей ред. Н.П. Кузнецова. – Москва; Ижевск: Институт компьютерных исследований; НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика», 2008. – 512 с.
Высокоэнергетические твёрдые топлива – основа конструктивного совершенства и баллистической эффективности РДТТ для БРПЛ / С.А. Биткин, С.В. Козлов, Н.А. Обухов, С.А. Рязанов // Проблемы и методология утилизации смесевых твёрдых топлив, отходов спецпроизводств и остатков жидких ракетных топлив в элементах ракетно-космической техники. Проектирование, отработка и испытания твёрдотопливных двигательных установок: сборник докладов Третьей всероссийской научно-практической конференции 25–27 сентября 2003 г. (г. Бийск). – Бийск: ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ», РА РАН, 2004. – С. 32(40.
Попов, А.С. Применение флегматизирующих покрытий для регулирования расхода ЭУ / А.С. Попов // Проблемные вопросы методологии утилизации смесевых твёрдых топлив, отходов и остатков жидких ракетных топлив в элементах ракетно-космической техники: сборник докладов Второй всероссийской научно-практической конференции 26–28 сентября 2001 г. (г. Бийск). – Бийск: ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ»; РА РАН, 2003. – С. 136(145.
Cоркин, Р.Е. Теория внутрикамерных процессов в ракетных двигателях на твёрдом топливе: внутренняя баллистика / Р.Е. Соркин. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1983. – 288 с.
Козлов, С.Н. Структура обеспечения экологической безопасности при огневых испытаниях РДТТ / С.Н. Козлов, В.И. Марьяш, Б.Д. Олейников, М.А. Фёдоров, А.В. Яскин // Проблемные вопросы методологии утилизации смесевых твёрдых топлив, отходов и остатков жидких ракетных топлив в элементах ракетно-космической техники: сборник докладов научно-технической конференции. – Бийск: Научно-издательский центр БиГПИ, 2000. – С. 48(57.
Аникеев, Б.М. Разработка в НИИ-9 СРТТ, промышленной технологии изготовления зарядов из них и конструкций зарядов к маршевым двигательным установкам стратегических ракет 8К98, 8К98П / Б.М. Аникеев, Ю.Н. Одинцов // Из истории отечественной пороховой промышленности: Создание первой твёрдотопливной межконтинентальной ракеты. – М.: ЦНИИНТИКПК, 1997. – С. 81(87.
Абугов, Д. И. Теория и расчёт ракетных двигателей твёрдого топлива: учебник для машиностроительных вузов / Д.И. Абугов, В.М. Бобылев. – М.: Машиностроение, 1987. – 272 с.
Коллектив авторов. О жизни и деятельности академика Б.П. Жукова. ( Гриф и К, 2008. ( 304 с.
Аликин, В.Н. Пороха, топлива, заряды. Т. 2. Пороха, топлива, заряды / В.Н. Аликин, А.М. Липанов, С.Ю. Серебренников, М.И. Соколовский, В.Н. Стрельников. ( М: Химия, 2004. ( 204 с.
ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ». – Новосибирск: Издательство «Приобские ведомости», 2008. – 80 с.
Милёхин, Ю.М. Надёжность ракетных двигателей на твёрдом топливе / Ю.М. Милёхин, Л.Ю. Берсон, В.К. Кавицкая, Э.И. Эренбург. – М.: МГУП, 2005. – 878 с.
Brower, D.B. Russian Solid Motor demilitarization safety issues / D.B. Brower, L.A. Losse // Asto Tehnology unc.: Jannaf 49th. Propellant development. – Houston TX, 1999. – Р. 131(143.
Шишков, А.А. Рабочие процессы в ракетных двигателях на твёрдом топливе: справочник / А.А. Шишков, С.Д. Панин, Б.В. Румянцев. – М.: Машиностроение, 1989. – 240 с.
Фахрутдинов, И.Х. Ракетные двигатели твёрдого топлива / И.Х. Фахрутдинов. – М.: Машиностроение, 1981. – 223 с.
Жарков, А.С. Безопасность работ при ликвидации РДТТ методом статического сжигания / А.С. Жарков, В.И. Марьяш, А.П. Жуков, С.Н. Вагичев, Г.П. Коваленко, А.В.Яскин // Высокоэнергетические материалы. Демилитаризация и гражданское применение: тезисы Международной конференции «HEMs-2004» 6(9 сентября 2004 г. (г. Белокуриха Алтайского края). ( Бийск: ФГУП «ФНПЦ «АЛТАЙ», 2004. – С. 81–82.
Алемасов, В.Е. Теория ракетных двигателей: учебник для студентов высших технических учебных заведений / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под редакцией В.П. Глушко. – М: Машиностроение, 1989. – 464 с.
Полежаев, Ю.В. Газодинамические испытания тепловой защиты: справочник / Ю.В. Полежаев, А.А. Шишков. – М.: Промедэк, 1992. – 248 с.
Никитин, А.Т. Теплозащитные покрытия в динамике сплошных сред / А.Т. Никитин, В.А. Лошкарёв. – Издательство Ростовского университета, 1982. – 256 с.
Цандер, Ф.А. Проблемы межпланетных полётов / Ф.А. Цандер. – М.: Наука, 1988. – 232 с.
Орлов, Б.В. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твёрдом топливе / Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг. – М.: Машиностроение, 1979. – 392 с.
Сухина, Г.А. Ракетный щит отечества / Г.А. Сухина, В.И. Ивкин, М.Г. Дюрягин; под общей ред. В.А. Яковлева. – М.: ЦИПК РВСН, 1999. – 254 с.






Учебное издание


Яскин Алексей Васильевич


КОНСТРУКЦИИ И ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ

Учебное пособие




Редактор Соловьева С.В.
Технический редактор Алякритская Л.М.
Дизайн обложки Жарков Д.В.

Подписано в печать 04.07.2010. Формат 60(84 1/16
Усл. п. л. ( 11,6. Уч.-изд. л. ( 12,5
Печать ( ризография, множительно-копировальный аппарат «RISO EZ300»

Тираж 80 экз. Заказ 2010(98
Издательство Алтайского государственного
технического университета
656038, г. Барнаул, пр-т Ленина, 46

Оригинал-макет подготовлен ИИО БТИ АлтГТУ
Отпечатано в ИИО БТИ АлтГТУ
659305, г. Бийск, ул. Трофимова, 27

 Профессор Я.Ф. Савченко – генеральный директор НИИ-9 ( АНИИХТ ( НПО «АЛТАЙ» с 1959 г. по сентябрь 1984 г.; академик РАН Г.В. Сакович – с 1961 по 1984 гг. – руководитель рецептурно-технологического направления и первый заместитель генерального директора, генеральный директор НПО «АЛТАЙ» ( ФНПЦ «АЛТАЙ» с сентября 1984 г. по июль 1997 г. (ныне почетный директор ФНПЦ «АЛТАЙ», научный руководитель ИПХЭТ СО РАН ); Б.М. Аникеев – ответственный исполнитель первых работ по разработке топлив на основе БК, кандидат технических наук.









13PAGE 1427615


13 PAGE \* MERGEFORMAT 1412815


Рисунок 1.1 ( Конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистической ракеты

Рисунок 1.2 ( Конструкция маршевого четырёхсоплового РДТТ верхней ступени
баллистической ракеты



5

Рисунок 1.4 ( Конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Минитмен-III» (США)


3

4

1

2

Рисунок 3.8 ( Конструктивная схема сопла с переменной степенью расширения с легкодеформируемым гибким раструбом

Рисунок 3.9 ( Конструктивная схема сопла с переменной степенью расширения с лепестковым раструбом


Рисунок 3.10 ( Типовые циклограммы подачи команд на выдвижение насадков









Рисунок 1.3 ( Конструкция маршевого РДТТ верхней ступени баллистической ракеты

Рисунок 1.7 – Двигательная установка системы аварийного спасения космического корабля «СОЮЗ-ТМ».


128

2

Рисунок 6.3 ( Принципиальная технологическая схема производства коксопековых композиций с металлокерамической матрицей; основные материалы: кокс, цирконий металлический, кремний, бор и др.



(

Я 81

3



Рисунок 6.1 ( Классификация углеродных материалов



Рисунок 8.1 ( Испытательный стенд ФНПЦ «АЛТАЙ».
Двигатель первой ступени РСМ-52


Рисунок 8.2 ( Испытательный стенд ФНПЦ «АЛТАЙ». Двигатель второй ступени РСМ-52


Рисунок 8.3 ( Испытательный стенд. Система водной экологической защиты стенда


4

1

13 EMBED Excel.Chart.8 \s 1415

13 EMBED Excel.Chart.8 \s 1415

13 EMBED Excel.Chart.8 \s 1415





Приложенные файлы

  • doc 7408727
    Размер файла: 8 MB Загрузок: 2

Добавить комментарий