содержание      ..      1       2         ..

Справочник: Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива (Шишков А.А., Панин С.Д.) - часть 1

ИНДЕКСЫ

в - воспламенитель

вн - внутренний

в.р - выход на режим

вх - вход

г.р - газовый руль

д - дно

дв - двигатель

з - заряд

зад - задержка

к - конструкция

кан - канал

м - миделево сечение

н - неравномерность

нач - начальное

нар - наружный

ном - номинальное

отс - отсечка

п - пустотный; пороговый

п.н - полезная нагрузка

поз - позиционный

пр - предельный, прочие

п.т - передний торец

р - рассеяние

сж - сжатие

6

На баллистических ракетах в соответствии со схемой действия

применяются также различные РДТТ с малой продолжительностью

работы: тормозные, увода обтекателей, закрутки боевых блоков,

ступеней.

Рис. 1.1 Ракетный двигатель на твердом топливе:

1 - воспламенительное устройство; 2 - теплозащитное покрытие; 3 - корпус

типа

«кокон»;

4

- заряд смесевого твердого топлива;

5

- линия,

соответствующая половине толщины свода; 6 - передний узел крепления; 7 -

задний узел крепления; 8 - рулевой привод; 9 - частично вдвинутое поворотное

сопло; 10 - силовая оболочка; 11 - герметизирующий слой;

12 -

антидиффузионный слой;

13

- защитно-крепящий слой;

14

- слой,

контактирующий с потоком; 15 - слой, исключающий склеивание манжеты с

покрытием; 16 - манжета.

Таблица 1.1

Параметры неуправляемых ракет РСЗО

Оперенные

Турбореактивные

Параметр

М-8

М-13

М-31

М-14Ф

М-24Ф

Калибр, мм

82

132

300

140

240

Длина, мм

1090

1415

1760

1085

2000

Масса, кг

13,3

42,5

92,4

39,6

112,2

Дальность, км

8,5

8,5

4,3

10

11

Число сопел

1

1

1

10

16

9

Угол наклона сопел,^о

0

0

0

22

15

Число направляющих

24; 36;48

16

12

17

12

4. Космическая техника. Имеются твердотопливные ракетоносители (РН

«Скаут», табл. 1.6); РДТТ применяются также в различных сочетаниях с

ЖРД, а именно: два семисекционных РДТТ в составе первой ступени

РН «Титан-3С»; два четырехсекционных стартовых РДТТ, запускаемых

вместе с ЖРД

(«Спейс шатл»); верхние ступени, в том числе

стабилизируемые вращением РН «Тор-Дельта» и «Торад-Дельта» (в

последнем случае имеются также навесные РДТТ).

Рис. 1.2 Реактивные снаряды:

1 - сопло снаряда М-13; 2 - корпус; 3 - семишашечный заряд твердого топлива;

4

- воспламенитель;

5

- узел крепления;

6

- пиропатрон;

7

- пусковое

устройство; 8 - диафрагма; 9 - турбореактивный снаряд М-14Ф.

РДТТ применяются также в межорбитальных буксирах. На твердом

ракетном топливе работают различные тормозные двигатели, посадочные,

двигатели реактивных систем управления, разнообразные двигатели

(увода

обтекателей и отработанных ступеней, систем аварийного спасения, создания

небольшого положительного ускорения для осадки жидкости топлива пред

запуском ЖРД и др.); как правило, эти РДТТ имеют малое время работы [10].

______________

* Длина направляющих.

10

В связи с тем, что РН по стартовой массе на порядок и более

превышают баллистические ракеты и для них необходимы высокие

энергетические характеристики, регулирование тяги, заправка

(снаряжение) на стартовой позиции непосредственно перед пуском, в

зарубежных РН получили широкое распространение ЖРД [7]. В ряде

случаев, отмеченных выше, оказалось целесообразным применение

РДТТ. В США рассматриваются проекты крупных твердотопливных РН

(в том числе на базе баллистических ракет), длительно поддерживаемых

в готовности к пуску для выполнения задач военной космической

программы.

5. РДТТ применяются и в других областях науки и техники, а именно: в

авиации в качестве стартовых ускорителей самолетов, в парашютно-

десантных и катапультных системах; для забрасывания спасательного

линя с корабля на берег; в качестве двигательных установок

метеорологических и геофизических ракет, а также ракет для борьбы с

градом. Проведены испытания турбобура на твердом ракетном топливе.

Из сравнения твердотопливных и жидкостных ракетных двигателей (табл.

1.7) видны эксплуатационные преимущества первых. Плотность компоновки

твердотопливных ракет в 1,5«2 раза выше, чем жидкостных. Максимальными

массами и тягой обладают РДТТ «Спейс шатл» ЖРД для РН «Сатурн-5».

Таблица 1.6

Параметры ступеней РН «Скаут» (США)

Время

Диаметр,

Ступень

Тяга, км

Масса, т

Длина, м

работы, с

м

1

440

76

10,8

1,0

9,1

2

325

38

4,5

0,8

7,3

3

75

47

1,3

0,8

1,9

4

26

25

0,26

0,46

1,48

Особенности конструкции твердотопливных ракет и ракетных двигателей

открывают широкие возможности их поэтапной модернизации (что можно

видеть на примерах развития систем залпового огня и баллистических ракет

подводных лодок).

Таблица 1.7

Основные параметры РДТТ и ЖРД

ЖРД (низкокипящие

Параметр

РДТТ

компоненты)

Удельный импульс тяги, м/с

2863

4464

Плотность топлива, г/см³

1,8

0,345

Полетное дросселирование тяги

Т

+

Многократный запуск

Т

+

13

Наибольшая масса топлива, 10³ кг

502

-

Наибольшая тяга единичной ДУ, МН

14

-

Стартовая перегрузка

2«3

1,2«1,6

Возможность длительного поддержания

(15 лет) готовности снаряженной ДУ к

+

+

запуску

Безопасность эксплуатации

+

Т

снаряженной ДУ

Примечание. Т - трудно осуществляется;

+ - применяется;

- жидкий

кислород и жидкий водород, ЖРД для космического аппарата «Спейс шатл».

Основные узлы твердотопливного ГГ сходны с главными узлами РДТТ:

ГГ состоит из корпуса, заряда твердого топлива, воспламенителя и выхлопного

устройства с газоходом, ресивером и (возможно) регулятором расхода; нередко

в газовом тракте ГГ устанавливаются охлаждающие устройства и фильтры [35].

Продукты газогенерации истекают либо при сверхкритическом перепаде

давлений (через одно или несколько сопел к различным потребителям), либо

при докритическом, либо часть газов истекает при сверхкритическом, а часть -

при докритическом. Увеличенные тепловые и газодинамические потери, утечки

газа в питаемых устройствах, их изменения во времени, малые коэффициенты

импульса и расхода - все это оказывает существенное влияние на рабочие

характеристики ГГ. основные области применения твердотопливных ГГ

следующие:

1. бортовые источники мощности (до 10 кВт) или газа;

2. ГГ систем старта (например, для открытия створок крышки шахтного

ствола; для поднятия крышки траншеи и подъема контейнера с ракетой

в вертикальное положение, мощность таких ГГ достигает 10⁴ кВт; для

создания повышенного давления в подракетном объеме с целью

обеспечения старта ракеты из шахтного ствола или пускового

контейнера);

3. стендовые ГГ для исследования и отработки новых топлив,

теплозащитных материалов и элементов сопловых блоков. Технические

задачи, для решения которых предназначены ГГ, определяют

конкретные требования, как-то: время работы; расход (мощность на

выходе); температура и состав продуктов генерации; диапазон давлений

в корпусе.

1.2 ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА

Твердые ракетные топлива применяются в ракетных двигателях, ГГ,

прямоточных и ракетно-прямоточных двигателях и гидроракетных двигателях.

Их можно разделить на две группы: баллиститные (гомогенные), например, Н и

НМ-2 (табл. 1.8) и смесевые (гетерогенные).

14

Таблица 1.9

Характеристики твердых окислителей

Химическая

Плотность,

Содержание

Окислитель

формула

г/см³

кислорода, %

Перхлорат калия

KCIO

2,50

46,2

4

Перхлорат аммония

NH

1,95

54,5

4 CIO4

Перхлорат лития

2,43

60,2

Li CIO

4

Перхлорат нитрония

NO

2,25

66,7

2 CIO4

Нитрат калия

KNO

2,11

47,4

3

Нитрат аммония

1,73

60,0

NH

4 NO3

Нитрат лития

Li NO

2,38

69,6

3

Таблица 1.10

Стехиометрическое

Тепловой эффект

отношение при

реакции с NH

4 CIO4 ,

Горючее

горении в

кДж/г

кислороде, кг/кг

Каучук бутадиен-стирольный

3,14

3,88

Каучук полиуретановый

1,81

3,38

Смола эпоксидная

2,34

3,85

Полиметилметакрилат

1,92

3,88

Алюминий

0,89

8,62

магний

0,66

8,54

3. Цементаторы

(связующие)

- органические полимеры, обеспечивающие

механическую прочность пиротехнических составов

(идитол, канифоль,

эпоксидные смолы, каучуки, этилцеллюлоза).

4. Другие добавки, играющие роль ускорителей или замедлителей горения или

уменьшающие чувствительность составов к трению (флегматизаторы).

Для воспламенения смесевых твердых топлив с высоким содержанием

NH

4 CIO4 применяют пиротехнические смеси: KCIO4 - 26«50%, Ba(NO3 )2 -

15«17%, циркониево-никелевый сплав (50/50) - 32«54%, этилцеллюлоза - 3%

(патент США).

В воспламенительных устройствах применяют пиротехнические составы в

виде прессованных таблеток. Плотность во многом определяется давлением

прессования и колебания в пределах 1,3«2,8 г/см³ . удельная теплоемкость -

0,8«1,25 Дж/(кг*К), теплопроводность - 62,8«104,7 Вт/(м*К).

17

Таблица 1.12

Теплотворная способность пиротехнических составов

при стехиометрическом соотношении компонентов

Теплотворная

Горючее

Окислитель

способность,

кДж/кг

Бор и алюминий

PbCrO₄

2100«2500

Дымный порох

KNO₃

2500«2900

Сплав циркония с никелем

4200«4600

KClO₄

Бор

Ba(NO₃ )₂

5400«5800

Циркониево-никелевый сплав с добавлением

KClO₄

бора и алюминия

63«6700

Магний

(C₂ F₄ )n

9200

Алюминий

KClO₄

9600«10400

Скорость горения пиротехнических составов в условиях их работы в

воспламенительном устройстве при обдуве таблеток высокотемпературными

продуктами сгорания представляется в виде u=map^v , где m, a, v - эмпирические

коэффициенты.

Пиротехническими твердыми топливами называют также составы с

большим количеством металлического горючего

(более

50%) и солями

неорганическими кислот в качестве окислителя; они предназначены для ГГ

ракетно-прямоточных двигателей (РПД).

Заряд смесевого ТРТ может быть выполнен в виде блока (блоков), таблеток

или порошков.

В качестве экспериментальных порошковообразных горючих использовали

алюминий, двойной декаборан алюминия, диборид бора и циркония,

полиэтилен и т.п., а в качестве окислителя

- перхлорат аммония, нитрат

аммония и др. Частицы имели размер от

2 до

2000 мкм. В качестве

флюидизирующих газов использовались инертные

(азот), окислительные

(воздух, кислород) и горючие (водород, метан).

Возможны следующие способы подачи псевдожидкости из бака в камеру

сгорания: с помощью сжатого газа, поршня, винтового насоса и струйного

насоса. Порошкообразные горючие применяются в комбинированных

стендовых ГГ, позволяющих в широких пределах варьировать давление,

температуру и состав продуктов сгорания с целью изучения воздействия

многофазных потоков на материалы.

Порошкообразным топливом является дымный ружейный порох (ДРП) с

диаметром зерна 0,15«1,25 мм и крупнозернистый дымный порох (КЗДП) с

диаметром зерна 5,1«10,2 мм; состав в %: нитрат калия - 74; древесный уголь

- 15,6; сера - 10,4; температура горения 2600К; расходный комплекс 1200 м/с.

Плотность зерна ДРП 1,75 г/см³ , насыпная плотность ДРП 0,9«1,15 г/см³ ,

минимальное давление устойчивого горения

0,1 МПа, температурная

чувствительность  ln u =0,005 1/⁰ С.

19

Зависимость скорости горения от давления имеет вид

,

u=1,37*(p/98100)

Зажигание твердого ракетного топлива происходит при воздействии:

1. потока тепловой энергии

(радиационный, контактный и конвективный

нагрев);

2. потока химически высокоактивных газов или жидкостей вызывающих при

контакте с поверхностью твердого топлива гетерогенную экзотермическую

реакцию;

3. механического удара и трения.

Фактический процесс воспламенения в реальном РДТТ сложен. К числу

главных трудностей при его изучении относятся проблемы определения

управляющего механизма, выбора критерия воспламенения, определения

химической кинетики предшествующих горению реакций, а также

гетерогенный характер смесевых твердых топлив. При проведении опытов за

начало воспламенения принимают:

1. первое появление пламени, регистрируемое фотографическим путем или

фотоэлементом;

2. резкое изменение показаний термопары;

3. наступление уноса массы топлива.

Таблица 1.13

Механические характеристики ТРТ

Топливо

Параметр

баллиститное

смесевое

Предел прочности, Н/мм

10«20

3«5

Модуль упругости, Н/мм

20«10

5«10

(Т=50⁰ С)

(Т=40⁰ С)

100«300

10«20

(Т=20⁰ С)

(Т=15⁰ С)

100«200

(Т=- 40⁰ С)

Коэффициент Пуассона

0,35«0,5

0,35«0,5

Эксплуатационный свойства твердых топлив определяются их

физическими, механическими

(табл.

1.13), теплофизическими

(табл.

1.14),

химическими

характеристиками,

а

также

физико-химическими

характеристиками продуктов сгорания.

Наряду с энергетическими,

прочностными, теплофизическими показателями твердое ракетное топливо

характеризуется взрывобезопасностью, чувствительностью к удару и трению,

степенью токсичности и дымности продуктов сгорания, технологичностью

изготовления и снаряжения, стабильностью физических и химических

характеристик во всем объеме заряда (особенно на границах) при всех условиях

эксплуатации.

20

Таблица 1.14

Теплофизические характеристики ТРТ

Коэффи

Коэффи

Теплоем

циент

циент

Эксплуатацион

Максимальная

Топливо

кость,

теплопрово

линейного

ный интервал

температура

Дж/г*К

дности,

расширени

температур, ⁰ С

хранения, ⁰ С

Вт/м*К

я 1/К



H

1,464

1,7

3,5*1

-40«+50

50



HM-2

1,413

1,2

3*1

-40«+50

50



JPN

1,415

0,27

2*1

-30«+60

50



HES-4016

1,466

1,67

4,5*1

-35«+50

50



AGC

1,284

0,18

2,3*1

-35«+50

50



ANB-3066

1,377

0,24

2*1

-55«+55

50



CYN

1,196

0,41

4*1

-55«+50

50



TP-Q-03011

1,252

0,29

3,5*1

-35«+80

50



ДРП

0,96

0,6

0,5*1

-50«+50

50

1.3 СОНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ

Таблица 1.15

Параметры ступеней многоступенчатой ракеты

Вторая и третья

Параметр

Первая ступень

ступень

Номинальное давление в камере, МПа

6«8

3«5

Степень расширения сопла, F

10«12

25«100

a /F*

Относительная длина утопленной

0«0,3

0«0,3

части сопла

Ограничение на диаметр выходного

 0,75D

D

сечения сопла^*

5«8 (вторая);

Максимальный уровень потребных

10«12

1«1,5 (третья);

управляющих сил, %

2,0«2,8

3«3,5 (вторая);

Начальная тяговооруженность

3,5«4 (третья)

_______________

*D - диаметр двигателя.

На долю двигателей приходится 80«90% массы всей твердотопливной

ракеты, и конструктивные особенности РДТТ во многом определяют

конструктивную схему ракеты и ее основные технические характеристики. В

свою очередь, конструктивные особенности РДТТ в основном определяются

(табл. 1.16):

формой и принципиально-конструктивной схемой корпуса;

формой заряда твердого топлива, способом его крепления в корпусе;

числом и компоновкой сопел;

типом и компоновкой устройств создания управляющих усилий;

устройством узла отсечки тяги.

1.3.1 КОРПУС И СОПЛО

Корпус и сопло представляет собой полую многоблочную (см. рис. 1.1) или

сборную односекционную

(многосекционную) оболочку цилиндрической

формы, закрытую с торцев передним и задним днищами. Корпуса могут иметь

и другую форму, например, шаровую, эллипсообразную. Днища выполняются

22

монолитно с цилиндрической частью и отдельно. Внутреннее строение корпуса

определяется конструкцией заряда твердого топлива.

Таблица 1.16

Характеристики различных схем РДТТ

Удельный

Время

Схема

Топливо

Заряд



дв

импульс,

работы,

РДТТ

м/с

с

Рис. 1.2

Баллиститное

Многошашечный

0,85«1,9

~2000

<10

Рис. 1.8

Смесевое

Вкладной

0,1«0,15

~2400

~45

Рис. 1.1

Смесевое

Скрепленный

0,05«0,08

~2800

~60

Силовые оболочки типа «кокон» изготавливаются из композиционного

материала методом спиральной намотки на оправку с выполнением днищ

вместе с цилиндрической частью оболочки.

Толщина оболочки корпуса в местах перехода днища в цилиндрическую

часть определяется по формуле

Толщина днища в заднем месте

Силовые оболочки выполняются без единиц с утолщением по обоим

торцам с последующей их механической обработкой для подготовки мест

соединения с металлическими днищами.

содержание      ..      1       2         ..

///////////////////////////////////////