Неустойчивые режимы работы рдтт

ВИДЫ НЕУСТОЙЧИВЫХ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ В КС РДТТ.

1. Неустойчивым называют процесс с автоколебаниями рабочих параметров, характеристики которых выходят за установленные.пределы. Неустойчивость РДТТ существенно снижает надежность двигателей, ухудшает их внутрибаллистические характеристики, увеличивает сроки отработки, повышает стоимость ЛА, может вы­вести из строя бортовую аппаратуру, разрушить двигатель и лета­тельный аппарат.

Возможные результаты возникновения неустойчивого рабочего процесса в камере сгорания РДТТ иллюстрируются рис.1: выход из строя системы управления ракеты вследствие высоких амплитуд механических вибраций, передаваемых от неустойчиво работающе­го" двигателя (верхние рисунки); нерасчетная траектория, являющаяся следствием сверхдопустимых баллистических возмущений параметров двигателя (средние рисунки); механическое разруше­ние двигателя из-за непрерывного роста давления в камере сгора­ния (нижние рисунки).

Рис.1. Некоторые результаты неустойчивости РДТТ:

1 - колебания давления; 2 - фактическое значение ; 3 - проектное значение

Неустойчивые рабочие процессы в камере сгорания РДТТ про­являются прежде всего в виде низко- и высокочастотных неуправ­ляемых колебаний давления в продольном, поперечном, поперечном и тангенциальном направлениях с частотой от нескольких герц до нескольких десятков килогерц. Примеры колебательных режимов РДТТ показаны на рис. 2 и 3 в виде графиков, построенных по результатам экспериментов в координатах (безразмерное отклонение давления)- (безразмерное время работы двигателя).

Рис.2. Типичные формы низкочастотных колебаний давления в каморе сгора­ния РДТТ:

а - качественная картина развития колебаний; б - развитие колебаний, вызванных пиком давления при воспламенении заряда; в - низкочастотная неустойчивость вследствие пика давления при запуске, приводящая к гашению заряда с последующим его воспламенением; г - осциллограмма испытаний РДТТ, склонного к неустойчивым колебаниям с очень низкой частотой; д - низкочастотные колебания давления в период запуска

Рис. 3. Эволюция высокочастотных колебаний в координатах:

- безразмерное время τ.

Как видно, эти режимы сильно отличаются от условий устойчи­вой работы двигателя, когда все рабочие параметры изменяются сравнительно медленно и плавно в процессе горения заряда и лишь как следствие изменения его внутренней геометрии.

Различные неустойчивые режимы работы РДТТ реализуются при наличии возмущений, образующих волны давления. В резуль­тате возникают отклонения характеристик течения продуктов сго­рания, которые нестационарным образом взаимодействуют с пара­метрами поверхности горения. Равновесное течение процессов нарушается, так как под действием волн давления происходят ло­кальные изменения скоростей тепловыделения и газообразования. Частота и форма наблюдающихся при этом волн зависят от меха­низма взаимодействия и внутренней геометрии камеры двигателя. Течение продуктов сгорания ограничивается в основном поверхно­стью горения, а также криволинейной стенкой днища с теплозащит­ным покрытием, с одной стороны, и критическим сечением сопла - с другой.

В случае, когда флуктуации тепло- и газовыделения находятся в соответствующей фазе и имеют достаточную амплитуду, позволяю­щую преодолеть потери энергии, происходит усиление интенсивнос­ти волн. Этот процесс усиления продолжается до тех пор, пока не появятся условия для нового баланса энергии.

Эти условия устанавливаются в зависимости от конкретных фи­зических параметров в очень широком диапазоне интенсивности волн. Обычно при этом преобладает какая-нибудь отдельная мода. Все это сильно затрудняет математическое описание происходящих в камере сгорания колебательных процессов.

Как правило, в условиях колебаний давления в камере ско­рость горения твердых топлив увеличивается. Это приводит к росту давления и тяги по сравнению с расчетным режимом и уменьше­нию времени сгорания заряда. Сила тяги, кроме того, получает ко­лебательную составляющую, которая передается корпусу ракеты, что и является причиной выхода из строя аппаратуры, в том числе и системы управления и т. д. При значительном повышении давления двигатель (или заряд) может разрушиться. Если двигатель устойчив, то возникающие колебания или имеют допустимую амп­литуду, или просто затухают вследствие преобладания диссипации энергии над энергией возмущающих сил.

2. В настоящее время наиболее распространенным является разделение периодических колебаний в камерах РДТТ по их часто­те. Выделяют низкочастотные и высокочастотные ко­лебания в камере сгорания.

Низкочастотная неустойчивость определяется автоколебаниями в камере сгорания с частотой, меньшей чем минимальная собствен­ная акустическая частота. Диапазон таких низких частот ограничи­вается колебаниями с частотой не более 100 Гц. При низкочастот­ных колебаниях давление в камере сгорания изменяется во всех точках ее объема одинаково, т. е. этот объем представляется какодно целое. Так как характеристикой, определяющей в основном область неустойчивости этого вида, является приведенная длина камеры, равная

где - объем камеры сгорания; - площадь критического (ми­нимального) сечения сопла, то этот тип неустойчивости часто называют -неустойчивостью (особенно в зарубежной литературе). -неустойчивость встречается чаще всего в небольших РДТТ (при малых } и при сравнительно низких давлениях.

Высокочастотная неустойчивость определяется автоколебаниями в камере сгорания с частотой, близкой к одной из собственных акус­тических частот камеры сгорания.

При высокочастотной неустойчивости в камере сгорания распро­страняются акустические волны, усиливающиеся при отражении от поверхности горения за счет притока акустической энергии от горя­щей поверхности (рис.4). Обычно колебания давления при акус­тической неустойчивости постепенно нарастают от очень малых зна­чений амплитуды до больших (см. рис.3). Такие колебания на­зываются расходящимися .

Рис.4. Схема взаимодействия между зоной горения и акустическими волнами

Затухающие акустические колебания имеют постепенно уменьшающуюся амплитуду. Для периодических (или регулярных) колебаний характерны постоянные амплитуда и частота.

Периодические акустические колебания в камере сгорания мо­гут быть продольными и поперечными .

Продольные - это высокочастотные колебания вдоль оси камеры (см. рис.5а).

Поперечные колебания в камере сгорания представляют собой высокочастотные колебания в плоскости, перпендикулярной оси камеры. Эти колебания в зависимости от направления колебатель­ного движения делятся на тангенциальные , радиальные и смешанные поперечные колебания (см. рис.5б,в).

Рис.5. Три класса акустических волн:

а - продольные колебания с наименьшей частотой (где а - средняя скорость звука в объеме); б - тангенциальные поперечные (); в - радиальные попереч­ные ().

В простейшем виде колебательная система может быть описана следующим волновым уравнением:

(2)

где - малое возмущение давления; а - скорость звука; τ - время.

Общее решение этого уравнения в цилиндрических координатах для абсолютно жестких стенок камеры сгорания имеет вид

где k, m, n - целые числа; I m - функция Бесселя первого рода по­рядка т ; - k -й корень уравнения ; и - произвольные постоянные; и - произвольные фазовые углы; - круговая частота; D - диаметр камеры; φ и r - цилиндри­ческие координаты.

При этом формула для определения собственных частот акусти­ческих колебаний продуктов сгорания в камере в общем случае имеет такой вид:

(4)

Члены с m = 0 ; n ≠ 0 ; k = 0 соответствуют продольным модам с частотой

Члены с m = 0 ; n = 0 ; k ≠ 0 соответствуют радиальным модам с час­тотой первого радиального вида колебаний (k =1):

Члены с k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - тангенциальным модам с частотой пер­вого тангенциального вида колебаний (m =1):

Отметим, что в камере сгорания могут наблюдаться и продольно-по­перечные колебания.

В двигателях с большим отношением длины к диаметру (L/D> >10) в камере сгорания могут возникать самоподдерживаю­щиеся продольные колебания при наличии возмущения, превыша­ющего определенное критическое значение (высокочастотные поперечные колебания возникают самопроизвольно, на­чиная с очень малых амплитуд при наличии мягкого возбуждения автоколебаний.). Отметим, что продольные акустические моды занимают диапазон частот 100...1000 Гц.

Акустические колебания с развитой амплитудой требуют исследования при помощи нелинейных уравнений. Поэтому их называют нелинейными , в отличие от линейных колебаний малой амплитуды, которые анализируются с помощью линейных дифференци­альных уравнений.

Предельным случаем неустойчивости рабочего процесса в РДТТ является резкое увеличение значений всех параметров продуктов сгорания вследствие возникновения сильной ударной волны, при которой горение переходит в детонацию.

Все эти виды неустойчивости относятся к динамической неустой­чивости, так как определяются нестационарными процессами горе­ния в отличие от статической неустойчивости, когда срыв устойчивого горения с последующим не­ограниченным ростом давления в камере сгорания происходит из-за резкой чувствительности стационарной скорости горения к измене­ниям давления. Неустойчивость такого вида имеет место при v >l. Поэтому на практике используются топлива с v

3. Общие сведения о механизмах возникновения колебаний в РДТТ. В реальных условиях неустойчивые режимы РДТТ вызывают сложные смешанные колебания различных постоянно меняющихся частот. Например, в двигателе второй ступени ракеты «Посейдон» в течение первых 10с наблюдали колебания с гармониками девяти различных частот. В РДТТ ракеты «Минитмен II» в течение первых двух секунд появились колебания с частотой 300 Гц, которые пере­шли в колебания с частотой ~500 Гц, длящиеся 10...15 с. В РДТТ ракеты «Минитмен III» сразу после запуска (через 0,1...0,2 с) в те­чение 4 с появились колебания с частотами ~850 Гц, а затем с ω= 330 Гц (длящиеся ~ 12 с). Все эти колебания имели значитель­ную интенсивность и если и не привели к аварии, то создали реаль­ные предпосылки для повреждения бортовой электронной аппаратуры. Известные математические модели неустойчивого рабо­чего процесса в камере РДТТ пока не могут достаточно полно описать реальные процессы. Так, в частности, приведенное волно­вое уравнение (2) записано для идеальной цилиндрической полости, наполненной однородной газовой смесью с малой скоростью движения и малой амплитудой колебаний газа. Это уравнение не учитывает переменности объема полости из-за выгорания заряда, переменности состава продуктов сгорания по объему, возможности колебаний стенок камеры и заряда, неравномерности процессов в зоне горения твердых ракетных топлив и т. д. Следовательно, оно не может объяснить причин возникновения и поддержания колебаний в камере.

РДТТ является автоколебательной системой, которая включает часть камеры, заполненную продуктами сгорания, источник энер­гии и механизм* (или ряд механизмов), подводящий энергию к ко­лебательной системе. Важнейшими вопросами, требующими разъ­яснения при изучении неустойчивости РДТТ, являются выявление механизма возбуждения (или подавления) колебаний, определение границ** или порога возникновения колебаний, их амплитуды и частоты.

В ранних исследованиях считалось, что механизм низкочастот­ной неустойчивости определяется запаздыванием изменений ско­рости горения (вследствие температурного градиента на поверх­ности) по отношению к возмущениям давления и расхода газов из камеры.

В настоящее время считается, что механизм возбуждения не­акустических низкочастотных колебаний может быть объяснен с акустической точки зрения. Поэтому причины неустойчивости РДТТ в общем случае следует искать во взаимодействии полости камеры сгорания и поверхности горящего топлива (см. рис.4).

Скорость горения растет с увеличением давления, поэтому при небольших флуктуациях давления вблизи поверхности горения про­исходит местное повышение скорости горения (вследствие возраста­ния теплового потока в зону горения), которое способствует новому росту давления; последнее опять увеличивает скорость горения и т. д. В результате этого амплитуда колебаний возрастает, что и приводит к неустойчивости. Кроме этого фактора, причиной колеба­тельных режимов является наличие пульсирующего теплового пото­ка, идущего к поверхности заряда. Такие пульсации теплового пото­ка определяют наличие затухающей температурной волны внутри твердого топлива, в результате чего на гребнях этой волны скорость разложения топлива (согласно экспоненциальному закону Аррениуса) будет превышать нормальную скорость горе­ния в большей степени, чем замедляться на впадинах. Суммарный эффект действия такого пульсирующего теплового потока приводит к повышению скорости разложения. Поэтому, если топливу свойст­венна экзотермическая реакция, способствующая усилению темпе­ратурной волны, то такое топливо более чувствительно к высокочастотным колебаниям. Очевидно, что в случае эндотермических реакций топлива температурные волны будут самозатухающими. Все эти явления учитываются в различных теоретичесих моделях колебательных режимов РДТТ. Такая качественная картина возникновения неустойчивых режимов работы РДТТ тем не менее в ряде случаев не может объяснить причину появления колебаний.

* Под механизмом в данном случае понимают и физико-химические процес­сы, объединенные причинной связью.

** Граница устойчивости рабочего процесса в камере сгорания представляет собой совокупность значений режимных параметров, разделяющую области устойчивости и неустойчивости

ВЫСОКОЧАСТОТНАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ РДТТ

1. С точки зрения теории решение задачи о высокочастотной не­устойчивости РДТТ сводится к решению уравнения акустической волны с учетом акустических внутренних характеристик камеры (естественно, с соответствующими граничными условиями). Накоп­ленный экспериментальный материал позволил выделить следующие специфические для этого режима особенности:

а) в камерах РДТТ появляются акустические колебания с большими амплитудами, достигающими иногда величины среднего рабо­чего давления;

б) такие колебания появляются, как правило, спорадически, причем в процессе работы двигателя может возбуждаться одна оп­ределенная мода колебаний или несколько с тем, чтобы исчезнуть, а через некоторое время устойчивой работы снова возникнуть в новой комбинации мод, которая может включать, а может и не
включать предыдущие и т. д.;

в) для воспроизведения частотно-временного спектра неустойчивого режима необходимо со скрупулезной точностью повторить ус­ловия испытаний с соблюдением неизменности состава топлива, внешних условий и т. п.;

г) довольно часто колебания с большой амплитудой сопровож­даются увеличением средней скорости горения топлива.

2. Для теоретического описания такого сложного явления, как высокочастотная неустойчивость РДТТ, необходимо камеру рас­сматривать как акустический резонатор, имеющий множество резо­нансных частот, при которых он будет наиболее легко возбуждать­ся. Будут ли любые малые возмущения возбуждать одну или более
характеристических мод камеры как резонатора, зависит от соот­ношения между приходом акустической энергии и ее потерями. Схематическое изображение механизмов акустического усиления и потерь энергии в камере РДТТ показано на рис.6. Модель двига­теля включает конструкцию камеры с достаточно толстыми стенка­ми. На одном конце этой цилиндрической оболочки находится сопло, внутри - два вещества: топливо в твердом состоянии и газообраз­ные продукты сгорания с высокой температурой и давлением. Гра­ница их раздела определяется поверхностью горения и геометри­чески может быть самой неопределенной. Она может иметь большие градиенты температур, высокие скорости энерго- и массообменных процессов, сопро­вождаемых сложными химическими реак­циями. Течение продуктов сгорания также чрезвычайно сложно, оно характеризуется переходом от небольших скоростей оттока перпендикулярно поверхности горения продуктов сгорания до звуко­вых в критическом сечении.

Рис.6. Факторы, воздействующие на устойчивость двигателя

Факторы, воздействующие на устойчивость двигателя, включают: А- поверхность горения, связывающая давление и скорость газа; В- тепловое излучение; С- вязкоупругие потери в топливе; D- эффекты в камере сгорания, в том числе демпфирую­щее действие частиц в потоке, другое вязкотермическое затухание, релаксационные затухания, остаточные химические реакции; Е- корпус двигателя, определяющий эффекты вязкотермических потерь на стенках, внешнего влияния и др.; F- эффекты демпфирования сопла. Поверхность горения является источником акустической энергии, а все остальные факторы - ее потерями. Так как неустойчивость возможна до тех пор, пока акустические потерн не превзойдут акустические усиления, то определение акустических потерь отнюдь немаловажно.

Представляет интерес знание акустических характеристик зоны горения, которые можно количественно опи­сать удельной акустической проводимостью поверхности горения или передаточной функцией топлива. Характеристики твердого топ­лива определяются с точки зрения акустики двумя модулями упру­гости, действительные части которых связаны со скоростью распро­странения возмущений за счет сдвига и расширения, а мнимые час­ти выражают потери энергии, вызываемые этими возмущениями. Что касается зоны горения, то се толщина существенно меньше по сравнению с сантиметровыми или большими длинами акустических волн, и поэтому ее можно считать принадлежащей поверхности. Это позволяет поверхность горения и другие граничные поверхности ка­меры характеризовать их акустическими проводимостями, действи­тельная часть которых описывает усиление или затухание акустиче­ских колебаний.

3. Теоретическое рассмотрение задачи о высокочастотной неус­тойчивости требует решения уравнений, описывающих с учетом ука­занных выше эффектов физические и химические процессы. Эти про­цессы протекают в объеме, содержащем твердую и газообразную среды, разделенные сложной границей, способной подводить допол­нительную энергию в поле акустических колебаний. При этом основ­ным вопросом становится выбор тех форм процесса, на которых следует акцентировать внимание; выбор допущений и упрощений, которые следует сделать при математическом описании модели, с тем, чтобы она была достаточно реальной, поддавалась ясной ин­терпретации и позволяла математически ее обработать.

На этом пути имеется два направления. Одно - связано с изучением колебаний малой амплитуды на границе устойчивости, а реше­ние задач осуществляется с помощью анализа малых возмущений, приводящего к линейным дифференциальным уравнениям. Основным в линейной теории является вопрос: будет ли расти ампли­туда случайных малых возмущений давления, всегда имеющих мес­то в ракетном двигателе или нет. Устойчивость при наличии малых возмущений является необходимым, но не достаточным условием для устойчивости вообще. По этой причине второе направление исследует также колебания с развитой амплитудой, которые опи­сываются нелинейными дифференциальными уравнениями.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

I\G ДВ = G Т I ЕД \G ДВ = I D ,

D = G Т \G ДВ

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

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

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

Рис. 53. Элементарный объем (конечный элемент) .

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

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

Это соотношение можно приближенно записать следующим образом:

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

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

сравнивают с величиной, рассчитанной по уравнению неразрывности

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

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

5.2.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМОВ

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

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

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

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

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

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

где давление в момент прекращения горения заряда ТРТ.

На боковых конусах видны окна, с помощью которых происходит выключение двигателя.
РТ-1 была первой твердотопливной ракетой СССР. Было проведено несколько пусков этой ракеты, но большинство запусков были неудачными, а в остальных нужные характеристик не были достигнуты. Поэтому на вооружение ракету не приняли. Но работы по созданию твердотопливных ракет продолжили. На тот момент времени они обладали неоспоримым преимуществом по сравнения с жидкостными. Ракета на твердом топливе могла стоять готовой к пуску годами, а поскольку не нужно было проводить заправку компонентов топлива, время подготовки к старту определялось практически временем раскрутки гироскопов системы управления и составляло примерно 15 минут. Сейчас и жидкостные ракеты стоят, готовые к пуску, десятилетиями, и их время подготовки составляет минуты, но тогда...
Кроме этого, твердое топливо нетоксично и... оно просто твердое. Поэтому можно использовать большие ракеты на твердом топливе в мобильных комплексах. Из-за возможных перемещений жидкости в баках жидкостные ракеты нельзя перевозить в заправленном состоянии, особенно по плохим дорогам, - постоянно смещающийся центр масс будет отрицательно сказываться на устойчивости мобильной пусковой установки. Да даже если бы и удалось аккуратно перевезти заправленную ракету, поднять ее в вертикальное положение не получилось.Тонкие стенки баков хорошо воспринимают продольные нагрузки, но изгибающие нагрузки от веса жидкости они бы не выдержали. Ну или пришлось бы их усиливать в ущерб весу забрасываемого груза. А в РДТТ топливо само будет выполнять роль силового элемента.
Но у твердого топлива есть и существенные недостатки. Во-первых, оно менее энергетически выгодно по сравнению с жидким, а во-вторых, тягой ракетного двигателя на твердом топливе нельзя оперативно управлять в полете. В жидкостном ракетном двигателе все просто: есть клапана, изменяющие расход топлива через магистрали, а в РДТТ что загорелось, то и горит.
Низ третьей ступени.

Для управления полетом ступени применялись твердотопливные качающиеся управляющие двигатели. (Табличка с характеристиками не от этого двигателя)
Вторая ступень.

Каждая ступень представляют собой связку из 4 твердотопливных двигателей. Двигатели связаны между собой не только скрепляющими элементами, но и между ними есть огневая связь, чтобы выровнять их силы тяги между собой. Конечно, лучше было бы сделать один большой двигатель с несколькими соплами. Но тогдашние технологии еще не позволяли делать твердотопливные заряды больших диаметров. Буквально несколько абзацев дальше мы увидим уже привычный твердотопливный двигатель. В качестве твердого топлива на 8К95 использовался баллиститный порох. Обычно это нитроцеллюлоза, растворенная в нитроглицерине. В этом затвердевшем растворе присутствует сразу и окислитель и горючее.
Часть хвостовой части первой ступени.

Нижнее днище ракетного двигателя твердого топлива 3 ступени ракеты 8К98 (РТ-2).


Это была уже "нормальная" межконтинетнальная баллистическая ракета на твердом топливе. В ней использовалось смесевое твердое топливо. Как правило это смесь горючего - мелкой металлической (чаще всего алюминиевой) пудры с твердым окислителем типа перхлората аммония и залитая связующим веществом. Теперь пару слов про заряд твердого топлива. В РДТТ камерой сгорания является по сути весь свободный объем в корпусе двигателя. Поэтому если твердое топливо будет гореть с нижнего торца (что первое приходит в голову), то "камера сгорания" будет все время увеличиваться. Поскольку количество продуктов сгорания будет постоянным (площадь горения - все время площадь нижнего торца заряда), то давление в "расширяющейся камере" будет падать. Кроме того горячие газы будут воздействовать на стенки корпуса двигателя и их придется или охлаждать или они прогорят. Поэтому делают так: нижний и верхний торец заряда бронируют, чтобы там не было горения, а по продольной оси заряда делают канал. Топливо горит по боковой поверхности этого канала. Канал разгорается, увеличивается его объем, но увеличивается и боковая поверхность, т.е. поверхность горения. Таким образом в камере РДТТ поддерживается постоянное давление. Поскольку топливо горит от центра к стенкам, горячие газы не касаются стенок двигателя, а твердое топливо служит хорошей теплоизоляцией. Более того, формой канала можно "программно" задавать тягу (тут мы не учитываем изменение тяги двигателя по высоте из-за изменения атмосферного давления. Уже совсем скоро увидим, как решают эту проблему). Скажем, для цилиндрического канала будет один закон изменения его объема относительно площади горения, в канале в форме звезды или креста - другой (там будет не только первоначальная форма растягиваться, но и обгорать углы). Таким образом будет изменяться отношение количества продуктов сгорания к объему, в котором происходит горение, а, следовательно и давление в двигателе и, как результат, тяга. Это в общих чертах.
Четыре сопла в нижнем днище сделаны для возможности управления ступенью. Двигатели имеют возможность качаться, для чего в критическом сечении установлен шарнир с хитрой системой защиты от прорыва газов.
Верхнее днище этой же ступени.


В центре днища устанавливается зажигающее устройство. Его задача создать в двигателе температуру и давление, необходимые для воспламенения заряда твердого топлива. Другие четыре отверстия - окна для прекращения работы двигателя. В нужный момент пирозарядами вскрываются два окна, давление в двигателе начинает падать, тяга тоже, и к тому же газы, выходящие через эти окна, создают тягу в противоположном направлении. Ракета все еще набирает скорость, но уже значительно медленнее. Потом вскрываются другие 2 окна и двигатель гаснет окончательно. Это сделано, чтобы в конце активного участка ракета имела определенную скорость. Из-за того, что двигатель гаснет не мгновенно и изменение тяги из основных сопел и противотяги имеет достаточно случайный характер, получается разброс реальной конечной скорости от расчетной. Чтобы его уменьшить, и делают ступенчатое выключение двигателя последней ступени.
Еще один момент, тот самый "нужный". Из-за различий в горении топлива, окончание активного участка на жидкостных и твердотопливных ракетах происходит по-разному. На жидкостных, автомат стабилизации постоянно поддерживает программное угловое положение ракеты, а система регулирования кажущейся скорости поддерживает скорость, равную заданной. При достижении заданных конечных угловых положений ракеты и скорости прекращается подача топлива и происходит выключение двигателей ступеней.
На твердотопливных ракетах автомат стабилизации тоже управляет ракетой по углам, но поскольку тягу двигателя менять в полете нельзя, выключение двигателей происходит по-другому. Первые ступени работают "на пронос", т.е. двигатели не выключаются, а работают до полного выгорания топлива. Какая скорость в конце их работы получилась - не важно (Понятно, что она не сильно будет отличаться от расчетной). Во время работы последней ступени все время высчитывается, попадет ли головная часть в цель при текущих значениях угла тангажа и скорости. Ну, естественно, это делается с небольшим предсказанием. Как только система управления "решает", что достигнутые значения параметров полета позволят попасть в цель, выдается команда на прекращение работы двигателя последней ступени и отделения головной части.

Еще две ракеты, не принятые на вооружение.
Зеленая - 9Д12 - двигательная часть и приборный отсек ракеты "Темп", первой ракеты КБ Надирадзе. Тоже как и на РТ-1 твердотопливные двигатели малого диаметра. На двух двигателях сверху видно окна для выключения, два других двигателя работали до полного выгорания топлива.
Серебристая ракета ПР-90, 9Д711, "Гном". Первый вариант ракеты с твердотопливным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В качестве окислителя использовался кислород атмосферного воздуха, поступавшего в двигатель через кольцевой воздухозаборник.

Хвостовые части этих же ракет.

У ПР-90 ничего интересного, а "Темп" стоит посмотреть внимательнее. Видны два сопла из четырех с управляющими дефлекторами на них. Раньше мы уже видели в качестве исполнительных органов системы управления рулевые двигатели, аэродинамические рули, газоструйные рули. Теперь вот дефлекторы. Так же как и газоструйные рули они отклоняют вектор тяги двигателя. Но за счет того, что не находятся постоянно в потоке истекающих газов, во-первых, не дают большой потери тяги из-за торможения продуктов сгорания, во-вторых не выгорают сами.


Стабилизация "Темпа" осуществляется складывающимися решетчатыми стабилизаторами. Такие же (больше похожие на темные окошки) можно видеть на обтекателе ракеты-носителя "Союз". Там они раскладываются при срабатывании системы аварийного спасения.


Сопло с выдвигающимися высотными насадками. Еще в посте про Р-7 речь шла о режимах работы двигателя на разных высотах. Так вот, чтобы уменьшить потери тяги из-за недорасширения продуктов сгорания в сопле двигателя, используются высотные насадки. На уровне Земли двигатель работает в режиме, когда давление на его срезе равно атмосферному давлению и продукты сгорания полностью расширяются. С набором высоты атмосферное давление падает, и газы недорасширяются. Тогда выдвигается первая часть насадка. Сопло увеличивается и давление на его срезе снова становится равным атмосферному (а при движении газов по соплу вместе с их расширением происходит и падение их давления). Ракета летит все выше и атмосферное давление опять становится меньше давления на срезе. Тогда выдвигается третья часть насадка и снова выравнивает давления. Такие насадки устанавливают и на жидкостные и на твердотопливные двигатели. Естественно, на выдвигающихся насадках не предусмотрено никакой системы жидкостного охлаждения. И еще одно замечание о соплах РДТТ. Не знаю, насколько хорошо здесь видно, но сопло имеет коническую форму в отличие от сопла Лаваля ЖРД. Это связано с тем, что в продуктах сгорания твердого топлива присутствуют твердые частицы - К-фаза и при прохождении по криволинейному соплу Лаваля под воздействием центробежной силы К-фаза буквально "срежет" поверхность сопла. Понятно, что в коническом сопле движение частиц прямолинейно и сильного разрушающего воздействия на стенку сопла нет. Но из-за того, что на выходе из сопла газы расходятся под небольшим углом к продольной оси сопла, возникает некоторая потеря тяги.
На этом, пожалуй, можно и закончить рассказ о твердотопливных ракетах Орева.

К РДТТ будем относить устройства, в которых химическая энергия твердого топлива преобразуется вначале в тепловую, а затем в кинетическую энергию выбрасываемых из камер» сгорания продуктов горения. При этом для РДТТ представляет интерес величина возникающей при работе системы реактив­ной силы, а для газогенераторных систем - масса продуктов горения, получаемая в единицу времени (секундный массовый расход).

Источником химической энергии в рассматриваемых систе­мах является твердое топливо, содержащее в своем составе как горючие, так и окисляющие компоненты. В составе РДТТ или газогенератора твердое топливо включается отдельным узлом - топливным зарядом. Топливный заряд помимо топлива может содержать бронирующие покрытия.

Реактивной силой РД называется равнодействующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверх­ности двигателя при истечении из него продуктов сгорания, Равнодействующая реактивной силы и сил давления окружающей среды, действующих на внешние поверхности двигателя, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления, называется тягой двигателя.

На рис. 1.9 представлена ДУ с зарядом вкладного типа. Отмечены лишь наиболее принципиальные рабочие узлы, a peальное их число может исчисляться десятками. В дальнейшем основное внимание будет уделено проектированию основных узлов РДТТ.

Отметим роль перечисленных узлов в рабочем процессе ДУ (газогенератора).

Как уже отмечалось выше, источником энергии и газообразных продуктов сгорания в рассматриваемых системах является топливный заряд, в котором при прогреве до определенной температуры, называемой температурой воспламенения (вспышки), начинается химическая реакция с выделением га­зообразных продуктов сгорания с большим количеством тепла.

Рис. 1.9. РДТТ с зарядом вкладного типа:

1 - цилиндрическая обечайка корпуса РДТТ; 2 . - переднее дно; . ,3- сопловое дно; 4 - узлы креп­ления заряда; 5 - топливный заряд; 6 - система воспламенения; 7 - сопло; 8 - сопловая заглушка; 9 - теплозащитное покрытие и (или) защитно-крепящий слой

Корпус ДУ совместно с обоими днищами ограничивает объем, в котором происходит горение топлива, обеспечивая получение заданного уровня реализуемых внутрибаллистических параметров и выполняя роль несущей конструкции.

Истечение продуктов сгорания осуществляется через сверх­звуковое сопло, роль которого заключается в повышении эф­фективности преобразования тепловой энергии, выделенной в камере РДТТ, в кинетическую энергию истекающих из камеры продуктов. Форма сопла обеспечивает разгон продуктов сго­рания до сверхзвуковых скоростей, что способствует повыше­нию тяги ДУ. Следует заметить, что в настоящее время суще­ствуют малогабаритные ДУ на твердом топливе, в которых со­пловой блок как таковой отсутствует. Увеличение же расчетной тяги достигается изменением профиля канала топливного за­ряда в окрестности выходного сечения, который выбирается близким к профилю соплового блока. В ряде случаев такие РДТТ обеспечивают выполнение требований технического за­дания по энергетическим показателям, оставаясь при этом мак­симально простыми.

Поскольку температура продуктов сгорания в камере РДТТ очень высока и может достичь уровня 3500...3700 К, а значения тепловых потоков 10 6 ...10 7 Вт/м 2 , то возникает необходимость в защите элементов конструкции ДУ от перегрева и в связи с этим - от разрушения в рабочий период. Эту функцию обес­печивают теплозащитные покрытия, которые могут быть нане­сены на внутренние поверхности корпусных узлов, начиная с переднего днища, вплоть до выходного сечения сверхзвукового сопла.

Нагрев поверхности топливного заряда до температуры на­чала химической реакции обеспечивается системой воспламе­нения. Простейшим и наиболее часто применяемым на прак­тике способом является реализация системы воспламенения на дымном порохе или пиротехническом составе, размещенной в корпусе, который в рабочий период может оставаться проч­ным или разрушается. Зажигание навески производится с по­мощью электрозапала.

Крепление вкладных зарядов обеспечивается, например, диафрагмами, расположенными в окрестности стыков перед­него и соплового днищ с обечайкой РДТТ. Прочноскрепленные конструкции требуют при большом отличии коэффициентов температурного расширения материалов корпуса и топлива использования промежуточного слоя между корпусом и топливом - так называемого защитно-крепящего слоя.

Для регулирования величиной и направлением тяги ракетные двигатели могут содержать рулевые органы, узлы, обеспечи­вающие изменение геометрии соплового тракта и т.п.

В период хранения РДТТ и до определенного момента работы двигателя его внутренний объем должен быть заглушён мем­браной, разрушающейся при заданном давлении продуктов сго­рания в камере двигательной установки. Наличие мембраны обусловлено необходимостью защитить внутренние поверхнос­ти камеры и заряда от атмосферного воздействия, механичес­ких загрязнений, а в ряде случаев и удержанием во внутреннем объеме камеры в предстартовом состоянии газа при опреде­ленном давлении наддува.

Двигательную установку (газогенератор) на твердом топливе можно характеризовать следующей совокупностью параметров:

масса топлива W T ;

масса всей конструкции РДТТ m к.д. и масса каждого узла m i ;

относительная масса конструкции двигателя α к.д. , определяе­мая как отношение массы неснаряженного к массе РДТТ x ц.м. ;

местоположение центра масс отдельно по узлам, и в целом для всей конструкции РДТТ;

плотность (коэффициент) заполнения внутрикамерного объема топливом ε w , определяющимся как отношение объема топливного заряда к внутреннему объему камеры (от переднего днища до плоскости критического сечения);

тяга двигательной установки и (или) значение массового се­кундного расхода (Р, т );

время работы двигательной установки τ p ;

суммарный I и удельный импульсы I Y РДТТ;

габаритные размеры - длина L, диаметр D двигателя в целом и по узлам.

Перечисленная совокупность параметров не является исчерпывающей и не является единственно приемлемой. Так, например, вместо параметра α к.д могут использоваться:

относительный запас топлива;

коэффициент качества двигателя β д и т.д.

Можно установить связи между этими тремя параметрами:

Перечисленная совокупность параметров наряду с извест­ной областью применения двигательной установки позволяет судить об экономичности РДТТ, достоинствах или недостатках проработки каких-либо узлов. Наиболее показательны в этом смысле параметры α к. д и ε w . К настоящему времени наилучшие значения этих величин получены при разработке межконтинен­тальных баллистических ракет класса MX (α к. д ~ 0,05...0,08; ε w « 0,92...0,95).

Описанию рабочих процессов, протекающих в камере ра­кетной системы на твердом топливе, посвящены, в частности, работы . Отметим совокупность основных процессов, последовательно реализующихся в период работы РДТТ в объе­ме, достаточном для предварительного представления о внутрикамерных процессах. Для определенности будем рассмат­ривать схему, представленную на рис. 1.9.

: Рабочий процесс в камере РДТТ начинается с подачи элект­рического напряжения на электрозапалы пиропатронов. Форс пламени от воспламеняющейся навески пиропатрона обеспе­чивает зажигание воспламенительного состава, состоящего из дымного пороха или смеси дымного пороха с пиротехническим составом. Горение воспламенительного состава чаще всего происходит в замкнутом объеме прочного корпуса при давле­нии, большем уровня давления в камере сгорания. Поступление в камеру продуктов сгорания воспламенительного состава про­исходит через отверстия в корпусе воспламенителя, которые могут быть заранее спрофилированы и заглушены в начальный момент времени. Массоприход в передний объем РДТТ приво­дит к повышению в нем давления и формированию волны сжа­тия, перемещающейся к сопловому объему. Скорость распро­странения волны сжатия по отношению к параметрам газа перед волной может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой. Вслед за волной в свободный объем камеры двигателя рас­пространяются высокотемпературные продукты сгорания вос­пламенительного состава, прогревающие поверхность топлив­ного заряда за счет конвективного, лучистого и кондуктивного теплопереноса.

После достижения волной сжатия плоскости, в которой раз­мещается заглушка, внутрикамерный процесс может развиваться по двум схемам

Рис. 1.10. Распределение поля давления по длине камеры в раз­личные моменты времени при раз­рушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от переднего днища к сопловому (заглуш­ка не разрушена); 4, 5 - развитие про­цесса после разрушения заглушки

Рис. 1.11. Распределение поля давле­ний по длине камеры в различные мо­менты времени при неразрушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от пе­реднего днища к сопловому; 4 - волна сжатия достигает плоскости заглушки; 5, 6- развитие процесса после отражения волны сжатия от заглушки

Рис. 1.12. Измерение давления в камере РДТТ в период

Ро - начальное давление в камере дви­гателя; Р ЗГ - давление разрушения со­пловой заглушки; Рст - рабочий уро­вень давления продуктов сгорания в ка­мере; О - начало процесса; 1 - момент разрушения заглушки; 2 - момент вос­пламенения топлива; 3 - время, соот­ветствующее распространению пла­мени вдоль поверхности топлива;4 - время выхода двигателя на режим;5- окончание квазистационарного пе­риода работы двигателя; 6 – окончание работы двигателя

заглушка разрушается, уро­вень давления в камере пример­но выравнивается и сохраняется близким к постоянному до мо­мента, когда к горению начинает подключаться поверхность топ­ливного заряда. Развитие про­цесса по этой схеме представле­но на рис. 1.10;

разрушение заглушки рассчи­тано на высокие значения давле­ния.

Этот факт приводит к отраже­нию волны сжатия от правой гра­ницы двигателя и распростране­нию ее в противоположную сто­рону. В связи со снижением ско­ростей движения продуктов сго­рания в свободном объеме каме­ры снижается интенсивность процесса прогрева топливного заряда, что приводит к увеличе­нию периода выхода РДТТ на режим квазистационарной работы. Развитие процесса по этой схеме представлено на рис. 1.11.

Воспламенение топливного заряда происходит в момент времени, когда в поверхностном слое топливного заряда тол­щиной, измеряемой микронами, будут достигнуты температура и градиент температур, соответствующие некоторым критичес­ким условиям, обеспечивающим устойчивое горение топлива. Распространение пламени по поверхности топливного заряда в зависимости от условий зажигания и геометрии РДТТ может происходить со скоростями 1...300 м/с.

Изменение давления в переднем объеме ДУ за весь период работы показано на рис. 1.12.

Основной рабочий импульс обеспечивается двигательной установкой на участке кривой 4-5. Завершение работы РДТТ происходит либо после выгорания топливного заряда, либо принудительно с использованием узла отсечки тяги.

К настоящему времени РДТТ достигли заметного совершенства, что и обусловило их широкое применение на практике:

масса РДТТ в настоящее время может составлять несколько граммов или сотни тонн;

РДТТ может использоваться в настоящее время как исполнительный механизм аварийного отключения систем транспортировки газа и нефти по трубопроводам. В то же время РДТТ может использоваться для вывода больших грузов в космическое пространство;

удельный импульс твердых ракетных топлив вплотную приблизился к удельному импульсу жидких топлив и достиг значений 3000…..3500 м/с;

коэффициент массового совершенства лучших современных РДТТ достигает 0.05…0.10, а коэффициент заполнения внутрикамерного объема приблизился к 0.90….0.95.

Дальнейшее совершенствование РДТТ будет по-прежнему состоять в улучшении энергетических характеристик топливных составов и повышении удельной прочности используемых конструкционных материалов. В частности, можно отметить, что перспективным направлением является использование РДТТ с раздельным размещением компонентов топлива. Актуальной задачей является расширение сферы использования РТДД на область ДУ с глубоким регулированием тяги, с возможностью многоразового включения РДТТ и т.д.

Развитие твердотопливной технике будет продолжаться и в дальнейшем, что обусловлено рядом положительных качеств ракет с РДТТ по сравнению с ракетами с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Ниже отмечаются достоинства и недостатки РДТТ, обусловившие, с одной стороны, их широкое распространение, а с другой – ограничивающие их применение в отдельных объектах техники.

1.2. Достоинства и недостатки РДТТ

Массовое применение РДТТ в военной технике началось несколько ранее, чем применение ДУ на жидком топливе. И в настоящее время в военной технике главенствующее место занимают РДТТ, а в космической технике РДТТ успешно конкурируют с ЖРД. Такая тенденция обусловлена рядом факторов, присущих твердотопливным ДУ, основные из которых изложены ниже.

Безусловно, одним из главных достоинств РДТТ следует считать относительную простоту устройства. Действительно, ведь самые первые РДТТ имели примитивную конструкцию, легко реализуемую даже на технологическом уровне средневековья. Сравнение с ЖРД позволяет отметить такие преимущества конструкции РДТТ:

отсутствуют узлы, связанные с хранением компонентов топлива вне камеры (топливные баки);

отсутствуют узлы транспортировки компонентов топлива из баков в камеру сгорания (трубопроводы, пневмо- и гидроклапаны);

отсутствуют элементы для принудительной подачи топлива в камеру (элементы вытеснительной системы, турбонасосные агрегаты, форсунки и т.д.);

невелико (а в ряде конструкций и вовсе отсутствует) число подвижных узлов.

Значительно усложняется по сравнению с РДТТ конструкция двигательной установки на ядерном топливе. Тем более, что при использовании ядерных топлив возникает задача обеспечения защиты конструкции летательного аппарата (в том числе и пилотируемого) от радиоактивного излучения.

Любые попытки, связанные с использованием ДУ промежуточных схем (ДУ раздельного снаряжения, гибридные двигатели), также приводят к повышению сложности конструкции двигателя. Относительная простота конструкции РДТТ особенно заметна при рассмотрении некоторых специальных схем РДТТ. Так, при использовании твердотопливных двигателей легко решаются вопросы, связанные с обеспечением вращения ракеты вокруг своей оси (например, в турбореактивных снарядах, в которых вращение вокруг своей оси приводит к повышению устойчивости полета снаряда на траектории и к улучшению кучности стрельбы). Конструктивно упрощаются способы разделения ступеней многоступенчатых ракет.

Относительная простота устройства РДТТ влечет за собой и облегчение вопросов, связанных с эксплуатацией ракет и пусковых установок, в которых используется ЙДТТ. Деиствителъно, в связи с относительно небольшим числом узлов в РДТТ требуется небольшой объем трудозатрат на проведение регламентных работ по проверке работоспособности двигателей в период хранения и при подготовке к старту. Можно отметить, что стоимость наземного оборудования, предназначенного для эксплуатации комплексов с баллистическими ракетами дальнего действия, в США составляет соответственно около 45 и 60 % полной стоимости комплекса при использовании РДТТ и при использовании ЖРД. Представляет интерес, что к началу 1984 г. на вооружении США имелось 53 ракеты класса "Титан-2" с ракетными двигателями на жидком топливе, которые обслуживались шестью эскадрильями стратегического авиационного командования, и примерно 1000 ракет класса "Минитмен" с ракетными двигателями на твердом топливе, которые обслуживались лишь двадцатью эскадрильями.

Особенно привлекательной для военной техники является высокая готовность оружия с РДТТ к использованию. Достаточно отметить, что зремя предстартовой подготовки к пуску межконтинентальных ракет класса MX не превышает 2...5 мин, включая в это время и возможность перенацеливания ракеты и боеголовок. Для сравнения отметим, что первые ракетные комплексы с ЖРД обеспечивали старт лишь после 4...6 ч предстартовой подготовки. Время подготовки к пуску современных ракет с ЖРД существенно сократилось, но тем не менее по прежнему остается достаточно высоким.

Важным качеством работы РДТТ является их высокая надежность. По отдельным статистическим сведениям после истечения гарантийного срока хранения ДУ вероятность их безотказного срабатывания составляет более 98%. В гарантийный период надежность РДТТ выше 99%.

Среди других факторов, в которых проявляются преимущества РДТТ по сравнению с ДУ на жидком топливе, необходимо отметить следующие:

в большинстве случаев при решении одной и той же тактической или стратегической задачи стоимость ракетного комплекса с РДТТ существенно ниже стоимости комплекса с ЖРД;

массовые характеристики современных РДТТ, в том числе коэффициент их массового совершенства, превосходят аналогичные показатели для ЖРД.

Однако достоинств РДТТ недостаточно для того, чтобы сделать эти ДУ единственно приемлемыми и самыми рациональными как в народном хозяйстве, так и применительно к военной технике. Как и любой технический объект, РДТТ имеют определенные недостатки, что заставляет одновременно развивать ЩУ и других классов. Следует отметить следующие недостатки

1.Относительно невысокие значения удельного импульса ДУ на твердом топливе. Пустотный импульс РДТТ не превосходит 00...3500 м/с. Дальнейшее повышение удельного импульса РДТТ затруднено из-за химической несовместимости лучших окислителей и лучших горючих в топливных композициях. Использование двигателей с раздельно снаряженными твердыми компонентами позволяет увеличить удельный импульс не более, чем на 20 %. В то же время жидкие ракетные топлива позволяют достигнуть удельных импульсов до 4000…4500 м/с. Еще больших значений можно добиться при использовании ядерных топлив.

2. Технологические трудности изготовления топливных зарядов больших

масс и габаритов. Эти трудности обусловлены высокими требованиями к отсутствию дефектов в заряде, раковин, трещин, отслоений топлива от защитнокрепящего слоя

и т.п. С увеличением габаритов зарядов и повышением удельного импульса применяемых топлив увеличивается взрыво- и пожароопасность при производстве и снаряжении топливного заряда.

3. Отдельные эксплуатационные трудности. Часть этих трудностей состоит в необходимости термостатирования РДТТ со смесевыми топливами (в отдельных случаях отгтПТиститными) с целью исключения появления трещин в топливных зарядах, уменьшения разбросов тяги и давления продуктов сгорания в камере двигателя.

4. Отдельные конструктивные трудности. К таким трудностям может быть отнесена ограниченность времени работы РДТТ, обусловленная габаритами двигателя и

эрозией элементов его конструкции. Из крупногабаритных РДТТ, созданных в настоящее время, наиболее продолжительный период работы (-130 с) достигнут в разгонном РДТТ, применяемом для вывода на крейсерскую высоту многоразового космического корабля "Спейс шаттл". Масса этого РДТТ составляет 586 т.

Другая трудность состоит в сложности разработки РДТТ многоразового включения. Имеющиеся к настоящему времени ДУ на твердом топливе имеют либо ограниченнущ"лубину регулирования, либо при приемлемом показателе глубины регулирования тяговых (расходных) характеристик имеют плохие показатели коэффициента массового совершенства.

Подводя итог, можно тем не менее отметить, что достоинства РДТТ обусловили их широкое внедрение в практику, что отмечается в подразд. 1.3 в приводимой классификации современных двигательных (газогенераторных) установок на твердом топливе.