Главная | Случайная
Обратная связь

ТОР 5 статей:

Методические подходы к анализу финансового состояния предприятия

Проблема периодизации русской литературы ХХ века. Краткая характеристика второй половины ХХ века

Ценовые и неценовые факторы

Характеристика шлифовальных кругов и ее маркировка

Служебные части речи. Предлог. Союз. Частицы

КАТЕГОРИИ:






Общая характеристика РДТТ и его составных частей




А.В. Яскин

 

 

КОНСТРУКЦИИ И ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ

 

Учебное пособие

 

 

Бийск

Издательство Алтайского государственного технического
университета им. И.И. Ползунова


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

 

 

Я 81
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.

 

ã Яскин А.В., 2010

ã БТИ АлтГТУ, 2010


СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ……………………………………………………..……..
1 КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЁРДОМ ТОПЛИВЕ (РДТТ)……………………………………………………………….…    
1.1 Общая характеристика РДТТ и его составных частей……….
1.2 Физические процессы, происходящие при работе РДТТ….…
1.3 РДТТ баллистических ракет и космических систем…………
2 КОРПУСА РДТТ…………………………………………..…….….
2.1 Конструктивные схемы корпусов РДТТ………………….…..
2.2 Корпуса РДТТ из композиционных материалов……………..
2.3 Металлические корпуса РДТТ…………………………………
2.4 Сборка корпуса РДТТ с передней крышкой и сопловым блоком……………………………………………………………….…  
3 СОПЛОВЫЕ БЛОКИ РДТТ………………………………………..
3.1 Типовая конструкция сопла. Применяемые материалы….…..
3.2 Сопла с переменной степенью расширения……………….….
3.3 Конструкции сопловых заглушек………………………….…..
4 УЗЛЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА, ОТСЕЧКИ ТЯГИ РДТТ……...…
4.1 Узлы системы запуска двигателя………………………….…..
4.2 Узлы отсечки тяги………………………………………………
5 ЗАРЯДЫ РДТТ……………………………………………...………
5.1 Основные конструктивные формы зарядов твёрдого топлива…………………………………………………………………  
5.2 Особенности работы торцевого заряда, прочно скреплённого с корпусом………..…………………….…….  
5.3 Бронирующие покрытия……………………………………….
6 ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ РДТТ……………………………………………  
7 ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РАБОТЫ ПО СОЗДАНИЮ РДТТ……………………………………………….  
7.1 Организация опытно-конструкторских работ (ОКР)………...
7.2 Этапы создания ракет и РДТТ и задачи, решаемые при проектировании……………………………………………….….  
7.3 Структура методических документов для отработки РДТТ…
7.4 Виды испытаний РДТТ…………………………………………
7.5 Анализ отказов РДТТ при стендовых испытаниях…………...

 

8 ОСНАЩЕНИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК (БРПЛ) ТВЁРДОТОПЛИВНЫМИ ЗАРЯДАМИ РАЗРАБОТКИ ФНПЦ «АЛТАЙ»……………………………………    
8.1 Первая отечественная твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-45…………………………………………………  
8.2 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52 («Тайфун»)……………………………………………………………  
8.3 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52В («Барк»)……………………………………………………………….  
8.4 Эффективность проведённых разработок……………………
8.5 О ликвидации зарядов РДТТ после завершения срока службы ракеты………………………………………………………..  
8.6 Применение флегматизирующих покрытий для регулирования расхода РДТТ……………………………………….  
ПРИЛОЖЕНИЕ А. Проектирование и проектный расчёт заряда РДТТ…………………………………………………………..  

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)

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 кренапри 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 тягидвигателя 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].




Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском:

vikidalka.ru - 2015-2019 год. Все права принадлежат их авторам! Нарушение авторских прав | Нарушение персональных данных