РДТТ межконтинентальных баллистических ракет

Конструктивно-компоновочные схемы твёрдотопливной ракеты и маршевых РДТТ взаимно увязаны, так как РДТТ составляют важнейший элемент всей ракеты и определяют её облик.

Конструкции типичных маршевых РДТТ первых отечественных баллистических ракет стратегического назначения представлены на рисунках 1.1, 1.2 [1]. В дальнейшем при применении маршевых РДТТ в баллистических ракетах стратегического назначения морского базирования (на подводных лодках) на конструктивно-компоновочные схемы двигателей были выставлены габаритно-массовые ограничения и это повлияло на их устройство.

Конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистических ракет РТ-2, РТ-2П приведена на рисунке 1.1 [1]. Двигатель - моноблочный четырёхсопловой, с зарядом, прочно скреплённым с корпусом, разработки и отработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13]; состоит из переднего днища 4 с воспламенительным устройством (ВУ), корпуса 5 с зарядом 6 и заднего днища 7 с четырьмя сопловыми блоками 9. Сборку днищ с корпусом осуществляли с помощью клиновых соединений.

Ракета РТ-2П (модернизация первой отечественной твёрдотопливной межконтинентальной баллистической ракеты РТ-2 в 1968 г.; первая ступень модернизации не подвергалась [28]) имела стартовую массу 51,0 т, максимальную дальность 9800 км, длину 21,32 м, массу головной части 470 кг. Круговое вероятное отклонение головной части ракеты РТ-2П от цели было менее 1500 м.

Всего за период испытательных и учебно-боевых пусков ракеты по 1994 год включительно запущено на промежуточные и максимальные дальности около 100 ракет. Пуски неизменно подтверждали высокую надёжность ракеты РТ-2П, заряды всех трёх маршевых ступеней которой были разработаны и отработаны ФНПЦ «АЛТАЙ» [28].

В собранном виде двигатель герметичен. Корпус 5 и днища 4, 7 сварные, выполнены из высокопрочной легированной стали.

Переднее днище 4 имеет центральную горловину с крышкой 2 для крепления ВУ и узла аварийного выключения двигателя (АВД), а заднее днище 7 - четыре патрубка для крепления сопловых блоков 9. Корпус и днища с внутренней стороны защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитным покрытием.

Органами управления являются четыре разрезных сопла 9 с разъёмом в сверхзвуковой части. Зазор между качающейся и неподвижной частями сопла герметизируется эластичной резинотканевой манжетой. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости автономными электрогидравлическими рулевыми машинами 8. Управление полетом ракеты по углам тангажа, рыскания и крена обеспечивается отклонением сопел (попарно) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Силовая часть конструкции сопла выполнена из титановых сплавов. В сопловом тракте применены детали, изготовленные из эрозионно-стойких пластмасс, высокоплотного графита и вольфрамового сплава.

Заряд 6 прочно скреплен с корпусом 5 двигателя с помощью клеевого состава, нанесенного на асболавсановый защитно-крепящий слой корпуса. Он выполнен в виде моноблока с центральным круглым каналом, четырьмя длинными и четырьмя короткими щелями, равномерно расположенными по окружности со стороны заднего днища, и кольцевой проточкой на переднем торце заряда. Для снятия температурных напряжений при эксплуатации РДТТ заряд по переднему торцу раскреплен с корпусом при помощи специальной манжеты [1].

Двигатель запускается путём подачи электрического импульса на пиропатрон 1 предохранительного типа, от которого срабатывает пиротехнический воспламенитель 3 и своими продуктами сгорания воспламеняет твёрдотопливный заряд 6. Двигатель работает до полного выгорания топлива. В его конструкции предусмотрено устройство для аварийного выключения, состоящее из детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ) и электродетонатора предохранительного типа, устанавливаемое на крышке 2 переднего днища РДТТ. При нерасчётном отклонении ракеты от траектории по команде от системы управления срабатывает электродетонатор, который инициирует ДУЗ, установленный на наружной поверхности крышки 2. Кумулятивная струя ДУЗа срезает крышку, и заряд перестает гореть из-за резкого сброса давления [1].

На рисунке 1.2 приведена конструкция РДТТ третьей ступени баллистической ракеты РТ-2П. Двигатель - моноблочный четырёхсопловой с зарядом из СРТТ, прочно скреплённым с корпусом [1]. Корпус 4 сварной конструкции изготовлен из высокопрочной легированной стали и состоит из переднего днища и обечайки. Переднее днище представляет собой сварную конструкцию, в которую входят штампованное днище эллиптической формы, передний шпангоут, центральная горловина и патрубки узлов отсечки тяги. Цилиндрическая часть корпуса - комбинированная, состоящая из стальной обечайки с задним шпангоутом, которая упрочнена намоткой однонаправленного стеклопластика 5. К корпусу 4 двигателя при помощи клинового соединения пристыковывается заднее днище 6. Заднее днище 6 сварной конструкции выполнено из штампованной заготовки, шпангоута и четырёх сферических патрубков. В собранном состоянии двигатель герметичен [1].

С внутренней стороны корпус и заднее днище защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитными покрытиями. Наружные поверхности корпуса, заднего днища и сопловых патрубков для защиты от аэродинамического нагрева и теплового воздействия газовых струй имеют сублимирующее покрытие.

Узлы отсечки тяги выполнены из титанового сплава, раструбы отсечек - из стеклопластика [1].

Органами управления тягой двигателя по направлению служат разрезные управляющие сопла (РУС) 8 с разъёмом в сверхзвуковой части. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости, и при взаимно перпендикулярном расположении осей качания обеспечивается управление в полёте ступенью ракеты по углам тангажа, рыскания и крена. В качестве приводов органов управления используют автономные электрогидравлические рулевые машины 7. Разъём между подвижной и неподвижной частями сопла герметизируют с помощью резино-тканевой манжеты. Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие пластмассы, высокопрочный графит и пировольфрам [1].

Заряд 3 разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13] представляет собой моноблок с передним и задним расположением щелевых компенсаторов. Горение заряда происходит по поверхностям центрального круглого канала, заднего торца заряда, задних и передних щелей. Четыре передние щели заряда расположены в плоскостях стабилизации и обеспечивают возможность включения узлов отсечки тяги через 15 с после начала работы РДТТ. Восемь задних щелей заряда расположены относительно друг друга под углом 45°. Заряд изготавливали литьём под небольшим давлением непосредственно в камеру сгорания двигателя. Заряд 3 прочно скреплен с корпусом 4 через клеящий подслой и защитно-крепящий слой [1].

Для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации двигателя, заряд со стороны переднего торца раскреплен при помощи резиновой манжеты на тканевой основе.

Запуск двигателя осуществляется подачей электрического им-пульса на пиропатрон предохранительного типа, установленный на переднюю крышку 1 двигателя. От пиропатрона срабатывает пиротехнический воспламенитель, а затем воспламеняется твёрдотопливный заряд.

Двигатель выключается в две ступени посредством последовательного срабатывания двух пар отсечек тяги 2 после подачи предварительной и главной команд на электродетонаторы, которые инициируют детонирующие заряды, обеспечивающие отрыв крышек отсечек. При истечении газов через сопла отсечек создается необходимая противотяга. Узлы отсечек тяги 2 можно использовать и для аварийного выключения двигателя [1].

Типичная конструкция РДТТ первой баллистической ракеты морского базирования приведена ниже на рисунке 1.3 [1]. Моноблочный двигатель [1] односопловой конструкции второй ступени морской баллистической ракеты РСМ-45 состоит из корпуса 2 с твёрдотопливным зарядом 4, крышки 1 со средствами запуска и органов управления.

Корпус 2 представляет собой тонкостенную оболочку из органопластика с закладными элементами (фланцами) 6, 10 и стыковочным шпангоутом 3, получаемую методом непрерывной намотки ленты из стеклонити. Оптимальная форма днищ оболочки имеет вид поверхности вращения, на которой нити в ленте при намотке располагаются по геодезическим линиям. Цилиндрическая часть корпуса формируется сочетанием спиральных и тангенциальных слоев лент из органонитей. Центральный фланец 10, заматываемый в переднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для крепления крышки 1 с воспламенителем 9. Центральный фланец 6, заматываемый в заднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для установки разрезного управляющего сопла 5 на карданном подвесе. Внутренняя поверхность корпуса двигателя защищена от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитными покрытиями на основе резин [1].

Крышка 1 цельнометаллической конструкции необходима для крепления воспламенителя 9 пиротехнического типа и пиропатрона предохранительного типа. Крепление крышки 1 к корпусу 2 шпоночное.

Органы управления двигателя состоят из разрезного сопла 5, утопленного в камеру сгорания, и двух двигателей крена 7. Герметизация соединения неподвижной и подвижной частей сопла обеспечивается гибкой уплотнительной диафрагмой. Отклонение раструба сопла осуществляется рулевыми машинами 8, установленными во взаимно перпендикулярных плоскостях по две в каждом канале управления (тангажа и рыскания). Две рулевые машины отклоняют раструб сопла относительно карданового кольца, а две другие - кардановое кольцо относительно корпуса неподвижной части сопла.

Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие материалы: углепластики, графиты и т. п. На неподвижном корпусе сопла с помощью кронштейнов установлены автономные твёрдотопливные двигатели 7 для управления по каналу крена [1]. Твёрдотопливный заряд торцевого горения для этих двигателей крена разработан ФНПЦ «АЛТАЙ».

Заряд 4 моноблок разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» изготавливается методом литья под давлением непосредственно в корпус двигателя; при этом обеспечивается прочное скрепление со стенкой камеры сгорания. Внутренний канал заряда круглой формы, а в зоне утопленной части сопла - конический с щелевыми компенсаторами.

Двигатель запускается с помощью пиропатрона предохранительного типа и пиротехнического воспламенителя 9; работает до полного выгорания топлива [1].

На рисунке 1.4 изображена конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Минитмен-III» (США) [1]. Это ракетный двигатель с четырьмя управляющими соплами, металлическим корпусом и зарядом из СРТТ.

Корпус 1 двигателя изготовлен из высокопрочной стали. Обечайка 2 корпуса сварена из шести кольцевых секций. К обечайке приварено переднее днище с фланцем для крепления воспламенителя. Сопловое днище 3 соединено с обечайкой корпуса при помощи конусного резьбового соединения. К сопловому днищу приварены четыре фланца для крепления сопел.

Заряд 4 твёрдого топлива состоит из двух частей. Основная часть заряда изготовлена методом свободного литья в корпус и прочно скреплена с ним. Заряд имеет центральный канал с шестью профилированными щелями. Дополнительный заряд расположен на сопловом днище. Сопла 5 двигателя в камеру сгорания не утоплены.

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

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

Гибкая опора 5 состоит из двух внешних обойм из алюминиевого и титанового сплавов, между которыми находится упругий элемент, представляющий собой набор чередующихся кольцевых пластин сферического профиля, соединенных привулканизированными к ним прокладками из натурального каучука [1].

Заряд 3 РДТТ - моноблок с центральным цилиндрическим каналом переменного сечения, имеющий 11 профилированных щелей у соплового днища. Двигатель работает до полного выгорания топлива.

Схема маршевого РДТТ третьей ступени межконтинентальной баллистической ракеты МХ (США) приведена на рисунке 1.6 [1].

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

Двигатель представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом. На фланце переднего полюсного отверстия корпуса 2 двигателя закреплен воспламенитель 1. К фланцу заднего полюсного отверстия корпуса крепится сопловой блок 4.

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

В таблицах 1.1, 1.2 [1] приведены характеристики описанных выше маршевых РДТТ отечественных и зарубежных (США) баллистических ракет.

Таблица 1.1 - Характеристики маршевых РДТТ отечественных

баллистических ракет

Продолжение таблицы 1.1

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

Продолжение таблицы 1.2

Параметры РДТТ США, как отмечено в работе [1], заимствованы из зарубежных источников, а некоторые определены расчётным путём.

Коэффициент массового совершенства – отношение массы конструкции ракетного двигателя без топлива к массе твёрдого топлива.

Из анализа приведённых выше схем ракетных двигателей (см. рисунки 1.1–1.6) и их характеристик, приведённых в таблицах 1.1 и 1.2 [1], можно сделать вывод, что маршевые двигатели на смесевом твёрдом топливе межконтинентальных баллистических ракет как разработки СССР, так и США существенно отличаются друг от друга многообразием схемных и конструктивных решений, габаритными размерами и значениями основных параметров. Корпуса этих двигателей выполнены с большим диапазоном относительных длин (от 0 до 4,0), диаметром от 1,0 до 2,4 м из высоколегированных сталей, высокопрочных титановых сплавов, стекло- и органопластиков, комбинированных материалов (сталь+стеклопластик), с узлами отсечки тяги и без них, с отъёмными днищами или безразъёмной (по диаметру РДТТ) конструкции [1].

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: