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:






Космические системы




 

Энергия СРТТ широко используется в космических системах, например, в системах аварийного спасения космонавтов. Она применяется для таких решений, где требуется безотказность и высокая надёжность работы двигателя, в РДТТ специального назначения может быть осуществлено многократное выключение и повторное включение двигателя.

Эта проблема на базе познания механизма горения твёрдых топлив была решена в научном и инженерном плане научной школой академика Б.П. Жукова [21] по заданию основоположника отечественной космической техники академика С.П. Королёва [21].

Поставленная исключительно сложная задача потребовала выполнения фундаментальных исследований в области изучения процессов горения твёрдых ракетных топлив, газовой динамики течения продуктов сгорания, теплопередачи, внутренней баллистики, стабильности рабочего процесса, конструирования специальных узлов гашения и запуска и многих других задач [37]. К концу шестидесятых – началу семидесятых годов прошедшего века корректирующая двигательная установка многократного включения на твёрдом топливе была отработана для обеспечения спуска на землю полезных грузов после пребывания их на орбите. Эта установка не имела аналогов ни у нас в стране, ни за рубежом. Разработанный двигатель должен был обеспечивать 10 включений и выключений [37].

Всего для обеспечения программ по космической тематике в ФЦДТ «Союз» под руководством академика Б.П. Жукова отработаны и сданы в эксплуатацию 94 заряда и 18 энергетических установок к пилотируемым ракетно-космическим комплексам и беспилотным космическим аппаратам [37]. В ФНПЦ «АЛТАЙ» также были созданы заряды и газогенераторы для космической техники (РДТТ в ракете для вывода на орбиту спутников связи «Молния», РДТТ лунно-посадочного устройства, газогенератор раскрытия створок антенн спускаемых космических аппаратов на Марс, газогенератор для забора и анализа грунта Венеры) [39].

Академик Б.П. Жуков сформулировал основные преимущества РДТТ применительно к целесообразности их использования в ракетно-космической технике [37]:

- высокая надёжность и безопасность на этапах предстартовой эксплуатации, участка выведения и нахождения на орбите;

- постоянная готовность к запуску, отсутствие необходимости проведения регламентных работ;

- возможность длительного пребывания (до 7–10 лет) твёрдотопливных энергетических систем в условиях орбитального полёта.

Представления о конструкциях двигателей на твёрдом топливе для решения практических задач космонавтики, их надёжности при эксплуатации и других преимуществах может быть проиллюстрировано на примере твёрдотопливной системы аварийного спасения в случае аномальной работы жидкостных двигателей при старте ракеты [37].

Например, твёрдотопливная двигательная установка (ДУ) системы аварийного спасения (САС) для космического корабля «Союз-ТМ» (рисунок 1.7), предназначенного для длительных полётов, маневрирования, сближения и стыковки на орбите спутника Земли, включает четыре двигателя:

1. Управляющий РДТТ для корректировки траектории полета. Полный импульс тяги у двигателя 0,6 тс×с, время работы 0,75 с, заряд состоит из семи шашек нитроглицеринового баллиститного пороха с общей массой 3 кг.

2. РДТТ, предназначенный для отделения головного блока от спускаемого аппарата. Полный импульс двигателя равен 12 тс×с, время работы 1,2 с; пороховой заряд состоит из 19 шашек с общей массой
70 кг.

3. Центральный РДТТ, состоящий из двух камер. Его назначение - отделение и подъём отделяемого головного блока на заданную высоту. Полный импульс тяги при работе двух камер равен 160 тс×с, время работы 4 с, масса заряда 890 кг. В заряде 14 шашек из нитроглицеринового баллиститного пороха. В пороховых ракетах первых поколений на каждый килограмм пороха приходилось от 2 до 3 килограмм конструкционных материалов. В современных РДТТ на каждый килограмм твёрдого топлива для лучших РДТТ приходится порядка 60 граммов конструкционных материалов.

4. Двигатель мягкой посадки, который работает на заключительном этапе. Его общая масса 1,815 кг, время работы 0,15 с, средняя тяга двигателя 2,4 тс×с. При нормальном старте ракетоносителя двигательная установка САС работает как дополнительная тяговая сила к основным ЖРД. За весь период многолетней эксплуатации РДТТ этой системы аварийного спасения работали надёжно и безотказно [37]. Системами подобного назначения и устройства оборудовались все пилотируемые космические аппараты в США («Аполлон», «Меркурий», «Джемини») и некоторые автоматические космические объекты для спасения экипажа и дорогостоящего оборудования [19]. 26 сентября 1983 года во время проведения предстартовых операций для предстоящего полёта на орбитальную станцию «Салют-7» произошла авария ракетоносителя (пожар). Сработала система аварийного спасения. Двигательная установка САС чётко отработала и спасла советских космонавтов В.Г. Титова и Г.М. Стрекалов. Экипаж приземлился недалеко от стартового стола [21].

 

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

 

Рассмотрим ряд доводов по применению РДТТ в космических системах. РДТТ характеризуется конструктивной простотой, в то время как жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) является лишь частью двигательной установки, в которую входят топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов. РДТТ же сам по себе является, по существу, двигательной установкой. Однако, как видно из изложенного материала в пунктах 1.1, 1.2, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».

Ещё раз укажем, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твёрдого топлива позволяет создавать совершенные двигательные установки, в которых на конструкцию приходится лишь 5-7 % от общей массы (при использовании ЖРД этот показатель в 1,5 раза хуже).Указанное обстоятельство в значительной степени компенсирует меньший по сравнению с ЖРД удельный импульс тяги РДТТ. По этому важнейшемупараметру РДТТ уступает в 1,5 раза лучшим ЖРД, работающим на топливе «жидкий кислород-жидкий водород».

Рисунок 1.7 – Двигательная установка системы аварийного спасения космического корабля «СОЮЗ-ТМ».  
Известно, что это эффективное топливо явилось одним из факторов успешного осуществления пилотируемых полетов на Луну. В 1962 г. в США началась разработка самой грандиозной космической системы в истории человечества – ракеты «Сатурн-5». Её первый запуск осуществлён 9 ноября 1967 г. Всего было изготовлено 15 образцов, из которых запущено 13, а 2 образца переданы в музей. Последний запуск состоялся 14 мая 1973 г. Все запуски считаются успешными. Разработкой ракеты «Сатурн-5» руководил знаменитый Вернер фон Браун, ранее известный как немецкий конструктор ракет периода Второй мировой войны «Фау-2». Эта ракета была предназначена для вывода на траекторию полёта к Луне космических кораблей «Аполлон». Она давала возможность вывода полезного груза массой до 139 т на низкую круговую орбиту с наклонением 28,5 градусов и порядка 50 т на траекторию полёта к Луне. Стартовая масса ракеты около 2900 т, сухая масса 131 т, длина 85,6 т, диаметр 10 м. Топливо двигательной установки первой ступени «жидкий кислород-керосин». Суммарная тяга пяти ЖРД – 35 МН (3500 тс). Топливо второй ступени - «жидкий кислород-жидкий водород» (пять ЖРД), топливо третьей ступени – «жидкий кислород-жидкий водород» (один ЖРД).

Однако применение топлива «жидкий кислород- жидкий водород» не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов топлива (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надёжности всего летательного аппарата.

Поэтому в тех случаях, когда от двигательной установки требуется лишь небольшой полный импульс тяги, а тем более если она должна включаться спустя несколько часов или суток после выведения аппарата в космос, выгоднее использовать так называемые высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в нормальных условиях. Типичным таким топливом является, например, комбинация четырёхокиси азота с несимметричным диметилгидразином [5].

По удельному импульсу это жидкое топливо на 10 % превосходит типичное твёрдое. Поэтому для получения одного и того же полного импульса тяги требуется израсходовать твёрдого топлива на 10 % больше, чем жидкого. Однако ввиду большей плотности твёрдого топлива для размещения всего запаса расходуемого твёрдого топлива потребуется меньший объём. А это означает снижение массы конструкции, и в результате начальная масса заправленной топливом двигательной установки может оказаться одинаковой для жидкого и твёрдого топлив. В этом случае выбор будет сделан в пользу второго.

Приведённые рассуждения в значительной мере объясняют широкое применение РДТТ в космонавтике. В пользу РДТТ говорит и то обстоятельство, что при освоенном типе твёрдого топлива, включая технологию изготовления из него заряда, двигательная установка с РДТТ может быть создана в более короткие сроки с меньшими затратами средств и, как говорят, с «меньшим риском», чем двигательная установка с ЖРД той же тяги. Данные соображения становятся особенно важными, когда речь идёт об очень высоких уровнях тяги.

Крупнейший твёрдотопливный двигатель разгонной ступени транспортного космического корабля (ТКК) «Спейс Шаттл» развивает тягу до 12 МН (около 1200 тс). Эта тяга в 1,7 раза превосходит тягу, развиваемую одним двигателем из связки пяти ЖРД первой ступени ракеты «Сатурн-5».

Остановимся подробнее на РДТТ разгонной ступени ТКК «Спейс Шаттл» [19]. ТКК состоит из разгонной ступени с двумя параллельно установленными РДТТ и орбитального самолёта с ЖРД. Стартовая масса ТКК 2045 т, масса полезного груза 29,5 т (в 4,7 раза менее, чем у «Сатурна-5»), высота рабочей орбиты 185 км.

Старт ТКК осуществляется при одновременном включении РДТТ разгонной ступени и маршевых ЖРД орбитального самолёта. Примерно через 120 с и на высоте 46 км при скорости полёта 1440 м/с РДТТ отделяются, и орбитальный самолёт продолжает движение в космосе самостоятельно. РДТТ через 75 с после отделения от системы достигают высоты полёта приблизительно 67 км, после чего на парашютах спускаются в океан на расстоянии около 226 км от места старта, спасаются и восстанавливаются для повторного использования.

Каждый из двух РДТТ разгонной ступени ТКК имеет массу 590 т, диаметр корпуса 3,71 м, длину 45,5 м. Корпус РДТТ состоит из 11 стальных секций. Толщина стенки секции 12 мм, её длина 4,17 м. Из готовых секций собираются четыре сборки: верхняя, две средних и нижняя с сопловым днищем. На днище в упругом подвесе устанавливается частично утопленное (со степенью 0,24) поворотное сопло. Полная длина сопла 4,25 м, диаметр критического сечения 1,38 м, выходного сечения 3,70 м. Используется полибутадиеновое топливо с перхлоратом аммония и порошком алюминия. Канал заряда в целом имеет сложную форму, которая сочетает «звезду» и усечённый конус. Суммарная масса одного заряда РДТТ составляет 500 т, время его работы 124 с, удельный импульс тяги 2480 м/с, максимальное давление в камере 6,2 МПа, среднее давление 4,12 МПа [19].

Космические исследования последнего времени отличаются значительной коммерциализацией. Помимо спутников связи и спутников наблюдения за поверхностью Земли в хозяйственных целях несомненный интерес представляет попытка технологического использования невесомости и высокого вакуума. Становится настоятельной задача объединения усилий человечества в освоении космоса [38]. Об этом мечтал один из пионеров отечественной ракетно-космической науки и техники Ф.А. Цандер, известный своими работами по общим проблемам межпланетных перелётов: «Вперёд, товарищи, и только вперёд! Поднимайте ракеты всё выше, выше и выше, ближе к звёздам»[48].

Работы по эксплуатации РДТТ в космических системах начаты в конце 50-х годов ХХ века. Первым американским РДТТ, который использовался в качестве третьей ступени ракетоносителя (РН) для вывода зонда-спутника Луны «Пионер-1» и стартовал с мыса Канаверал 11 октября 1958 г., был РДТТ X-248. С тех пор в США для выполнения космических полетов применялось более двух тысяч РДТТ.

Страны Европейского Союза (в основном Франция, Италия, ФРГ), опираясь на различные варианты ракеты «Ариан», также достигли значительных успехов в освоении космоса. КНР демонстрирует свои возросшие технические возможности коммерческими запусками искусственных спутников и пилотируемыми полетами с помощью ракеты-носителя «Великий поход». Высокой активностью в области твёрдотопливных ракетоносителей характеризуется Япония. Обладают собственными космическими носителями Израиль, Индия, Бразилия. Доля пусков ракетоносителей, укомплектованных РДТТ, составляет: в США - 82 %, во Франции - 60 %, в Японии - около 100 %. Из общего количества современных космических аппаратов 90 % доставлено на орбиту с помощью РДТТ[38].

По мнению Комиссии Ассоциации авиакосмической промышленности США, для сохранения положения Америки в мировом ракетостроении необходимо создание энергоёмких, высоконадёжных и относительно дешёвых РДТТ для вывода на орбиту спутников и космических аппаратов. Развернуты научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) по исследованию высокоэнергетических топлив, композиционных материалов, электронных систем управления. РДТТ в космических программах выполняют различные функции, обеспечивая работу стартовых ускорителей, межорбитальных буксиров, ориентацию космических аппаратов, аварийное спасение, мягкую посадку на поверхность планет и др.

Во всем мире в перспективных космических программах большое внимание уделяется экономической эффективности разработок. Так, в США в третьем тысячелетии планируется уменьшить стоимость вывода полезной нагрузки в 2-10 раз. По американским данным, средства, затраченные на изготовление твёрдотопливного ускорителя одноразового использования, составляют 20 % от стоимости запуска. В то же время в общей стоимости РДТТ на долю перхлоратного топлива приходится лишь 13 %. Цена топлива для ТКК «Спейс Шаттл» составляет менее 3 % от общих затрат на всю систему. Таким образом, целесообразность замены существующих твёрдых топлив перспективными энергоёмкими материалами требует серьезного экономического обоснования [38].

Во всех ранее разработанных зарубежных РДТТ для РН космического назначения используются СРТТ на основе окислителя перхлората аммония (ПХА), при горении которых выделяются токсичные и разрушающие озоновый слой соединения хлора. По американским данным, один фунт (0,454 кг) современного топлива образует 0,2 фунта (0,091 кг) хлористого водорода (НС1). В отечественных носителях «лёгкого» класса подвижных ракетных комплексов типа «Старт» также используются перхлоратные топлива. РН «Старт» - конверсионная космическая ракета, разработанная на базе межконтинентальной трёхступенчатой твёрдотопливной ракеты «Тополь», имеющей стартовую массу 45 т, максимальную дальность стрельбы 10000 км, длину ракеты 21,5 м, массу головной части 1000 кг. Пуски ракет «Старт» осуществляли с российских космодромов Плесецк и Свободный [28]. Обращает на себя внимание тот факт, что ракета «Тополь», разработанная в конце ХХ века при стартовой массе меньшей, чем у одной из первых твёрдотопливных ракет РТ-2П (п. 1.2.1) на 6,0 т, имеет большую дальность полёта на 200 км и более чем вдвое большую массу доставляемого при этом груза. Эти поразительные данные для двадцатилетнего отрезка времени наглядно демонстрируют стремительность развития твёрдотопливной ракетной техники в наше время.

Экологическая опасность применения крупногабаритных РДТТ космического назначения вызывает растущую озабоченность мировой научной общественности. В связи с возможным запретом топлив, в составе которых имеются хлорсодержащие компоненты, проблема широкого внедрения СРТТ с экологически чистыми продуктами сгорания становится исключительно актуальной и важной [38]. На конференции Американского института по аэронавтике и космонавтике в 1984 г. в докладе представителя фирмы «Мортон Тиокол» было высказано мнение, что продукты сгорания разгонных РДТТ ВКС «Спейс Шаттл» будут оказывать вредное влияние на окружающую среду вследствие присутствия в них хлористого водорода (HCl). Заметное выделение этого вещества наблюдается в радиусе до 900 м от стартового комплекса, что проявляется в повреждении растительности. В Космическом центре им. Маршалла проводятся исследования способов нейтрализации НС1 путём обработки стартовой площадки. Серьёзное беспокойство вызывают потоки отработанных газов, оказывающих разрушающее действие на озоновый слой на больших высотах и представляющих непосредственную опасность для здоровья людей. Влияние продуктов сгорания (ПС) ракетных двигателей на озоновый слой до настоящего времени не имеет достоверного экспериментального подтверждения [38].

При проектировании будущих ракетно-космических объектов необходим детальный анализ экологического риска в условиях эксплуатации РДТТ. Критерий выбора топлива при этом должен основываться на современных знаниях механизмов взаимодействия ПС с атмосферой. Совершенствование характеристик, прежде всего энергетических, следует осуществлять только с разумной целью и при приемлемой стоимости. Было указано на целесообразность проведения экспериментальных исследований по бесхлорным топливам для перспективных крупногабаритных бустеров. При этом приоритетной, предваряющей включение новых энергоёмких ингредиентов в разработку, должна стать оценка их безопасности и стоимости [38]. Надёжность и умеренная цена являются главными критериями при создании и выборе ракетных топлив для мощных транспортных средств. Опробованы различные пути их разработки с экологически безопасными ПС, включая замену традиционных компонентов на более дешёвые. В части снижения затрат особенно привлекательной оказалась замена ПХА на нитрат аммония (НА) с умеренным действием на окружающую среду, а также рассмотрено семейство топлив на основе глицидилазидного полимера (GAP) и НА. Предварительные исследования показали, что указанные топлива являются перспективной заменой существующих малодымных топлив и обеспечивают улучшение экологических показателей. Однако НА обладает такими недостатками, как чувствительность к влаге, склонность к малоэффективному горению [38].

Попытки зарубежных фирм создать твёрдое топливо на основе НА для двигательной установки космического назначения закончились неудачно по причине низких значений расчётного удельного импульса тяги топлива, значительной неполноты сгорания алюминия (до 10 %), малой скорости горения и высокой её зависимости от давления [38]. Применение энергетически выгодного GAP для топлив космического назначения признано экономически неприемлемым. Стоимость GAP в 35-40 раз выше традиционно используемых сополимера полибутадиена, акриловой кислоты и акрилонитрила (PBAN). Применение GAP, пластифицированного триметилолэтантринитратом (TMETN), в качестве энергоёмкого связующего повышает стоимость топлива примерно в 4 раза. Неудовлетворительные взрывчатые характеристики высокоэнергетических топлив на основе GAP/TMETN и значительные эксплуатационные расходы, необходимые для того, чтобы оправдать использование этих типов топлив в крупногабаритных ускорителях, заставили отказаться от их дальнейшей разработки [38].

Рассмотренные выше направления предполагают ограничение энергетических параметров по сравнению с традиционными топливами, опробованными в космических ракетных системах типа «Спейс Шаттл» и «Ариан-5». Существенное повышение тяговых характеристик подразумевает внедрение новых бесхлорных энергоёмких окислителей, прежде всего аммониевой соли динитрамида (ADN). Целесообразно и переоборудование боевых твёрдотопливных баллистических ракет морского и сухопутного базирования для изделий космического назначения с целью обеспечения коммерческих запусков в рамках различных международных и отечественных программ [18, 28]. Последнее особенно актуально для морально устаревших комплексов, снятых с боевой эксплуатации, которые подлежат утилизации. Возможны различные варианты реализации такого подхода, вплоть до повышения тяговооружённости ракеты за счёт комплектования тремя, четырьмя, пятью маршевыми двигателями из двух-трёх боевых ракет, снятых с вооружения.

Принципиально новый, ранее не известный мировой химической науке, экологически чистый высокоэнергетический окислитель - аммониевая соль динитрамида - был синтезирован органическим способом в 1971 г. в Институте органической химии (ИОХ) АН СССР научным коллективом под руководством С.С. Новикова и В.А. Тартаковс-
кого [37]. Затем впервые в мировой практике учёные ФНПЦ «АЛТАЙ» под научным руководством академика Г.В. Саковича [21] разработали и осуществили неорганический синтез этого окислителя, на основе которого можно было разработать промышленныйтехнологический процесс и организовать его массовое производство [39].

В 1977 г. запущено первое в мире опытно-промышленное производство аммониевой соли динитрамида в составе опытного завода химических продуктов ФНПЦ «АЛТАЙ» [39].

Значительный вклад в эти достижения внесли профессора
И.Г. Кауфман [21], А.А. Лобанова [21], С.В. Сысолятин и другие. После освоения производства и отработки технологического процесса получения этого нового окислителя (аммониевой соли динитрамида) на промышленной площадке ФНПЦ «АЛТАЙ» он был передан в серийное производство на Бийский химический комбинат (где был построен так называемый завод минеральных удобрений) [39]. Группа ведущих НИИ и предприятий страны при определяющем участии ФНПЦ «АЛТАЙ» наладила производство аммониевой соли динитрамида (ADN) по технологическому процессу, разработанному и отработанному ФНПЦ «АЛТАЙ». Были созданы и серийно производились высокоэнергетические экологически чистые СРТТ. В СССР это был один из крупнейших проектов.

ADN с 1990 г. возглавляет мировой список перспективных энергоёмких веществ в различных областях космического и военного использования [38]. По некоторым оценкам, применение топлив на основе ADN в ускорителях типа «Спейс Шаттл» и «Ариан-5» может снизить в пять-семь раз выделение хлористого водорода в низких слоях атмосферы. Одновременно значительно уменьшается эффект воздействия продуктов сгорания на озоновый слой Земли. Кроме преимуществ экологического характера, эти топлива позволят повысить эффективность (увеличение массы полезной нагрузки): в носителях «Спейс Шаттл» - на 14 %, в «Ариан-5» - на 4,5 %, в отечественном «Старт» - на 10 % [38].

По опубликованным данным американских специалистов на ракете РТ-23УТТХ, разработанной в Советском Союзе (сдана на вооружение в 1989 г. [28]), использовались топлива, содержащие аммонийную соль динитрамида и гидрид алюминия [41].

В заключение укажем, что в США в период 1965–1967 гг. проведены три стендовых испытания самых мощных до настоящего времени РДТТ типа «SL» [19]. Масса заряда из полибутадиенового топлива с перхлоратом аммония и алюминием этого двигателя составляла 760 т. Общая длина двигателя 24,6 м при его диаметре 6,6 м, диаметр критического сечения сопла 1,80 и 2,26 м (на разных испытаниях), общая масса двигателя 843 т. Топливо в камеру двигателя заливалось на стартовой позиции в специальной шахте глубиной 45,6 м и диаметром 20 м. Корпус сваривался из 19 стальных элементов. Сопло РДТТ неподвижное, длиной 6,125 м. Система воспламенения заряда представляла собой небольшой запальный РДТТ, который устанавливался со стороны сопла двигателя.

На двух испытаниях двигатель развил тягу 15,8 МН (1580 тс) и имел расход топлива 6,8 т/с, время работы 112 с, давление в камере
4,1 МПа, температуру продуктов сгорания 3200 К; интенсивность теплового излучения ядра истекающего рабочего тела составляла 0,17-0,29 МВт, уровень звукового давления на расстоянии 340 м был равен 139 дБ. На третьем испытании имело место разрушение раструба сопла. В процессе работы этот РДТТ имел рекордные максимальную тягу 25,6 МН (2560 тс), расход топлива 10 т/c и проработал до разрушения 75 с.

Испытания этих двигателей доказали практическую возможность создания однокамерного РДТТ с любыми значениями его габаритных и тяговых параметров [19].

В книге группы ведущих специалистов Центра Келдыша [29], посвящённой результатам многолетней деятельности авторов в области газовой динамики, горения твёрдых топлив, теплообмена и тепловой защиты РДТТ, отмечены основные вехи развития РДТТ в последней половине XX века.

1. Разработка первой реактивной системы залпового огня «Катюша» в 1940 году.

2. Разработка смесевого твёрдого топлива с добавками алюминия в начале 50-х годов.

3. Создание двигателей со скреплёнными зарядами и освоение технологии свободного литья.

4. Переход в 70-х годах к утопленным односопловым блокам взамен четырёхсопловых.

5. Переход в начале 70-х годов от стальных разъёмных корпусов к стекло-, органопластиковым и углерод-эпоксидным корпусам типа кокона, изготавливаемым методом намотки с пропиткой связующим.

6. Разработка конструкции сопел с телескопическими сдвижными насадками в 70-х годах, позволившими существенно увеличить выходные диаметры сопел, уменьшить длину и массу межступенчатого отсека.

7. Применение вкладышей критического сечения сопла с гарантированным разгаром из углерод-углеродных композиционных материалов взамен неразгораемых из вольфрамовых псевдосплавов в начале 80-х годов.

8. Применение созданных на основе углерод-углеродных композиционных материалов тонкостенных сопловых раструбов и насадков, совмещающих функции теплозащиты и силовой оболочки, вместо раструбов и насадков из стекло- и углепластиков с силовой металлической оболочкой.

9. Использование для управления вектором тяги поворотного управляющего сопла на эластичном опорном шарнире.

10. Освоение технологии изготовления, заполнения и сборки многосекционных крупногабаритных РДТТ с массой до 500 т для стартовых ускорителей ракет-носителей в конце 70-х годов.

К этим десяти позициям основных вех технической и технологической эволюции РДТТ необходимо, по мнению автора, добавить следующие две позиции.

1. Разработка промышленной технологии и создание производств новых высокоэффективных компонентов смесевого твёрдого топлива - гидрида алюминия (горючее) и аммонийной соли динитразовой кислоты (окислитель) и ракетных топлив на их основе.

2. Разработка и отработка РДТТ с осесимметричными конструкциями зарядов с центральным каналом, обеспечивающими однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло:

- заряды с кольцевой поперечной щелью;

- заряды с горящими торцами.


КОРПУСА РДТТ




Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском:

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