1 Конструктивно-компоновочные схемы ракетных двигателей на твердом топливе (рдтт)

1.1 Общая характеристика рдтт и его составных частей

РДТТ используют в летательных аппаратах многих типов: баллистических ракетах, космических системах и ракетах-носителях, крылатых ракетах и самолетах, зенитных и авиационных ракетных комплексах. РДТТ можно применять в качестве основных маршевых двигателей ракеты или в качестве вспомогательных 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.

Корпуса РДТТ могут иметь различную форму: цилиндрическую, коническую, сферическую, овалоидную или торовую. Возможны и ком-бинированные формы корпуса. Корпус может быть цельным или разъемным, разделенным на секции, имеющим отъемные днища. В качестве материала корпуса применяют высокопрочные стали, титановые сплавы, стеклопластики, органопластики, углепластики. В ряде случаев целесообразны комбинации этих материалов, например, корпуса из титановых сплавов, упрочненных слоем стеклопластика.

В РДТТ используют топливо двух основных типов: баллиститное, представляющее собой коллоидный раствор нитроклетчатки в нитроглицерине, и смесевое, являющееся механической смесью твердых мелкодисперсных частиц окислителя и горючего – связующего.

Топливо в РДТТ обычно используют 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, звездообразную или более сложную геометрическую форму.

РДТТ, предназначенные для летательных аппаратов с управляемым движением, имеют специальные органы управления для изменения направления и величины вектора тяги.

Для управления вектором тяги по направлению может использоваться основное сопло двигателя или устройство для локального воздействия на струю газообразных продуктов сгорания. Основное сопло двигателя, используемое для управления, имеет разъем, разделяющий подвижную и неподвижную части сопла. В зависимости от места разъема различают поворотные управляющие сопла (ПУС), имеющие возможность поворачиваться целиком, качающиеся управляющие сопла (КУС), имеющие разъем в дозвуковой части сопла, и разрезные управляющие сопла (РУС), имеющие разъем в сверхзвуковой части сопла. Используют также вращающиеся управляющие сопла (ВУС) с несимметричным сопловым трактом, которые могут вращаться относительно некоторой оси.

Для крепления подвижной части управляющего сопла можно использовать эластичные опорные шарниры, гидравлические, карданные и цапфенные подвесы.

Локальное воздействие на струю продуктов сгорания можно осуществлять путем вдува газов (перепускаемых из камеры сгорания или специального газогенератора), впрыска жидкости или использования специальных механических устройств.

Регулирование тяги РДТТ по величине осуществляется, как правило, изменением площади критического сечения основного сопла.

Запланированное или аварийное прекращение (отсечка) действия тяги двигателя достигается вскрытием сопел противотяги, отделением сопла или гашением заряда твердого топлива. Возможно также полное отделение двигателя от летательного аппарата.

Важным элементом РДТТ является система запуска двигателя. Для воспламенения основного заряда используют специальные легковоспламеняемые составы, инициируемые пиросредствами по сигналам системы управления ракеты. Воспламеняющееся устройство (воспламенитель) можно устанавливать на передней крышке двигателя, в сопле или непосредственно на заряде твердого топлива.

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 твердотопливной энергетической установки должен проанализировать и выбрать принципиальные положения, которые в основном определяют проектно-конструкторский подход и логику формирования и построения конструктивно-компоно-вочной схемы двигателя. При этом должны быть обеспечены:

- требуемые энергомассовые характеристики РДТТ;

- возможность выполнения заданных условий эксплуатации двигателя в составе ракеты и комплекса в целом;

- требования по габаритным ограничениям, накладываемые на РДТТ условиями его компоновки в составе ракеты;

- технико-экономическая целесообразность принимаемых техни­ческих решений по двигателю.

Процесс проектирования РДТТ заключается в преодолении противоречий, поскольку одновременно предъявляемые требования по максимальному значению удельного импульса тяги, максимального заполнения камеры сгорания двигателя топливом при минимальной массе конструкции и удовлетворении требований к внутрибаллистическим параметрам и габаритным ограничениям определяют необходимость поиска рационального сочетания основных проектных параметров и оптимального варианта конструктивно-компоновочной схемы РДТТ. Минимизация массы и габаритов с обеспечением требований по надежности и энергетическим характеристикам являются непременным критерием рациональности создаваемой конструкции РДТТ.

Конструктивно-компоновочная схема РДТТ определяет облик ракетного двигателя, отражающий совокупность основных конструктивных узлов и его элементов, выполняющих в изделии основные или вспомогательные функции, связи между ними. Конструктивно-компоновочная схема поясняет основные принципиальные технические решения и последовательность процессов, осуществляемых при работе РДТТ.

Конструктивно-компоновочная схема двигателя включает в себя:

- конструктивную схему камеры сгорания;

- конструктивную схему соплового блока;

- конструктивную схему закрепления двигателя в изделии.

Различают следующие виды конструктивных схем камер сгорания РДТТ: моноблочную, многокамерную тандемной схемы, многокамерную пакетной схемы, многокамерную газосвязанную тандемной схемы, многокамерную газосвязанную пакетной схемы.

Конструктивные схемы сопловых блоков могут быть выполнены:

- в виде односопловой схемы с соплом на днище корпуса;

- односопловой схемы с раздвижным соплом на днище корпуса;

- односопловой схемы с соплом на боковой поверхности корпуса или на газоходе;

- многосопловых схем с соплами на днище корпуса;

- многосопловых схем с соплами на боковой поверхности корпуса или на газоходе.

По схеме закрепления двигателя в ракете различают следующие виды схем:

- продольную – толкающий двигатель;

- продольную – тянущий двигатель;

- поперечную;

- сложное пространственное расположение двигателя.

Конструктивно-компоновочная схема РДТТ обусловливает:

- принимаемые конструктивно-технологические решения, способы изготовления, испытаний, сборки, эксплуатации;

- разбивку конструкции РДТТ на агрегаты и узлы;

- прочность 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:

- 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 твердых топлив (СРТТ);

- поиск оптимальных методов и технических средств отработки двигателей с учетом проектируемой конструктивно-компоновочной схемы двигателя;

- изучение возможностей промышленной и экспериментальной баз;

- определение рациональных и реальных путей по снижению технического риска при отработке двигателя на стадии опытно-конструкторских работ.

С появлением в 50-х годах прошлого века смесевых ракетных твердых топлив (СРТТ) 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 коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя топливом. Наиболее совершенные маршевые РДТТ на 92…95% заполнены топливом, в то время как на ранних этапах развития РДТТ коэффициент объемного заполнения составлял 0,6…0,7.

В истории развития крупногабаритных РДТТ можно выделить два этапа.

Для первого этапа характерны следующие технические решения:

- моноблочный 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 отъемных днища (в зависимости от габаритов двигателя);

- заряды моноблочной конструкции из СРТТ, прочно скрепленные с корпусами РДТТ и получаемые непосредственным заполнением топливной массой корпусов двигателей;

- высокопрочные стали и титановые сплавы в качестве конструкционных материалов для корпуса двигателя;

- специальные резины, пресс-материалы, графиты, углепластики, вольфрамосодержащие материалы для тепловой и эрозионной защиты корпуса и сопел РДТТ.

Эти технические решения были внедрены в 50-е–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 и в ряде маршевых двигателей отечественных твердотопливных ракет (первая, вторая и третья ступени ракеты РС-12 и др.). Параллельно в отечественных разработках исследовались также варианты новых схемных решений, основанных на использовании:

- комбинированных корпусов двигателей, изготовляемых из высокопрочных сталей, титановых сплавов и стекловолокна;

- цельносварных металлических корпусов РДТТ, в том числе сфе-рической формы;

- разъемных корпусов двигателей с силовой оболочкой из стекловолокна, выполненной методом продольно-поперечной намотки, и металлическими днищами.

Многосопловая конструкция двигателя не позволяет реализовать необходимую степень расширения сопел, а характеристики применяемых материалов не обеспечили требуемое массовое совершенство РДТТ. Тем не менее высокая надежность и высокие эксплуатационные качества двигателей, разработанных в эти годы, способствовали утверждению РДТТ в качестве энергетических установок маршевых ступеней баллистических ракет последующих поколений и обеспечили расширение области их использования.

Результаты проектно-поисковых, исследовательских и экспериментальных работ, а также изучение внутрикамерных процессов, тепломассообмена, газовой динамики, зависимостей работоспособности конструкции РДТТ от различного вида нагружений (включая воздействие динамических и вибрационных нагрузок) позволили перейти на качественно новый этап в разработке конструктивно-компоновочных схем РДТТ. Этот этап характеризуется переходом на моноблочные односопловые конструкции благодаря применению неразъемных пластиковых цельномотаных корпусов типа кокона, позволивших снизить пассивную массу маршевого двигателя и увеличить коэффициент объемного 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. 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.

Важным направлением дальнейшего совершенствования конструктивно-компоновочных схем двигателей по-прежнему остается повышение степени расширения соплового блока РДТТ, что в условиях габаритных ограничений по длине ракеты и двигателя связано с созданием и внедрением сопел с дискретно изменяющейся степенью расширения.