10.3.5. Особенности компоновки твердотопливных отсеков
Твердотопливные отсеки РН представляют собой, по сути, камеры сгорания больших габаритов, в которых располагаются твердотопливные заряды. Корпуса твердотопливных отсеков, в отличие от топливных отсеков с жидкими компонентами топлива, должны выдерживать большие внутренние давления и значительные тепловые потоки. Основные требования, предъявляемые к твердотопливным зарядам (не считая рассмотренных ранее: высокого удельного импульса, высокой плотности, малой стоимости и других требований, которые были рассмотрены в разделе 7), следующие.
1. Обеспечение заданной силы тяги двигателя (достигается за счет горения определенной площади поверхности заряда).
2. Небольшое изменение тяги в процессе работы двигателя (достигается за счет малого изменения общей площади горения твердотопливных зарядов).
3. Малое воздействие высоких температур на силовой корпус двигателя.
4. Малая склонность к трещинообразованию в процессе длительного хранения и горения заряда.
5. Простота технологии изготовления и монтажа заряда.
Форма заряда в значительной степени влияет на значение силы тяги двигателя и изменение ее в процессе горения заряда. Основная причина связана с изменением площади горения, как это схематично показано на рис. 10.14 для трех форм заряда.
Постоянство площади горения (требование 2) обеспечивается только при использовании схемы а). Однако она неприемлема из-за низкой тяги (не удовлетворяет требованию 1).
Из многочисленных возможных форм зарядов лишь немногие по своим характеристикам подходят для ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) ракет-носителей.
Рис. 10.14. Влияние формы заряда на изменение силы тяги двигателя по времени
На рис. 10.15 показаны формы заряда, при использовании которых обеспечивается большая площадь горения и тяга двигателя изменяется незначительно по времени.
Рис. 10.15. Формы зарядов твердого топлива:
а — заряд телескопической формы; б — заряд с продольными щелями;в — заряд со звездообразным каналом
Чтобы исключить прямое воздействие горячих газов на стенку корпуса твердотопливного двигателя, его внутренние поверхности покрываются инертной бронировкой (рис. 10.16). В этом случае корпус можно делать из неметаллических материалов. Изготовление таких корпусов может быть обеспечено намоткой стекловолокна, пропитанного эпоксидной смолой, непосредственно на внешнюю поверхность топливного заряда [15].
Рис. 10.16. Заряд с продольными щелями: 1 — топливо; 2 — бронировка; 3 — центральный канал; 4 — щель
При изготовлении твердотопливных ракетных блоков больших габаритов их корпуса, как правило, делают многосекционными, как это показано на рис. 10.17. На этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - днище с воспламенителем; 2 - секция РДТТ; 3 - бронировка зарядов.
Рис. 10.17. Компоновочная схема многосекционного твердотопливного двигателя
Многосекционные корпуса твердотопливных ракетных блоков используются на боковых ускорителях Спейс Шаттл.
В процессе создания РН «Энергия» рассматривался вариант с твёрдотопливными боковыми ускорителями, которые имели следующие характеристики [47]:
- максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;
- длина - 44,92 м;
- степень расширения сопла - 2,8;
- масса конструкции - 60 т;
- масса топлива - 460 т;
- масса снаряженного двигателя - 520 т;
- коэффициент весового совершенства - 0,3;
- время работы на установившемся режиме полета - 124 с;
- полное время работы - 138 с;
- максимальное давление в камере сгорания – 6,8 МПа;
- удельный импульс тяги - 2630 м/с;
- средняя тяга -10500 kH.
Топливо двигателя – твердое, смесевое, с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Корпус двигателя – семисекционный, односопловой. В качестве конструкционного материала для корпуса был принят стеклопластиковый вариант. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольно-поперечной намотки.
Основную сложность в освоении такого двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Поэтому решение было принято в пользу ускорителей на жидких компонентах топлива.
В табл. 10.2 представлены статистические данные и расчётные значения некоторых характеристик твёрдотопливных ускорителей, которые использовались или используются в ракетах различного класса.
