Проектирование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе

УДК 621.455 Е14

Рецензенты:

д-р техн. наук, профессор С.Д. Ваулин (Южно-Уральский государственный университет); д-р техн. наук, профессор Г.Н. Амарантов; канд. техн. наук, доцент В.Ф. Молчанов (ФГУП НИИПМ)

Евграшин, Ю.Б.

Е14 Проектирование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе: учеб. пособие / Ю.Б. Евграшин. – Пермь: Изд-во Перм. гос. техн. ун-та, 2008. – 354 с.

ISBN 978-5-88151-895-0

Рассмотрены вопросы конструирования двигателя

изаряда твердого топлива, приведены свойства твердых топлив и бронирующих покрытий и основы технологии их изготовления. Даны основы отработки РДТТ, где рассматриваются виды испытаний двигателей и необходимое для этого оборудование. Кроме того, представлена методика расчетов, применяющихся при проектировании: термодинамического, внутрибаллистического, газодинамического, прочностного и теплового. Рассмотрены основные положения принятия технических решений при проектировании

иотработке двигателя.

Предназначено для студентов специальностей «Ракетостроение» и «Ракетные двигатели».

УДК 621.455

Издано в рамках приоритетного национального проекта «Образование» по программе Пермского государственного технического университета «Создание инновационной системы формирования профессиональных компетенций кадров и центра инновационного развития региона на базе многопрофильного технического университета».

ISBN 978-5-88151-895-0 ГОУ ВПО

«Пермский государственный технический университет», 2008

2

ВВЕДЕНИЕ

Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) нашли в настоящее время самое широкое применение. Примерно 90 % существующих и разрабатываемых ракет оснащаются сегодня РДТТ [1]. За последние 30 лет РДТТ вытеснили жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) из всех сфер применения, оставив ЖРД только в космической технике. Это связано в первую очередь с простотой эксплуатации. Ракеты с РДТТ проходят очень простые процедуры предстартовой подготовки, а многие ракеты не требуют этих проверок вообще. Ракеты с РДТТ имеют более высокую степень надежности, так как состоят из малого количества узлов по сравнению с ЖРД. Изготовление РДТТ менее трудоемко, чем ЖРД, поэтому стоимость твердотопливного двигателя меньше. Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и свои недостатки. Например, удельная тяга у этих двигателей меньше, но постоянно ведущиеся разработки новых топлив позволяют создать РДТТ с более высокими энергетическими характеристиками. Другой недостаток – это трудность управления вектором тяги. Здесь надо отметить, что управление вектором тяги по направлению давно успешно применяется в РДТТ, а задача управления вектором тяги по величине для некоторых двигателей, например тактического и оперативно-тактического применения, не ставится вообще. Объясняется это тем, что большинство ракет военного применения работает по жестким программам и для них важно, чтобы двигатель эту программу отработал. РДТТ успешно решает поставленную задачу. Работы по регулированию силы тяги РДТТ ведутся, и некоторые разработки уже внедрены в производство. К недостаткам твердотопливных двигателей следует отнести то, что их энергетические характеристики зависят от температуры окружающей среды, так как скорость горения твердого топлива зависит от температуры. С этим недостатком бороться трудно, поскольку это свойство определяется физикохимическими процессами, происходящими в топливе, но

3

уменьшить его влияние на работоспособность конструкции можно. Например, многие ракеты с РДТТ помещаются в обогреваемые контейнеры.

Проектирование РДТТ относится к наукоемким технологиям. В первую очередь это объясняется наличием требования минимальной пассивной массы двигателя и высокой надежности конструкции. Обычно задача повышения надежности решается за счет увеличения запасов прочности. Здесь этот путь неприменим. РДТТ работает в тяжелых условиях – это высокие температуры (до 3000 °С) и большие перегрузки (до 200 g). Трудность проектирования заключается еще и в том, что обычно габаритные размеры корпуса задаются очень жестко, и надо вписаться в эти размеры и обеспечить требования технического задания. В ходе проектирования конструктор сталкивается с целым рядом факторов, влияющих на работоспособность заряда. Принимать решения можно только за счет изменения формы заряда и марки топлива. Выбор топлив с нужными значениями скорости горения, прочностными и энергетическими характеристиками весьма ограничен. Осложняет принятие решений неопределенность, так как все выходные характеристики двигателя являются случайными величинами, как и условия эксплуатации (например, распределение температур окружающей среды).

В данном учебном пособии изложены вопросы конструирования двигателя и заряда твердого топлива, приведены свойства твердых топлив и бронирующих покрытий и основы технологии их изготовления, даны основы отработки РДТТ, где рассматриваются основные виды испытаний двигателей и необходимого для этого оборудования. Кроме этого, представлена методика основных видов расчетов, применяющихся при проектировании – это термодинамический, внутрибаллистический, прочностной и тепловой расчеты. Рассмотрены основные положения принятия технических решений при проектировании и отработке двигателя.

4

Учебное пособие может быть использовано при изучении курсов «Основы проектирования, конструирования

ипроизводства летательных аппаратов», «Основы конструирования», «Надежность и отработка летательных аппаратов» и «Проектирование заряда». Для успешного усвоения излагаемого в пособии материала студент должен освоить следующие курсы: «Основы устройства летательных аппаратов», «Гидрогазоаэродинамика», «Детали машин», «Материаловедение», знать основные типы летательных аппаратов и их компоновку, законы движения газа, основные виды материалов, применяемых в машиностроении,

итехнологию их обработки, а также уметь определять на- пряженно-деформированное состояние деталей машиностроительных конструкций. Новизна учебного пособия заключается в систематизированном изложении современных методов проектирования и отработки РДТТ.

Автор выражает признательность студентам группы РКТ-02-1 за большую помощь в оформлении данной работы.

5

ГЛАВА 1. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Ракетные двигатели на твердом топливе в настоящее время достаточно сильно отличаются друг от друга. Их масса может быть от нескольких десятков грамм до нескольких десятков тонн, давление в камере сгорания – от 2 до 70 МПа, время работы – от сотых долей до сотен секунд, величина силы тяги может меняться от 0,01Н до 31 МН [1]. Такое многообразие объясняется широким кругом задач, которые решаются с помощью РДТТ. Твердотопливные двигатели по выполняемым функциям можно разделить на три группы.

Двигатели, предназначенные для создания силы тя-

ги (тяговые РДТТ). Они обеспечивают взлет и ускорение летательного аппарата. Это стартовые и маршевые двигатели, которые применяются для ракет, движущихся в атмосфере, космосе и под водой. Наиболее многочисленный класс двигателей.

Управляющие двигатели. Они предназначены для управления полетом летательного аппарата по заданной программе, корректировке и стабилизации летательного аппарата, для торможения летательного аппарата, перевода космического аппарата с одной орбиты на другую.

Двигатели для экспериментальных и технологиче-

ских целей. Они предназначены для различного рода испытаний при отработке двигателя, его узлов и ракеты в целом. Например, двигатели для разгона аэродинамических тележек, испытаний стойкости конструкционных материалов

итеплозащитных покрытий (ТЗП), испытаний органов управления.

Отдельно стоят в этой классификации газогенераторы, которые являются вспомогательными энергетическими установками и предназначены для выработки рабочего тела, которое необходимо для наддува баков ЖРД, работы рулевых машинок, вдува газа в закритическую часть сопла

ит.д. Однако они проектируются и отрабатываются по тем

6

же правилам, что и РДТТ, и заряды их изготавливаются из твердых ракетных топлив. Конечно, проектирование газогенераторов имеет свои особенности, и применяются при этом, как правило, специальные топлива (имеющие низкую температуру продуктов сгорания, низкую скорость горения).

РДТТ охарактеризуются следующими параметрами: ωò – масса топлива,

mê – масса конструкции двигателя,

αê – коэффициент массового совершенства конструк-

ции, определяемый как отношение масс неснаряженного и снаряженного двигателя,

õö – положение центра масс двигателя,

εv – коэффициент объемного заполнения камеры сго-

рания топливом, определяемый как отношение объема, занятого топливом, к объему камеры сгорания (до критического сечения сопла),

R – тяга двигателя,

G – расход продуктов сгорания, τ – время работы двигателя,

Jï – полный импульс реактивной силы,

L , D – длина двигателя и его диаметр (габаритные размеры).

В общем виде (рис. 1.1) РДТТ состоит из корпуса, заряда твердого топлива, соплового блока, узла воспламенения, устройства управления вектором тяги, узла отсечки тяги. Корпус состоит из обечайки, чаще всего цилиндриче-

ской формы, и переднего и заднего днищ. На переднем днище обычно расположен узел воспламенения, а на заднем – сопловой блок. Особенностью конструкции РДТТ является расположение всего запаса топлива непосредственно в камере сгорания, которая является одновременно несущим элементом конструкции. Кроме этого, корпус подвергается действию высокой температуры продуктов сгорания и эрозионному воздействию конденсированных

7

частиц, содержащихся в газе (чаще всего это корунд, обладающий очень высокой твердостью). Заряд твердого топлива представляет собой блок достаточно сложной формы, на некоторые поверхности которого нанесено бронирующее покрытие, защищающее топливо от горения. Достаточно часто заряд состоит из нескольких (иногда до 70 штук) топливных шашек. Существует два основных типа зарядов: вкладной, который свободно вложен в камеру сгорания и имеет специальные узлы, предохраняющие его от ударов и вибраций при транспортировке, и скрепленный, который соединен по наружной поверхности с камерой сгорания с помощью защитно-крепящего слоя (ЗКС). Узел воспламенения состоит из воспламенителя, помещенного в специальный корпус, пиропатрона и системы, предотвращающей самопроизвольный запуск двигателя.

Вкладные заряды могут быть:

- всестороннего горения, состоящие из одной или нескольких шашек, у которых отсутствует бронепокрытие. Конструкция приведена на рис. 1.1;

4 – заднее днище; 5 – сопловой блок; 6 – заряд твердого топлива; 7 – ТЗП; 8 – опорная решетка

- горящие по внутренним поверхностям, представ-

ляющие, как правило, одну шашку, забронированную по наружной поверхности. Конструкция приведена рис. 1.2;

8

Рис. 1.2. Схема двигателя с зарядом, горящим по внутренним поверхностям: 1 – переднее днище; 2 – узел воспламенения; 3 – обечайка; 4 – заднее днище; 5 – сопловой блок; 6 – заряд твердого топлива; 7 – бронирующее покрытие; 8 – застойная зона; 9 – ТЗП; 10 – опорная решетка; 11 – уплотнение застойной зоны

- торцевого горения, состоящие из одной или двух шашек, каждая из которых забронирована по всем поверхностям, кроме одного торца. Конструкция приведена на рис. 1.3.

Рис. 1.3. Схема двигателя с зарядом торцевого горения: 1 – застойная зона; 2 – теплозащитное покрытие; 3 – бронирующее покрытие; 4 – заряд твердого топлива; 5 – опорное кольцо; 6 – воспламенитель; 7 – амортизатор

Все вкладные заряды имеют узлы крепления. Чаще всего, это опорная решетка, может быть также опорное кольцо. Достаточно часто применяют амортизатор из губчатой резины, который прижимает заряд к узлу крепления

9

(см. рис. 1.3). У зарядов торцевого горения и горящих по внутренней поверхности между наружной забронированной поверхностью и ТЗП обечайки образуется зазор, который называется застойной зоной. Эта зона характеризуется более низкой температурой продуктов сгорания, находящихся в ней, по сравнению с температурой газа в предсопловом объеме. Вкладные заряды чаще всего изготавливаются из баллиститного топлива, хотя в некото-

рых случаях могут быть из смесевого твердого топлива.

Один из вариантов крепления вкладного заряда приведен на рис. 1.4.

Рис. 1.4. Схема крепления вкладного заряда торцевого горения: 1 – заряд; 2 – тарель; 3 – бронирующее покрытие; 4 – опора; 5 – воспламенитель

Рис. 1.5. Схема двигателя со скрепленным зарядом: 1 – переднее днище; 2 – узел воспламенения; 3 – обечайка; 4 – заднее днище; 5 – сопловой блок; 6 – заряд твердого топлива; 7 – защитно-крепящий слой; 8 – ТЗП

10