Проектирование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе

Скрепленный заряд может изготавливаться только из смесевого твердого топлива, так как это топливо обладает достаточной эластичностью. Схема скрепленного заряда приведена на рис. 1.5.

1.1. Классификация РДТТ

Ракетные двигателеи твердого топлива классифицируются по нескольким признакам.

Классификация по параметрам РДТТ.

1.РДТТ с нерегулируемыми параметрами. К ним от-

носятся однорежимные двигатели, тяга которых поддерживается примерно постоянной, и многорежимные, тяга которых изменяется ступенчато за счет соответствующего изменения поверхности горения.

2.РДТТ с регулируемыми параметрами. К этому разряду относятся:

РДТТ с регулированием суммарного импульса по вре-

мени работы, которое производится за счет отсечки тяги

с помощью противоимпульсных сопел, направленных в сторону движения ракеты;

РДТТ с регулированием тяги, которое может осущест-

вляться по направлению и величине силы тяги.

•Регулирование тяги по величине. Осуществляется чаще всего за счет изменения размеров критического сечения сопла, а иногда и площади среза сопла. Применяется редко.

•Регулирование тяги по направлению может производиться различными способами:

- с помощью поворотных сопел, причем поворачиваться может вся камера сгорания, сопловой блок при неподвижной камере сгорания или только сверхзвуковая часть сопла. Кроме этого, может применяться поворот сопла вдоль своей продольной оси. Но для создания управляющего усилия такое сопло должно иметь «косой» срез, то есть выходное сечение сопла не должно быть перпендикулярно оси сопла;

11

-с помощью механических элементов. Для этого применяются газовые рули, помещаемые в сверхзвуковой поток продуктов сгорания. При их повороте возникает управляющий момент. Можно использовать дефлектор, который представляет собой кольцо, расположенное на срезе сопла. При повороте дефлектора часть его вводится в поток продуктов сгорания и создает управляющий момент. Дефлектор иногда применяют для создания вращающего момента для стабилизации неуправляемых авиационных ракет и реактивных систем залпового огня. Также применяются интерцепторы – пластины, вводимые в сверхзвуковой поток газа. Могут применяться и другие конструкции, принцип действия которых заключается во вводе в поток продуктов сгорания различных элементов конструкции;

-управление вектором тяги (УВТ) путем впрыска жидкости. Для этого на борту ракеты должна быть емкость с жидкостью, которая впрыскивается в сверхзвуковую часть сопла с помощью специального газогенератора. Управляющее усилие создается за счет асимметричного истечения продуктов сгорания;

-управление вектором тяги (УВТ) путем вдува газа.

Принцип действия этого устройства аналогичен рассматриваемому выше, но только вместо жидкости используется газ, который берут из специального баллона или получают от газогенератора. Существует способ, называемый «перепуск газа», когда для целей управления газ отбирается из камеры сгорания двигателя.

Регулирование тяги по направлению применяется практически для всех классов двигателей.

Классификация по конструктивным особенностям РДТТ.

1.Способ старта. Старт ракеты может производиться

спомощью специального газогенератора, продукты сгорания которого выталкивают ракету из пускового контейнера, расположенного на носителе. Этот способ наиболее безопасен для носителя, так как двигатель включается на каком-то

12

удалении от подводной лодки, корабля и т.д. Кроме этого, возможен аналогичный способ старта за счет газов двигателя самой ракеты.

2.Число камер. Однокамерные РДТТ, имеющие одну камеру сгорания с помещенным туда зарядом. Иногда для двигателей большой массы применяется секционный двигатель, состоящий из нескольких секций, каждая из которых имеет свой заряд. Перед стартом секции стыкуются между собой, образуя одну камеру сгорания. Многокамерные РДТТ, состоящие из нескольких однотипных двигателей, объединенных между собой газовой связью. Возможен вариант объединения в одном корпусе двигателя нескольких камер сгорания, каждая из которых снабжена своим зарядом и выполняет свои функции, например, стартовый режим, маршевый режим и т.д. Многокамерные РДТТ применяются редко.

3.Способ снаряжения. РДТТ со скрепленным зарядом

ивкладным, которые, в свою очередь, могут быть моноблочными или с многошашечными.

4. Количество топлив, используемых в двигателе. В одной камере сгорания могут быть расположены заряды из разных топлив, продукты сгорания которых взаимодействуют при горении между собой. Такой двигатель назы-

вают РДТТ с комбинированным зарядом. Двигательная ус-

тановка может состоять из двух камер сгорания, в одной из которых расположен заряд с избытком окислителя, в другой – с избытком горючего. Оба заряда способны к самостоятельному горению, их продукты сгорания поступают

вкамеру дожигания, в которой они реагируют между собой и истекают через сопло с образованием тяги. Такой двига-

тель называют РДТТ раздельного снаряжения.

5.Место расположения воспламенителя, который может быть установлен в передней части двигателя или в его задней части. Иногда узел воспламенения устанавливается

всопловом блоке и после воспламенения заряда выбрасывается продуктами сгорания.

13

Классификация по условиям эксплуатации.

1. Температурный диапазон хранения и применения. Существуют конструкции, работающие в узком температурном интервале (чаще всего – 5…35 °С). Это обычно стратегические ракеты, ракеты-торпеды, крылатые ракеты и т.д. Также есть конструкции, работающие в широком интервале температур окружающей среды (±50 °С). Это ракеты, как правило, тактического и оперативно-тактического назначения.

2. Эксплуатационные механические нагрузки.

–Максимальный уровень осевых перегрузок. Деление на три класса: с уровнем осевых перегрузок до 10 g, в интервале от 10…100 g, свыше 100 g. Чем выше перегрузка, тем в более тяжелых условиях находится двигатель и заряд твердого топлива, тем труднее проектирование и отработка изделия.

–Характер воздействия транспортных нагружений. Транспортировка двигателей в составе ракеты может производиться с помощью штатных пусковых устройств

ис помощью обычных транспортных средств (железнодорожный, автомобильный, авиационный, водный). Нагрузки в последнем случае больше, и это надо учитывать при разработке двигателя. Особенно чувствителен к воздействиям транспортных нагрузок заряд твердого топлива.

3. Характер аэродинамического нагрева. Двигатели делятся на конструкции, предназначенные для работы в условиях однократного или многократного аэронагрева.

Несколько особняком стоят многорежимные двигатели, которые применяются при необходимости обеспечить резкие изменения тяги, например, стартовый и маршевый режимы, режимы поиска цели и атаки. Получить большие перепады тяги за счет изменения поверхности горения трудно, а часто и невозможно.

Можно применить однокамерный многорежимный двигатель (рис. 1.6). Он имеет в одной камере два заряда, которые на первом режиме работают вместе. После выгорания стартовой шашки расход продуктов сгорания резко

14

уменьшается. Для того чтобы поддержать необходимый уровень давления в камере сгорания, в сопло вдвигается новый сопловой вкладыш с уменьшенной площадью критического сечения. Достоинства такой конструкции: один двигатель заменяет стартовый и маршевый, поэтому уменьшается пассивная масса, улучшается аэродинамика ракеты, упрощается сборка и эксплуатация ракеты. Недостаток: нельзя получить большие перепады тяги (не более чем в 8 раз).

Рис. 1.6. Схема однокамерного многорежимного двигателя: 1 – маршевый заряд; 2 – стартовый заряд; 3 – двухпозиционное сопло

Большие перепады тяги можно получить с помощью двухкамерных двигателей, конструкция которых приведена на рис. 1.7. У этих двигателей сначала работают обе камеры, а потом только одна. Достоинство конструкции – в возможности получить большие перепады тяги, недостатком являются большая пассивная масса и дополнительные потери единичного импульса.

Большую перспективу имеют в настоящее время РДТТ многократного включения, которые могут применяться для управления манёврами высотных ступеней ракеты и космических летательных аппаратов, а также для авиационных ракет. Конструкция такого двигателя с радиальным расположением секций заряда приведена на рис. 1.8. Сначала горит внутренняя шашка, после этого наступает пауза

15

а

б

Рис. 1.7. Схемы конструкций двухкамерных двигателей: а – с концентрическим расположением камер; б – с последовательным расположением камер

Рис. 1.8. Схема РДТТ многократного включения: 1 – заряд первого режима работы; 2 – заряд второго режима работы; 3 – бронирующее покрытие; 4 – кольцевые воспламенители

в работе двигателя, далее срабатывает воспламенитель, продукты сгорания от горящей поверхности заряда сбрасывают бронирующее покрытие, и начинается следующий

16

этап работы двигателя. Таких слоев топлива, разделенных слоями бронирующих покрытий, может быть несколько.

Возможно применение РДТТ многократного включения не с радиальным, а с продольным расположением секций.

Теоретически можно рассматривать двигатель, имеющий блок гашения заряда. Но для того чтобы погасить заряд, надо иметь блоки сброса давления в камере сгорания, впрыска охлаждающей жидкости и повторного воспламенения. Говорить о надежном гашении заряда и его повторном воспламенении через 2…60 с преждевременно. В эксплуатации таких конструкций нет.

1.2. Порядок разработки РДТТ

Порядок и стадии разработки изделий машиностроения определяются системой нормативных документов, основными из которых являются ГОСТы ЕСКД. Разработка РДТТ является частью создания ракеты и комплекса, куда данная ракета входит как составная часть. Основные направления работ по созданию комплекса и примерные характеристики ракеты и двигателя определяются во время проведения научно-исследовательских (НИР) и поисковых работ с учетом разработки и эксплуатации аналогов изделия в нашей стране и за рубежом. В результате определяются тактико-технические требования к будущей ракете и требования ко всем ее составляющим, в том числе и к двигателю.

Основные этапы разработки ракеты:

1. Техническое задание (ТЗ). Производится определе-

ние основных тактико-технических характеристик двигателя и уточнение условий его эксплуатации.

2. Техническое предложение. Производится обосно-

вание научных, технических, технологических, экономических возможностей создания ракеты. Определяются участники кооперации предприятий, которые имеют возможность участвовать в создании ракеты. Для этого прора-

17

батываются возможные варианты конструкции ракеты, возможности ее изготовления и определяются основные задачи эскизного проектирования. Необходимо отметить, что этап технического предложения очень часто пропускают, так как любая новая разработка в настоящее время проводится на основе какого-либо аналога, который уже находится в серийном производстве. Всем заинтересованным организациям уже известны и все достоинства, и все недостатки аналога и пути их преодоления, что изложено в соответствующих научно-технических отчетах. Иногда выпускают технико-экономическое обоснование, которое по своей сути является упрощенным техническим предложением. Иногда сразу приступают к эскизному проектированию. На этапе технического предложения начинают разрабатывать конструкторскую документацию, которая на этом этапе имеет литеру «П».

3. Эскизный проект. Производится теоретическое обоснование работоспособности конструкции ракеты с использованием результатов испытаний изделий-аналогов, научно-исследовательских работ, иногда испытаний модельных изделий. Выдаются технические задания на разработку элементов ракеты. Проводятся расчеты, определяющие все ожидаемые характеристики ракеты. Определяется объем наземной отработки и порядок проведения летных испытаний. Выпускается комплект конструкторской документации на изделие, имеющий литеру «Э».

4. Технический проект. Экспериментально подтверждаются все характеристики узлов ракеты. Выпускается технологическая документация, необходимая для изготовления узлов ракеты и проведения их испытаний. Корректируется конструкторская документация и переводится в литеру «Т». Для ракеты этап технического проекта иногда не выделяется, в этом случае часть работ переводится на этап эскизного проекта. Тот же подход может применяться и для РДТТ. При разработке заряда твердого топлива этап технического проекта обязателен.

18

5. Разработка рабочей документации на опытный образец ракеты. Вся документация корректируется по результатам испытаний узлов ракеты и переводится в литеру «О». Разрабатывается эксплуатационная документация.

6. Автономные и комплексные испытания. Прово-

дятся с целью проверки работоспособности узлов ракеты в условиях, близких к условиям эксплуатации. Корректировка конструкторской документации.

7. Летные испытания. Определяются характеристики ракеты в полете и проверяется соответствие конструкции тактико-техническим требованиям. Корректировка конструкторской и эксплуатационной документации.

8. Серийное изготовление. Изготовление установочной партии изделий. Корректировка технологической документации. При проведении работ по изготовлению установочной серии документация должна иметь литеру «О1», а при установившемся крупносерийном или массовом производстве – литеры «А» или «Б». Предприятие-разработчик ведет авторский надзор за изготовлением изделия.

Разработка ракетного двигателя твердого топлива и заряда для него идет по вышеприведенной схеме, конкретное содержание работ для этих элементов ракеты будет рассмотрено ниже.

Разработка РДТТ осуществляется в несколько более крупных этапов. Работы, указанные в пунктах 1–4, обычно называют этапом проектирования, работы под пунктами 5–7 – этапом отработки изделия. Основным документом при разработке изделия является техническое задание. Разработчик ракеты выдает ТЗ на все элементы ракеты – двигатель, систему управления и т.д. Разработчик двигателя выдает ТЗ на разработку заряда и воспламенителя. Внутри каждого предприятия разрабатываются частные технические задания (ЧТЗ), которые определяют цели работ для всех подразделений предприятия. Например, на предпри- ятии-разработчике заряда ЧТЗ выдаются отделам, занимающимся разработкой топлив, бронепокрытий, воспламенителей, технологией изготовления зарядов, конструкцией

19

технологической оснастки и т.д. Таким образом, создается иерархическая структура документов, позволяющая не потерять цель разработки ракеты и организовать работы по ее созданию.

1.3. Техническое задание на разработку РДТТ

Техническое задание является основным документом при разработке РДТТ, которое определяет все характеристики двигателя при определенных условиях эксплуатации [1]. На титульном листе обычно указывается название и индекс разработки. Далее излагаются следующие разделы.

1. Общие технические требования. В этом разделе оговариваются условия хранения и эксплуатации ракеты. Например, указывается температурный диапазон применения: либо заряд принимает температуру окружающей среды, либо он находится в обогреваемом контейнере или

вшахте. Определяются условия хранения: на складе (отапливаемом или не отапливаемом), на открытой площадке

вснаряженном или не снаряженном состоянии, в составе ракеты. Указывается относительная влажность, характер солнечной радиации, температурный диапазон хранения, срок службы.

Вэтом же разделе дается описание двигателя: число камер, наличие органов управления, режимы тяги и т.д. Указываются технологические требования: взаимозаменяемость узлов в двигателе, условия стыковки узлов в ракете и т.д. Требования к внешним обводам корпуса и габаритные размеры задаются на специальном чертеже. Здесь же задаются требования к надежности двигателя при заданном уровне доверительной вероятности.

Специальные требования – это требования по взрывобезопасности, пожаробезопасности, нетоксичности при работе, характеру поведения при нештатных ситуациях (случайное падение, повреждение быстролетящим телом и т.д.), устойчивости к биологическим вредителям.

20