Проектирование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе

для ракет этого класса калибром более 150 мм применяют СТТ). Баллиститное топлива используют еще в тех случаях, когда требуется низкая стоимость конструкции, хотя и выпускаются они небольшими сериями. Это ракеты народнохозяйственного (противоградовые) или технологического (применяются при испытаниях РДТТ на воздействие ударных нагрузок) назначения, метеорологические ракеты.

Существуют другие виды топлив, которые применяют достаточно редко. Модифицированное (нитрозольное) топливо [1] разработано на базе смесевых топлив, у которых связующее (пассивный компонент, не содержащий окислительных элементов) заменяется нитратами целлюлозы и нитроглицерином (активный компонент). Состав связующего получается сложным. Это нитроклетчатка, нитроглицерин, полимер-пластификатор, кроме этого, добавляется энергетическая добавка – порошок металла. Данное топливо работает в области стехиометрического соотношения компонентов, в отличие от обычного СТТ, которое имеет недостаток окислителя. Вследствие этого модифицированное топливо имеет более высокий единичный импульс и более высокую температуру продуктов сгорания, чем СТТ. Высокая температура газа ведет к усложнению конструкции двигателя. Данное топливо применяется редко.

К модифицированным также относят баллиститные топлива с добавками минерального окислителя, гранулированных взрывчатых веществ (октоген, гексоген) и порошков металла. Эти топлива обладают увеличенными значениями единичного импульса, плотности топлива и температуры продуктов сгорания [3].

Модифицированные топлива занимают промежуточное положение между баллиститными и смесевыми твердыми топливами.

Для воспламенения зарядов твердого топлива используются дымные пороха и пиротехнические составы.

Дымные пороха состоят из калийной селитры

(70…80 %), сажи (до 20 %) и серы (до 10 %) [2]. Раньше

(до начала ХХ века) они использовались в качестве само-

41

стоятельного топлива для ракетных двигателей. Характеристики дымного пороха приведены в табл. 2.4.

В настоящее время при проектировании воспламенителей дымные пороха вытесняются пиротехническими составами. Основным недостатком дымных порохов является их большая масса, требующаяся для воспламенения топлива. Кроме того, при давлении в камере сгорания менее 0,025 Па он может вообще не воспламениться. Механизм воспламенения с помощью дымных порохов основан на создании в камере сгорания двигателя необходимых уровней давления и температуры продуктов сгорания и подведении к поверхности топлива достаточного количества тепла. Для создания этих условий масса навески воспламенителя иногда доходила до нескольких килограмм. Пиротехнические воспламенители действуют по-другому. Они содержат окислитель – бариевую селитру, перхлорат бария, перхлорат натрия, перманганат калия, натриевую селитру и пр. (до 60 %), горючее – порошки магния, алюминия, титана, бора, циркония и пр. (до 50 %) и цементатор, который представляет собой искусственную или натуральную смолу, каучук, или полимер, например, фторопласт (до 10 %)

42

[1, 14]. При горении этого состава выделяется очень большое количество горящих частиц металла (до 90 % от массы воспламенительного состава), которые внедряются в поверхность топлива и продолжают гореть в ней. Образуется очаг воспламенения, который с очень большой скоростью распространяется по поверхности заряда. Температура продуктов сгорания может достигнуть 3700 К, что значительно больше температуры продуктов сгорания дымного пороха. Масса навески этого воспламенителя мало зависит от размеров заряда и значительно меньше массы навески из дымного пороха. Пиротехнические составы применяют в виде порошка, таблеток, петард и шашек, которые изготавливают «глухим» прессованием при давлениях 50…200 МПа.

2.5. Специальные типы твердых топлив

Перспективой дальнейшего развития РДТТ являются

гибридные двигатели (ГРД), в которых окислитель и го-

рючее находятся в различных фазовых состояниях. Здесь возможны различные варианты конструкции. В одной из них в качестве горючего используется жидкий компонент, в качестве окислителя – твердотопливная шашка, состоящая практически из одного окислителя. Схема двигателя приведена на рис. 2.1.

Рис. 2.1. Схема гибридного двигателя: 1 – заряд твердого топлива (окислитель); 2 – форсуночный блок; 3 – бак с жидким горючим; 4 – регулирующий клапан; 5 – система наддува бака

43

Под воздействием высокой температуры происходит газификация твердого компонента и смешение его с жидким компонентом. Газификация может происходить вследствие плавления поверхности заряда, либо за счет пиролиза (разложение под действием тепла), либо из-за сублимации (непосредственный переход топлива из твердой фазы в газовую). В канале заряда происходит смешение компонентов, их сгорание и истечение из сопла с образованием силы тяги. Скорость горения будет определяться не кинетикой протекания химических реакций, а процессом смешения компонентов, который зависит от скорости газового потока. В качестве топлив могут применяться практически все горючие и окислители, используемые в конструкциях РДТТ и ЖРД. В качестве твердых окислителей используются перхлораты аммония, калия или натрия, а также перхлораты нитрония (NO2ClO4), нитрозила (NOClO4) или нитраты аммония (NH4NO3) или гидразина (N2H4HNO3). В качестве энергетических добавок применяют порошки алюминия, лития, бора, а также гидриды алюминия (AlH3) или лития (LiH). В качестве связующего используют полимеры в количестве 5…7 %. Единичный импульс двигателя составляет величину от 2600 до 3900 м/с, температура продуктов сгорания – от 3000 до 3760 К. Эта конструкция обладает более высоким единичным импульсом (на 15…30 % больше, чем в РДТТ с зарядом из СТТ) и дает возможность регулировать тягу двигателя (до 10 раз) за счет изменения расхода жидкого компонента. Недостатком конструкции является увеличение трудоемкости обслуживания при эксплуатации двигателя [3]. Можно применять конструктивную схему с жидким окислителем и твердым горючим. В этом случае твердотопливная шашка состоит практически из одного связующего – полимера и энергетических добавок. Изготовление твердотопливной шашки производится по тем же технологическим схемам – проходное или глухое прессование, литье под давлением или свободное литье.

Существуют конструкции, в которых и горючее, и окислитель находятся в твердом состоянии, но в различ-

44

ных камерах сгорания в виде отдельных топливных шашек. Камеры соединены между собой регулирующим клапаном, за счет которого регулируется расход одного из компонентов, а значит, и тяга двигателя. Одна из камер сгорания называется газогенератором, в ней, как правило, расположена шашка горючего. Продукты газификации горючего через клапан поступают в тяговую камеру, где смешиваются с продуктами разложения шашки окислителя, реагируют между собой и истекают через сопло. Такие двигателя на-

зываются РДТТ раздельного снаряжения [3]. Схема такого двигателя приведена на рис. 2.2. К достоинствам этой конструкции следует отнести возможность регулирования тяги двигателя, повышения единичного импульса (до 10 %) за счет возможности работать при стехиометрическом соотношении компонентов, применять окислители и горючие, которые невозможно применить в едином заряде из-за их химической активности. Топлива в РДТТ раздельного снаряжения применяются те же самые, что и в гибридных двигателях. Технология изготовления зарядов такая же. Рабочие процессы газификации и горения топлив аналогичны процессам в ГРД

Рис. 2.2. Схема РДТТ раздельного снаряжения: 1 – тяговая камера; 2 – регулирующий клапан; 3 – газогенератор; 4 – воспламенитель

Для практики представляет большой интерес использование забортного окислителя, так как это ведет к резкому росту удельной тяги двигателя, а значит, к увеличению

45

дальности или полезной нагрузки ракеты. В качестве окислителя можно использовать атмосферный воздух или морскую воду, а заряд состоит практически из одного горючего.

Двигатели, использующие в качестве окислителя атмосферный воздух, могут быть двух типов [3, 15, 16].

Комбинированный ракетно-прямоточный двигатель твердого топлива (КРПДТ). Заряд твердого топлива размещен в специальном газогенераторе, продукты сгорания которого через сопло истекают в основную камеру сгорания прямоточного двигателя (камера дожигания). В этой камере они смешиваются с воздухом, поступившим через воздухозаборник, реагируют между собой и истекают через сопло с образованием тяги. Твердое топливо содержит в основном металлическое горючее в порошкообразном виде – алюминий, магний, бор, цирконий в количестве до 65 %. В качестве связующего, которое также является горючим, используют те же самые компоненты, что и для СТТ. Количество связующего стремятся сделать минимальным (10…15 %), исходя из требования обеспечения монолитности шашки твердого топлива. Количество окислителя, обычно перхлорат аммония, также стремятся сделать минимальным (15…30 %), чтобы обеспечить возможность самостоятельного горения твердого топлива и создания в камере сгорания газового потока, способного вынести металлические частицы в камеру дожигания.

Перспективным направлением является применение активных связующих, содержащих в своем составе фтор и, значит, являющихся окислителем. Это позволяет уменьшить в топливе содержание окислителя и увеличить содержание металлических порошков, которые являются основным горючим для данного класса двигателей. Топливная шашка изготавливается по тем же технологиям, которые применяются для твердых ракетных топлив. Заряд обычно вкладной, торцевого горения, что объясняется длительным временем работы двигателя (до 100 с). Скорость горения топлив 10…30 мм/с, температура в камере сгорания доста-

46

точно низкая – 1800…2200 К, удельный импульс давления также имеет небольшое значение – 700…800 м/с, плотность топлива 2000 кг/м3. Продукты сгорания заряда газогенератора при горении с воздухом при стехиометрическом соотношении компонентов имеют температуру 2300…2600 К и единичный импульс 2200…2400 м/с. Данные двигатели обычно работают при больших избытках воздуха α = 2…4, что дает возможность уменьшить температуру продуктов сгорания до 800…1400 К, единичный импульс для этой топливной пары уменьшается до 1500…1900 м/с, но удельная тяга двигательной установки растет до величины 8000…10 000 м/с. При проектировании камеры сгорания продукты сгорания газогенератора обычно подают по оси основной камеры сгорания, где образуется зона горения при стехиометрическом соотношении компонентов. Часть воздуха из воздухозаборника подается по стенкам камеры сгорания, образуя газовую завесу, защищающую стенки камеры. В дальнейшем эти потоки смешиваются между собой, и через сопло истекает их однородная прореагировавшая смесь. Схема данной конструкции приведена на рис. 2.3.

Рис. 2.3. Схема комбинированного ракетно-прямо- точного двигателя твердого топлива: 1 – воздухозаборник; 2 – газогенератор; 3 – камера сгорания ПВРД

Комбинированный прямоточный воздушно-реак- тивный двигатель твердого топлива (КПВРДТ) имеет заряд твердого топлива, размещенный непосредственно в камере сгорания ПВРД. Твердое топливо либо содержит небольшое количество окислителя, либо вообще его не имеет, вследствие этого топливо не способно к само-

47

стоятельному горению. Его расход зависит от расхода воздуха, поступающего через воздухозаборник. Для начала процесса газификации в камеру сгорания помещают заряд твердого топлива, чаще всего баллиститного, который сопровождает газификацию основного заряда в начальный момент времени. Для этой же цели можно использовать стартовые шашки, помещенные в камеру сгорания ПВРД, но при этом необходимо иметь клапан между воздухозаборником и камерой сгорания, который открывается в конце разгона ракеты. Топлива для этого типа двигателя состоят практически из одного связующего с добавками порошкообразных металлов – алюминия, магния, бора, циркония. Технология изготовления такая же, как и для обычных СТТ. Схема двигателя приведена на рис. 2.4.

Рис. 2.4. Схема комбинированного прямоточного воздушно-реактивного двигателя твердого топлива: 1 – воздухозаборник; 2 – клапан; 3 – заряд ПВРД; 4 – заряд стартового двигателя

Реактивные двигатели с зарядом из гидрореагирующе-

го твердого топлива (ГРТ) [3, 16] используют в качестве окислителя забортную воду и применяются при разработке торпед. Топливо содержит в основном горючее: полимерное связующее (10…15 %) и металлические порошки (50…70 %) – калий, натрий, литий, магний, алюминий, цирконий. Кроме того, в состав вводится небольшое количество окислителя для обеспечения самостоятельного горения топлива. Для интенсификации взаимодействия ГРТ с водой вводятся небольшие присадки титана, меди, ртути или фторуглеродистых соединений. Максимум удельной

48

тяги достигается при достаточно больших избытках воды

(α = 5…15).

Горение топлива в двигателе происходит при стехиометрическом соотношении. Необходимая для этого вода подводится через заборное устройство, проходящее по оси двигателя. Скорости ракеты-торпеды не хватает для создания в трубопроводе необходимого давления воды, поэтому обязательно устанавливается турбонасосный агрегат. Остальная вода подводится перед соплом через специальные боковые заборные устройства. Для воспламенения заряда

Рис. 2.5. Схема двигателя с зарядом из гидрореагирующего твердого топлива: 1 – заборное устройство; 2 – заряд ГРТ; 3 – форсуночный блок; 4 – шашки баллиститного топлива; 5 – дополнительное заборное устройство; 6 – сопло

ГРТ и сопровождения его горения в начальный период работы в камеру сгорания устанавливаются шашки баллиститного топлива, которые воспламеняются от обычного воспламенителя. Время работы двигателя обычно достаточно большое (до 150 с), поэтому заряд ГРТ выполняется вкладным, забронированным по всем поверхностям, кроме одного торца. Изготовление заряда производится по обычным технологиям твердых топлив. Схема двигателя приведена на рис. 2.5.

49

2.6. Закономерности горения твердого топлива

Горение твердого топлива может происходить в двух режимах: стационарном и нестационарном (выход двигателя на режим, переход с одного уровня давления на другой

вмногорежимных двигателях).

Встационарных условиях скорость горения в общем случае будет зависеть от следующих факторов [2]:

- давление в камере сгорания. Схема влияния этого фактора: чем больше давление, тем меньше толщина зоны газификации, тем больше тепловой поток к поверхности горения, тем выше ее температура, тем больше скорость разложения топлива;

- температура топлива. Чем больше температура топлива, тем больше температура на поверхности горения, тем больше скорость горения. Коэффициент температурной

чувствительности скорости горения αÒ = ∂∂lnTU ;

-скорость продуктов сгорания, которые омывают поверхность горения. С увеличением скорости газового потока возрастает турбулентность газового потока, увеличивается тепловой поток к поверхности горения, возрастает скорость горения. Данный эффект называется эрозионным эффектом (турбулентное горение). Он начинает прояв-

ляться при вполне определенной для каждого топлива скорости газового потока, которая называется пороговой скоростью. Наиболее подвержены эрозионному горению баллиститные и медленногорящие топлива. Величина эрозионного порога определяется опытным путем;

-величина напряженно-деформированного состоя-

ния (НДС) заряда. Чем выше деформации топлива, тем выше скорость горения. Это можно объяснить появлением

втвердом топливе микротрещин в области больших деформаций. Величина возрастания скорости горения может достигать 20 % (получено по результатам специальных опытов). Эффект возрастания скорости наблюдается, в основном, для СТТ;

50