Ракетные твердые топлива. Ракетные двигатели на твердом топливе

тицы продолжают реагировать и распадаться, будучи в газовом потоке. Горящий газ содержит жидкие частицы горячих окислов алюминия, которые весьма интенсивно излучают свет. Материал ракетного топлива и поверхность горения не являются гомогенными.

Рис. 5.2. Диаграмма мерцающего нерегулярного пламени при горении смесевого твердого ракетного топлива (69 % ПХА, 19 % Al плюс связующее и добавки)

в приборе постоянного давления в инертной атмосфере

Структура пламени является неустойчивой (мерцающей), трехмерной, не совсем осесимметричной и сложной. Структура пламени и скорости горения смесевых модифицированных литьевых двухосновных топлив (CMDB) с ПХА и Al, как оказывается, особенно при-

201

ближаются к этим характеристикам смесевых топлив, когда содержание ПХА высокое. Опять же здесь отсутствует темная зона, и структура пламени является неустойчивой и неосесимметричной. Также наблюдаетсясложная трехмернаяструктура пламени.

Структура пламени двухосновного твердого ракетного топлива при вводе нитрамина показывает тонкую темную зону и слегка светящуюся зону распада на поверхности горения. Темная зона уменьшается по длине с увеличением давления. Газообразные продукты разложения гексогена или октогена являются, по существу, нейтральными (неокисляющимися) при их разложении как чистых компонентов. В топливе CMDB с гексогеном продукты разложения твердых кристаллов гексогена взаимно диффундируют с газообразными продуктами из матрицы двухосновного топлива только над поверхностью горения прежде, чем частицы гексогена начнут производить фрагменты (искры) монотоплива. Так образуется гомогенное предварительно перемешанное газовое пламя, даже если само твердое топливо является гетерогенным. Структура пламени, повидимому, является одномерной. Скорость горения этого топлива уменьшается, если процентное содержание гексогена увеличивается и, как оказывается, почти не зависит от изменений размера частиц гексогена. Чтобы исследовать поведение различных топлив при горении, было выполнено много исследований. Скорость горения всех твердых ракетных топлив зависит от давления, начальной температуры твердого ракетного топлива, наличия катализатора скорости горения, размера частиц перхлората аммония и их распределения по размерам и, в меньшей степени, от других компонентов и переменных технологического процесса. Эрозионное горение, в основном, связано с повышением скорости горения, вызванным повышенной теплопередачей и эрозией за счет локальных высоких скоростей.

5.2. Процесс воспламенения

Воспламенение твердого ракетного топлива состоит из серии сложных быстрых событий или тактов, которые начинаются с приема сигнала (обычно электрического) и включают генерацию

202

тепла, передачу тепла от воспламенителя к поверхности заряда двигателя, распространения пламени по всей площади поверхности горения, заполнения свободного объема камеры сгорания (канала) горячим газом и повышением давления в камере сгорания без серьезных аномалий, таких как чрезмерно избыточное давление, пульсация при горении, возникновение опасных разрушительных ударных волн, задержка воспламенения (hangfire или delayed ignition), затухание или гашение и чихание. Воспламенитель в твердотопливном двигателе генерирует тепло и горячий газ, требуемый для воспламенения двигателя.

Воспламенение двигателя должно быть обычно полным, особенно вместе со вторым воспламенителем, часто используемым для больших твердотопливных двигателей. Давление в двигателе повышается до равновесногосостояния заочень короткое время(рис. 5.3).

Рис. 5.3. Фазы давления воспламенения (электрический сигнал получается за несколько миллисекунд до нулевого отсчета времени)

Для аналитических целей процесс воспламенения обычно подразделяется на три фазы:

I. Задержка времени воспламенения – период времени от момента, когда воспламенитель получает сигнал, до момента, когда часть заряда начинает гореть.

203

II. Интервал времени распространения пламени – время от начала воспламенения заряда (вернее, части заряда) до тех пор, пока вся площадь поверхности горения заряда не воспламенится.

III. Интервал времени заполнения камеры сгорания – время для завершения процесса заполнения камеры сгорания и достижения равновесного давления в камере сгорания и потока.

Воспламенение будет считаться успешным сразу после того, как воспламенится и загорится достаточная поверхность, так что двигатель будет продолжать набирать свое собственное давление до рабочего давления в камере сгорания. Решающим процессом, как оказывается, является газофазная реакция над поверхностью горения, когда пары топлива или продукты разложения взаимодействуют друг с другом и газообразными продуктами воспламенительного состава. Если воспламенитель является недостаточно мощным, но некоторые поверхности заряда могут гореть короткое время, то пламя затем может затухнуть.

Достижение удовлетворительного уровня равновесного давления в камере сгорания с полным газовым потоком зависит:

от характеристик воспламенителя и температуры газов, их состава и потока, исходящего от воспламенителя;

состава твердого ракетного топлива заряда ракетного двигателя и воспламеняемости поверхности заряда;

характеристик теплопередачи за счет излучения и конвекции между газомвоспламенительного состава и поверхностью заряда;

скорости распространения пламени по заряду;

динамики заполнения свободного объема двигателя горячим газом.

Количество и тип тепловой энергии, необходимой для воспламенения конкретного заряда двигателя в окружающей среде, оказывают решающее влияние на большинство параметров конструкции воспламенителей, особенно тех, которые влияют на требуемый выход тепла. Воспламеняемость топлива при заданном давлении и температуре зависит от времени воспламенения теплового потока, получаемого поверхностью топлива (рис. 5.4). Кроме того, воспламеняемость топлива зависит от следующих факторов:

204

твердого ракетного топлива воспламенителя и начальной температуры;

скорости горячих газов воспламенителя относительно поверхности заряда;

объема и конфигурации полости канала.

Из рис. 5.4 видно, что время воспламенения уменьшается с увеличением теплового потока и давления в камере сгорания. Если требуется короткая задержка времени воспламенения, то необходимо применить более мощный воспламенитель. Радиационные эффекты могут быть значительными на переходном режиме воспламенения.

5.3. Гашение или прекращение действия силы тяги

Иногда необходимо остановить или прекратить горение твердотопливного ракетного двигателя прежде, чем все твердое ракетное топливо будет израсходовано. Это происходитв следующих случаях:

1)когда летательный аппарат достиг требуемой скорости полета (для баллистической ракеты при достижении предварительно определенной скорости или для спутника при достижении точной орбиты) или необходима точная отсечка суммарного импульса;

2)в качестве меры безопасности, если оказывается, что полет опытной ракеты неожиданно выйдет за границы безопасности;

3)чтобы избежать столкновения ступеней при маневре по разделению ступени (требование по обратной тяге) для многоступенчатых ракетоносителей;

4)во время исследовательских испытаний, когда необходимо проверить частично сгоревший заряд двигателя.

Общие механизмы обеспечения гашения:

1. Очень быстрый сброс давления, обычно за счет неожиданного большого увеличения критического сечения сопла или быстрого открытия дополнительных площадей или каналов для сброса газов. Наиболее известный метод заключается в нейтрализации тяги или реверса направления действия тяги за счет неожиданного открытия каналов для выхода выхлопных газов в передней части кор-

206

пуса двигателя. Такое реверсирование тяги с использованием отверстий, расположенных на передней перегородке (шпангоуте) корпуса, достигается на верхних ступенях ракет «Минитмен» и «Посейдон». Это выполняется с использованием точно предсказуемых и воспроизводимых взрывных устройств, которые внезапно открывают дополнительные отверстия для выхода выхлопных газов (тем самым вызывая уменьшение давления) и нейтрализуют тягу выхлопными газами в направлении, противоположном направлению сопла двигателя. Чтобы сбалансировать боковые силы прерывания действия силы тяги разрывными устройствами, открываемые выходные отверстия всегда проектируются и размещаются в симметрично противоположных участках (два или более). На рис. 5.5 показаны четыре симметрично расположенные отверстия, которые открываются на куполе переднего днища корпуса с применением круглых детонирующих шнуров. Два заключенных в сборки круглых шнура показаны на внешней стенке переднего днища. Отверстия, через которые должен выходить горячий газ из камеры сгорания, не показаны на этом рисунке.

Рис. 5.5. Упрощенный схематичный разрез типичного твердотопливного ракетного двигателя с зарядом, скрепленным с корпусом через изоляцию, и с коническим соплом для продуктов истечения

207

Переднее течение газа происходит только в течение очень короткого периода времени, что приводит фактически к реверсированию тяги. Быстрый сброс давления вызывает внезапное прекращение горения на горящей поверхности топливного заряда. Детонационные шнуры с использованием правильно спроектированной конструкции не вызовут детонацию или взрыв оставшейся части несгоревшего топлива.

2.В процессе разработки проектов некоторых ракетных двигателей полезно иметь частично сгоревший заряд. Работа двигателя прекращается, когда пламя гасятся путем впрыска ингибирующей жидкости, такой как вода. Добавление детергента (моющего средства) к воде позволяет обеспечить лучший контакт с поверхностью горенияиуменьшить количество воды, необходимоедля гашения.

3.Понижение давления в камере сгорания ниже дефлаграционного предела по давлению. Сброс давления происходит довольно медленно. Многие твердые топлива имеют предел нижнего давления горения от 0,05 до 0,15 МПа. Это означает, что некоторые топлива не будут подвергаться гашению при раскрытии двигателя при статическом испытании на уровне моря при 1 атм (0,1 МПа), но горение будет прекращаться, если разгерметизация будет происходить на больших высотах.

Внезапный сброс давления является эффективным, потому что

основная зона горения на поверхности топлива имеет временную задержку по сравнению с зоной горения в газовой фазе, которая при более низком давлении быстро управляет и приводит к более низкой скорости реакции и перемещается дальше от поверхности горения. Газы, создаваемые за счет испарения и пиролиза горячего твердого топлива, не могут расходоваться в газовой реакции в зоне, близкой к поверхности, и некоторая их часть не будет сгорать полностью. В результате этого теплопередача к поверхности топлива будет быстро уменьшаться на несколько порядков по величине, и реакция на поверхности топлива будет замедляться и прекращаться. Экспериментальные результаты показывают, что более высокое начальное давление горения требует более быстрого спада давления (dp/dt) для обеспечения гашения.

208

5.4. Нестабильность горения

Существует два типа нестабильности горения: серия (или ряд) акустических резонансов, которые могут иметь место в любом ракетном двигателе, и образование вихревых явлений, которые могут проявляться только в конкретных типах зарядов.

5.4.1. Акустические нестабильности

Когда твердотопливный ракетный двигатель испытывает нестабильное горение, давление во внутренних газовых полостях (создаваемых объемом канала или перфорациями, ребрами, щелями, коническими и радиальными выточками) изменяется, по крайней мере, на 5 % и даже часто более 30 % от расчетного давления в камере сгорания. Когда нестабильность горения имеет место, теплопередача к горящим поверхностям, соплу и стенкам теплоизолированного корпуса сильно увеличивается; скорость горения, давление

вкамере сгорания и тяга также увеличиваются, и продолжительность горения вследствие этого уменьшается. Изменение в профиле кривой тяга–время вызывает значительные изменения в траектории полета и иногда это может привести к неудаче при выполнении цели. Если продолжительное действие и уровень вибрационной энергии достаточно высок, нестабильность может вызвать повреждение конструкции за счет перегрева корпуса и привести к разрушению сопла и корпуса. Нестабильность является условием, которое необходимо исключить, она должна быть тщательно исследована и исключена, если выявляется в процессе выполнения программы по разработке двигателя. Окончательные конструкции двигателей должны быть свободны от такой нестабильности.

Имеются фундаментальные отличия в поведении жидких топлив при горении. В жидких топливах имеется фиксированная геометрия камеры сгорания с жесткой стенкой. Жидкости в системах питания и

винжекторах, которые не разделяются с колеблющимся газом в камере сгорания, могут сильно взаимодействовать с флуктуациями давления. В твердотопливных двигателях геометрия осциллирующей полости увеличивается в размерах по мере протекания процесса горения и имеются более сильные демпфирующие факторы, такие как

209

твердые частицы и абсорбирующие энергию вязкоупругие материалы. В общем, проблемы нестабильности горения возникают не часто и не в каждой разработке двигателя. Они редко приводят к внезапному разрушению двигателяилиповреждению отдельных частей.

Нежелательные колебания в горящем канале ракетных двигателей на твердом топливе являются проблемой при проектировании, разработке и производстве и даже при длительном хранении (10 лет) твердотопливных ракет. Хотя горящая полость (канал) твердотопливного двигателя акустически более «мягкая», чем в случае камеры сгорания жидкостного двигателя, однако она является акустической полостью с низкими потерями, содержащей очень большой источник акустической энергии, сам процесс горения. Небольшой доли высвобожденной энергии при горении достаточно для того, чтобы вызвать колебаниядавления до недопустимого уровня.

Нестабильность горения может возникать самопроизвольно, часто в некоторое конкретное время периода горения ракетного двигателя, и это явление обычно повторяется для идентичных двигателей. Могут возникнуть продольные и поперечные волны (радиальная и тангенциальная). На рис. 5.6 показана кривая зависимости давление–время с типичной нестабильностью.

Рис. 5.6. Упрощенная диаграмма, показывающая два периода нестабильности горения на кривой давление–время,

с увеличением двух участков кривой

210