Ракетные твердые топлива. Ракетные двигатели на твердом топливе

вания при распределенной частоте. Изменение распределения частиц по размерам и использование других измельченных веществ (циркония, окиси алюминия или частиц сажи) в некоторых случаях также эффективно. При подавлении нестабильности иногда срабатывают изменения в составе связующего.

3. Ввод некоторых механических устройств для затухания неустойчивых движений газового потока или изменения обычной частоты полостей. В состав двигателя с наблюдаемой нестабильностью вводились различные инертные резонансные стержни, отражательные перегородки, глушители или лопасти. Они могут изменять резонансные частоты полостей, вводить дополнительные потери на вязкой поверхности, а также приводить к дополнительной инертной массе и потенциальным проблемам, связанным с теплопередачей или эрозией.

Нестабильность горения должна выявляться уже на стадии проектирования, обычно путем определенного численного моделирования, понимания побочных проблем в других двигателях, изучения возможных изменений и проведения экспериментальных исследований (например, использования Т-камер, измерения распределения частиц по размерам). Большинство компаний, занимающихся разработкой твердотопливных двигателей, имеют двух- и трехмерные компьютерные программы для расчета вероятных акустических мод (осевой, тангенциальной, радиальной и их комбинаций) для конкретных зарядов и двигателей, начальных и промежуточных геометрий полостей и свойств продуктов сгорания, рассчитанных путем термохимического анализа. Данные отклика горения (динамическое поведение скорости горения) и по демпфированию могут быть получены из результатов испытаний в Т-камере. Данные по размерам частиц могут быть оценены из прежнего опыта или при измерении в продуктах сгорания. Также следует оценить потери в сопле, трения или другие параметры демпфирования. В зависимости от баланса между усилением и демпфированием можно сделать выводы о склонности заряда к нестабильности для каждой отдельной моды нестабильности,

221

которая анализируется. В случае неблагоприятной ситуации обычно изменяется либо геометрия заряда, либо топливо. При благоприятном анализе должны быть изготовлены и испытаны полномасштабные двигатели с целью подтверждения предсказываемых характеристик стабильного горения. Всегда имеется компромисс между количеством работы, выполненной при проведении обширного анализа, экспериментов по моделированию разработки компьютерных программ (которые не всегда будут гарантировать создание стабильного двигателя), и получением шанса, что доводка будет необходимой после испытаний полномасштабного двигателя. Если до запуска двигателя в производство нестабильность не проявляется, то очень трудно с большими затратами времени

ивесьма дорого решить эту проблему.

5.4.4.Нестабильность, связанная

собразованием вихрей

Эта нестабильность связана с горением по внутренним поверхностям щелей в заряде. Большие сегментированные ракетные двигатели имеют щели между сегментами, а некоторые конфигурации зарядов имеют щели, которые пересекают центральную линию заряда. На рис. 5.12 показано, что горячие газы из горящих поверхностей щелей вступают в основной поток канала или центральной полости заряда.

Горячие газы из щели поворачиваются в направлении сопла. Течение, создаваемое боковым потоком, ограничивает течение (поток), движущееся с верхней или передней части канала, и фактически уменьшает поперечное сечение канала. Это ограничение вызывает повышение давления в верхней или передней части канала и иногда приводит к существенному повышению давления. Взаимодействие двух дозвуковых газовых потоков вызывает турбулентность. Образуются вихри, они периодически сбрасываются или перемещаются вниз по потоку, тем самым вызывая нестабильное течение. Вихревые образования могут взаимодействовать с акустической нестабильностью.

222

нена с большим нагнетательным сосудом и поддавливается азотом при давлении 68 атм. Диски топлива имеют толщину 20 мм. Сделайте эскиз и покажите размеры Т-камеры, включая диски.

2. Если заданные частоты достигаются, когда сгорает 50 % топлива, какова будет частота в конце горения топлива?

Ответы: 1) длина Т-камеры для применяемого топлива составляет 0,270 м;

2) частота в конце горения будет равна 1854 Гц.

Задача 2.

Воспламенители проектируются с использованием различных упрощенных правил, показанных на рис. 5.3. Двигатель имеет объем внутренней полости заряда 0,055 м3 и начальную поверхность горения, равную 0,72 м2. Предлагаемое топливо для воспламенителя имеет следующие характеристики: температура горения 2500 К и высвобождение энергии около 40 Дж/(кг·с). Рассчитайте минимальную требуемую массу топлива воспламенителя:

а) если в полости (канале) должно создаться давление около 2 атм (тепловыми потерями пренебречь);

б) если только 6 % энергии газа воспламенителя поглощается на горящей поверхности и требуется около 20 кал/(см2·с), чтобы воспламенить топливо в течение 0,13 с.

Задача 3.

Используя данные рис. 5.4, постройте график суммарного теплового потока, поглощаемого на единице площади в зависимости от давления, чтобы обеспечить воспламенение с энергией, необходимой для воспламенения только выше предела дефлаграции. Затем для давления 0,75 атм постройте график суммарной энергии, которая необходима, в зависимости от времени воспламенения. Дайте устную интерпретацию результатов и общие тенденции для каждой из этих кривых.

224

Глава 6 КОМПОНЕНТЫ И КОНСТРУКЦИИ

ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

6.1. Корпус двигателя на твердом ракетном топливе

6.1.1. Конструкция корпуса двигателя, материалы для его изготовления

Корпус двигателя на твердом ракетном топливе не только содержит твердотопливный заряд, но также служит чрезвычайно нагруженным сосудом под давлением. Конструкция корпуса и технология его изготовления прогрессировала, так что эффективные

инадежные корпуса двигателей могут производиться повсеместно для любого применения твердотопливной ракеты. Большинство проблем возникает, когда принятая технология используется неправильно или основана на неподходящем анализе конструкции, преуменьшая требования, или когда выбраны неправильно материал и контроль процесса, включая упущение применения неразрушающих испытаний в критических точках в процессе изготовления. Конструкция корпуса обычно зависит от комбинаций требований к двигателю

иракете. Помимо назначения в качестве структурного элемента ракетного двигателя с его соплом, твердотопливным зарядом и т.п., корпус часто служит также в качестве основной конструкции ракеты или ракетоносителя. Поэтому оптимизация конструкции корпуса часто вызывает компромисс между параметрами конструкции корпуса

ипараметрами конструкции ракеты. Часто конструкция корпуса зависит оттребований сборки иизготовления.

Втабл. 6.1 приведены типы нагрузок и их источники. Они должны рассматриваться в начале проектирования корпуса. Только некоторые из них применяются к любому ракетному двигателю. Кроме того, следует учитывать специфику конкретного двигателя

иусловия применения: 1) температуру (внутренний нагрев, аэродинамический нагрев, циклическую температуру при хранении

225

или температурные напряжения и деформации); 2) коррозию (влажность, химическое воздействие, гальванические процессы, напряженную коррозию (stress corrosion) или водородное охрупчивание); 3) условия в космосе: вакуум или радиация.

Таблица 6 . 1 Нагрузки на корпус ракетного двигателя на твердом топливе

Для изготовления корпусов двигателей используются три класса материалов: высокопрочные металлы (сталь, алюминиевые или титановые сплавы), пластики, усиленные намотанными нитями (woundfilament reinforced plastics) и комбинации этих двух материалов, в которых металлический корпус снаружи обматывается нитями для дополнительного усиления. В табл. 6.2 дана сравнительная характеристика нескольких типов материалов.

226

Таблица 6 . 2

Физические свойства используемых материалов для корпуса ракетного двигателя на твердом топливе при 20 °С

227

Для усиленных нитями материалов приведены данные не только для композиционного материала, но и для нескольких особо прочных нитей и типичных связующих. Если показатель отношения прочности к плотности выше 1000 для композиционных материалов, это означает, что они имеют меньшую инертную массу. Несмотря на ряд серьезных недостатков, корпуса из композиционных материалов обычно превосходят в части совершенства другие виды корпусов. Металлические корпуса в сочетании с наружной обмоткой для усиления и корпуса из спирально намотанных металлических лент, склеенных вместе пластиком, также являютсяудачными.

Форма корпуса обычно определяется по конфигурации заряда или геометрическим ограничениям ракеты – длине и диаметру. Конфигурации корпуса меняются в диапазоне от длинных и тонких цилиндров (L/d до 10) до сферических или близких к сферическим геометриям (рис. 6.1–6.5). Сферическая форма позволяет иметь самую низкую массу корпуса на единицу заключаемого объема. Корпус часто является ключевым структурным элементом ракеты и иногда служит для установки на нем ряда других компонентов, таких как стабилизаторы, конические обтекатели (юбки), кабельные коробки или приводные механизмы управления вектором тяги. Массовые доли твердого топлива в двигателе обычно сильно зависят от массы корпуса и колеблются в пределах от 0,70 до 0,94. Более высокие значения относятся к верхним ступеням ракетных двигателей. Для двигателей небольшого диаметра массовые доли топлива обычно снижены из-за фактической толщины стенки. Площадь поверхности стенки (которая изменяется в грубом приближении пропорционально квадрату диаметра) относительно объема камеры (который изменяется грубо пропорционально кубу диаметра) является менее благоприятной при небольших размерах корпуса. Минимальная толщина также является более высокой, чем можно было определить из простого анализа напряжений; для корпуса из композиционного материала она составляет два слоя нитей, а минимальная толщина металла диктуется производственными соображениями и условиями обращения.

228

Простая мембранная теория может быть использована для расчета приблизительного значения напряжений в камере корпуса твердотопливной ракеты. Эта теория предполагает отсутствие изгиба на стенках корпуса, и все нагрузки действуют на растяжение. Для простого цилиндра радиусом R и толщиной d с давлением в камере p продольное напряжение σl составляет половину тангенциального напряжения или кольцевого напряжения σθ:

2 l pR /d .

Для цилиндрического корпуса с полусферическими торцами стенка цилиндра должна быть в два раза толще стенок торцевых днищ.

Рис. 6.1. Поперечное сечение ракетного двигателя STARTM 27, который был использован для маневров спутника при выводе на орбиту. Он имеет высотную тягу 6000 фунтов силы, номинально горит 34,4 с и имеет

начальную массу 796 фунтов

229