книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения

парообразной фазе и повышения ее температуры про­ исходит сгорание топлива, причем повышение темпера­ туры смеси за счет сгоревшего топлива приводит к рез­ кому увеличению скорости химической реакции. Указан­ ные процессы протекают практически по всей длине ка­ меры сгорания.

Первоначальное воспламенение топлива в камере сго­ рания возможно различными путями. Воспламенение са­ мовоспламеняющихся топлив происходит при их сме­ шивании, а для несамовоспламеняющихся применяют принудительное воспламенение, которое осуществляется при помощи зажигающего факела, изготовленного на ос­ нове пиротехнических составов.

Камеры сгорания имеют различную форму: кониче­ скую, шаровидную, цилиндрическую. В зарубежных дви­ гателях наиболее распространены цилиндрические ка­ меры сгорания. Камера состоит из внутренней (огневой) стенки и наружной рубашки. В последнее время приме­ няются камеры сгорания из спаянных друг с другом тонкостенных трубок, подкрепленных бандажами. Внут­ ренняя и наружная стенки крепятся между собой при помощи гофрированных проставок или выступов на внут­ ренней стенке пайкой. Величина выступов определяет зазор между стенками. Этот зазор или внутренняя по­ лость трубок предназначены для протекания одного из компонентов топлива, который охлаждает внутреннюю стенку.

В сопловой части камеры двигателя тепловая энер­ гия продуктов сгорания преобразуется в кинетическую энергию. Во входной (сужающейся) части сопла ско­ рость продуктов сгорания увеличивается, в критическом (минимальном) сечении она достигает звуковой, а в выходной (расширяющейся) части доходит до макси­ мальной на срезе сопла.

Сопло также состоит из двух стенок, между которыми протекает охлаждающий компонент топлива.

В современных зарубежных камерах сгорания пара­ метры газов имеют значения: максимальная температу­ ра (в цилиндрической части камеры) 2500—4000° К, дав­ ление 50—150 кгс/см2, скорость газов в наименьшем (критическом) сечении примерно 1000 м/сек, в выход­ ном сечении 2500—3500 м/сек.

60

Для увеличения дальности пуска необходимо повы­ шать стартовый вес ракеты и, следовательно, тягу дви­ гателя. Увеличение тяги связано с возрастанием геомет­ рических размеров камер двигателей. Разработка таких камер сложна, так как возникают трудности, связанные с неустойчивым горением. Поэтому на некоторых БРСН применяют несколько камер в одном двигателе или несколько двигателей.

Компоненты топлива из топливных баков подаются в камеру двигателя с помощью насосов, которые приво­ дятся в действие газовой турбиной. Турбина и насос образуют турбонасосный агрегат (ТНА).

Рис. 2.16. Схема центробежного насоса:

В двигателях БРСН используются центробежные на­ сосы, которые имеют небольшие размеры и вес, облада­ ют высокой производительностью. Принцип их действия основан на сообщении частицам перекачиваемой жидко­ сти центробежных сил. На рис. 2.16 приведена схема насоса. В процессе работы центробежных насосов могут возникать вредные явления кавитации.

Наиболее опасным местом с точки зрения возникно­ вения кавитации является входная кромка лопаток рабо­ чего колеса, на которых давление жидкости падает вследствие потерь давления при обтекании входных кро­ мок и возрастания скорости потока. Если давление в потоке жидкости станет меньше давления парообразо­ вания при данной температуре, то жидкость начнет ки­ петь, появятся пузырьки пара. Кавитация вредна по

61

двум причинам: во-первых, при появлении пузырьков уменьшается расход компонентов, во-вторых, мгновенная конденсация паров жидкости в зонах повышенных дав­ лений приводит к быстрому заполнению объема пузырь­ ков жидкостью и к местному повышению давления. При повышении давления в жидкости у стенок колес и кор­ пуса возможно появление на них выбоин.

Для устранения явления кавитации необходимо уве­ личивать давление жидкости во всех каналах насосов. Для этого обычно повышают давление на входе в рабо­ чее колесо путем наддува топливных баков или приме­ нения дополнительных незначительных по мощности насосов (осевых, струйных). Длительная работа насоса в режиме кавитации может привести к разрушению его частей.

Турбина может запускаться в действие пиростарте­ ром. Для питания турбины газами служит газогенератор,

вкоторый от насосов подается небольшое количество компонентов топлива, сгорающих в нем и образующих газообразные продукты. После турбины газы поступают

втеплообменники. В одном из них они испаряют окисли­ тель, протекающий по змеевику, и выбрасываются в ат­ мосферу через отбросное сопло. Пары окислителя посту­ пают в бак окислителя для его наддува. Газ, попадаю­ щий в другой теплообменник, охлаждается горючим до заданной температуры и идет в бак горючего для его

наддува. Горючее после теплообменника поступает на вход насоса горючего.

Поскольку отработанные газы после турбины могут выбрасываться за борт, создается небольшая дополни­ тельная тяга. Из-за низких температуры и давления этих газов тяга мала.

Двигатели с выбросом газов в атмосферу называ­ ются двигателями открытой схемы.

Для более эффективного использования отработанные газы после турбины целесообразно подавать в камеру двигателя и там дожигать с основными компонентами

топлива. Такие двигатели называются двигателями за­ мкнутой схемы.

К основным характеристикам двигателя относятся тяга и удельная тяга, которые могут изменяться посред­ ством специальных регуляторов.

62

Известно, что тяга двигателя рассчитывается по фор­ муле

При проектировании ракет величина тяги двигателя, а следовательно, его вес и габариты выбираются в зави­ симости от стартового веса ракеты. Обычно принимают Р= 1,35 G0. Под удельной тягой понимается отношение тяги к секундному весовому расходу топлива, т. е.

Если выполняется условие ра= рн>то Р у д ^ у - 0 , 1 ш а.

Удельная тяга характеризует экономичность двига­ теля; чем выше удельная тяга, тем меньше расход топ­ лива для достижения заданной тяги.

Удельная тяга зависит от давления в камере сгора­ ния (рк), давления на срезе сопла (ра) и внешнего дав­ ления (рн). При проектировании двигателей для БРСН определяют такие значения рк и ра, при которых стартовый вес ракеты минимален. При этом стремятся достигнуть оптимального соотношения между величиной удельной тяги и весом двигателя.

Удельная тяга зависит и от коэффициента соотно­ шения между компонентами топлива К-

Для каждого состава топлива существует оптималь­ ное значение Лопт при котором Руд имеет максимальное значение. Настройка двигателя на значение Кот произ­ водится на заводе.

Во время полета ракеты предусматривается одновре­ менное расходование компонентов топлива из обоих ба-

63

ков. Это достигается уменьшением или увеличением рас­ хода одного из компонентов топлива путем воздействия на регулятор расхода, который устанавливается в ма­ гистрали данного компонента.

Рассмотрим зависимость тяги двигателя от расхода компонентов топлива. Из формулы (2.8) следует:

Обозначив выражение в скобках через А, получим

P — AG —- FapH.

Зависимость тяги только от расхода компонентов (ос­ тальные факторы сохраняются постоянными) называют дроссельной характеристикой дви­ гателя. Она линейна и имеет вид,

приведенный на рис. 2.17. Регулирование тяги обычно

производится путем изменения расхода компонентов топлива в газогенератор турбины. При этом изменяются расход газов в тур­ бину, число оборотов ТНА и, сле­ довательно, расход компонентов топлива в камеру двигателя. Для изменения расхода компонентов

топлива в газогенератор используются регуляторы рас­ хода компонентов топлива. Они устанавливаются на вхо­ де в газогенератор.

2.8. Ракетные двигатели твердого топлива

По сравнению с Ж РД твердотопливные двигатели имеют ряд преимуществ: они проще по устройству и в эксплуатации, им свойственна более высокая надежность и готовность к пуску (топливо всегда хранится в дви­ гателе) ; плотность твердых топлив выше, чем жидких.

Однако у РДТТ меньше удельная тяга и хуже весо­ вые характеристики (коэффициент наполнения топливом у ракет с Ж РД выше, чем у ракет с РДТТ). Поэтому ракета с РДТТ при прочих равных условиях (дальность полета, число ступеней, вес головной части) тяжелее

64

ракеты с ЖРД. Несмотря на это БРСН с РДТТ благо­ даря простоте устройства и эксплуатации нашли широ­ кое применение в последние 10—20 лет.

Двигатель твердого топлива состоит из переднего днища (рис. 2.18), корпуса, сопла (соплового блока), заряда твердого топлива и воспламенителя. Корпус дви-

сгорания и истечения продуктов сгорания. Корпус сос­ тоит из переднего днища, цилиндрической части и сопло­ вого блока. Переднее днище выполняется в виде сферы или эллипса, на нем располагаются воспламенительные устройства. В зависимости от ступени, на которой раз­ мещен двигатель, к переднему днищу крепится переход­ ник или приборный отсек. На переднем днище двигателя последней ступени устанавливают сопла отсечки * двигателя.

Цилиндрическая часть двигателя предназначена для размещения заряда твердого топлива. На наружную по­ верхность корпуса первой ступени наносится теплозащит­ ное покрытие для предохранения от нагрева корпуса продуктами сгорания при пусках ракет из шахт.

Сопловой блок служит для превращения тепловой энергии продуктов сгорания топлива в механическую энергию истекающих газов. В зависимости от конструк­ ции он может выполнять и другие функции, например, использоваться в качестве исполнительного органа управ­ ления или для изменения величины тяги двигателя.

Сопловой блок состоит из одного или нескольких со­ пел, каждое из которых имеет входной и выходной ко-

* О т с е ч к а — прекращение действия двигателя.

нусы и критическую часть. При применении многосоп­ лового блока уменьшается длина сопел и вес соплового блока, одновременно увеличиваются потери энергии га­ зового потока вследствие большего, по сравнению с од­ носопловым блоком, сопротивления на входе в сопла. Многосопловой блок может быть использован в качест-

управления. Односопловой ть эту функцию. Но в этом льные устройства для управ-

наиболее теплонапряженной днее днище омывается незнатеболыпой скоростью, а цически с газами не соприкагазы движутся с большими онусе — около 200 м/сек, в 000 м/сек, на срезе сопла — пературе 2000—3500° С. Наиаблюдаются непосредственно

перед критическим сечением, в нем и за ним. В отличие от Ж РД твердотопливные двигатели выполняются неохлаждаемыми. РДТТ подвергаются эрозионному воздей­ ствию: под действием высоких температур происходит пластическое искривление поверхностного слоя материа­ ла и нарушение его сплошности, в результате чего части­ цы материала уносятся продуктами сгорания и толщина стенок корпуса уменьшается. Это явление недопустимо в критическом сечении сопла, так как при увеличении его диаметра возрастает площадь критического сечения, падает давление в камере, уменьшаются скорость горе­ ния и расход газов, падает тяга.

Отсутствие охлаждения камер двигателей заставляет применять различные термостойкие материалы или теп­ лозащитные покрытия. Передние днища и цилиндриче­ ские части камер в зарубежных ракетах изготавливают, например, из малоуглеродистых или малолегированных сталей, алюминиевых, титановых и магниевых сплавов. Это вынуждает использовать теплозащитные покрытия из стеклоткани или каучука. Толщина теплозащитного покрытия зависит от способа крепления заряда и мате­ риала корпуса. В последнее десятилетие для изготовле­ ния корпусов РДТТ за рубежом широко применяют раз­ личные пластические материалы, армированные стекло­

66

волокном, в результате чего удалось уменьшить вес ка­ мер сгорания.

Сопловые блоки изготавливаются из различных ма­ териалов: входной и выходной конусы — из термореак­ тивной смолы с наполнителями в виде порошков алю­ миния или волокон графита, асбеста и керамики, в кри-

Рис. 2.19. Устройство соплового блока РДТТ:

тическом сечении применяют вкладыши из материалов на основе графита, вольфрама, карбидов титана или циркония, армированных вольфрамовой проволокой.

Крепление переднего днища, цилиндрической части и соплового блока возможно различными способами: сваркой, при помощи болтов, шпилек и т. д. Места соеди­ нения частей двигателя должны быть герметичными и прочными.

На рис. 2.19 приведена одна из конструкций сопло­ вого блока. Внутренняя поверхность представляет собой теплостойкую вольфрамовую оболочку, за которой раз­

мещается слой теплостойкого материала. Тепловой по­ ток, прошедший через этот слой, поглощается графито­ вым поглотителем тепла, имеющим большую теплоем­ кость и теплостойкость. Следующие два слоя изготовлены из теплоизоляторов, обладающих малой теплопровод­ ностью. Два последних слоя представляют собой сило­ вые элементы, воспринимающие внешние нагрузки: внутреннее давление, инерционные силы и т. д. Силовые элементы выполнены из отдельных металлических полос, которые скреплены наружной оболочкой, изготовленной из стекловолокна.

Зарубежные специалисты считают, что заряд твер­ дого топлива должен иметь определенную величину по­ верхности горения, которая сохраняется постоянной в процессе горения заряда, быть простым в изготовлении, защищать стенки камеры двигателя от нагревания про­ дуктами сгорания и по возможности полнее заполнять объем камеры.

Заряды обычно выполняют в виде одной или двух шашек, изготовленных прессованием или литьем. Прессо­ вание осуществляется путем продавливания подготов­ ленной массы через матрицу. Диаметр шашки при этом ограничивается возможностями прессового оборудова­ ния. При изготовлении литьем размеры шашек не огра­ ничены. Отливка может производиться как непосред­ ственно в камеру двигателя, так и в специальные формы.

Требованиям, предъявляемым к зарядам, наиболее полно отвечают цилиндрические шашки с различной фор­ мой внутренних каналов (рис. 2.20).

Заряды с торцовым горением не обеспечивают необ­ ходимых тяг, поскольку имеют малую поверхность го­ рения. Телескопические заряды сложны по устройству, так как требуют крепления внутреннего стержня. Шашки со звездчатым каналом обеспечивают постоян­ ство поверхности горения и, следовательно, постоянство тяги, однако в конце горения заряда поверхность горе­ ния резко уменьшается. Поэтому рекомендуется при­ менять заряд с продольными прорезями. Горение топли­ ва в заряде этой формы происходит по поверхности внутреннего канала и щелей. Сохранение постоянства поверхности горения достигается увеличением поверхно­ сти цилиндрического канала и одновременным умень­

68

шением поверхности щелей. Заряд с продольными про­ резями достаточно полно заполняет внутренний объем двигателя и довольно прост в изготовлении. Недостаток

заряда — необходимость защиты камеры в местах про­ резей.

Рис. 2.20. Формы каналов твердотопливных шашек:

а — шашки без канала; б — телескопический заряд; в — шашки со звездчатым каналом; г — шашка с продоль­ ными прорезями

Заряд в камерах двигателей можно размещать по двум схемам:

—готовый заряд вкладывается в камеру и закреп­ ляется в ней специальными устройствами для предот­ вращения осевых и радиальных перемещений;

—топливо заливается непосредственно в камеру сго­ рания или предварительно изготовленная шашка вкла­ дывается в камеру, а зазор между стенкой и шашкой заполняется пластическим материалом. В этом случае заряд крепится к стенке камеры по всей поверхности взаимного касания.

Первая схема размещения заряда называется схемой

при помощи двух перфорированных колец. В зазоре между корпусом и зарядом образуется застойная газо-

69