3.3. Ракетные двигатели твёрдого топлива

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во всех областях ракетно-космической техники. Конструкция РДТТ в значительной степени определяется его целевым назначением.

РДТТ включает в себя следующие основные элементы:

• корпус (1);

• сопловой блок (2);

• заряд твёрдого топлива (3);

• воспламенительное устройство (4);

• узлы соединения элементов двигателя.

Рис. 3. Принципиальная схема ракетного двигателя твёрдого топлива

Для управления двигателем, его нормального функционирования и обеспечения полета летательного аппарата по заданной программе в конструкции двигателя вводится ряд дополнительных систем. В общем случае такими системами являются следующие:

• система тепловой защиты;

• система отсечки (выключения) тяги;

• система управления вектором тяги по направлению;

• система управления вектором тяги по величине;

• система газов и (огневой) связи между камерами сгорания пакета двигателей;

• система аварийного выключения двигателя.

Изучаемый образец двигателя является стартовым ускорителем. Для подобного типа двигателей характерны сравнительно не­большое время работы и относительно большие тяги. Кроме того, подобные двигатели являются обычно неуправляемыми, следова­тельно, у них отсутствует исполнительные органы системы управления полетом. Работает стартовый двигатель, как правило, до полного выгорания топлива и поэтому он не имеет системы от­сечки тяги.

Конструктивной основой двигателя является его корпус. Он включает (рис. 4) обечайку (5), переднее (10) и заднее (2) днища и узлы соединения обечайки с днищами. Корпус двигателя выполнен из высоколегированной стали, имеет цилиндрическую форму, является разъемным по сопловому днищу (2). Наличие разъе­ма вызывается необходимостью монтажа заряда в корпус двигателя. Соединение обечайки с задним днищем выполнено резьбовым, а с передним днищем - сварным.

Вся внутренняя поверхность обечайки покрыта теплозащитным аблирующим покрытием (6) коксующего типа. На теплозащитном покрытии укреплены деревянные рейки (7) для центрирования заряда относительно оси двигателя. Снаружи обечайки расположены элементы крепления двигателя в летательном аппарате.

Для соединения заднего днища с обечайкой к нему приваривается кольцо (4), по образующей которого нанесена резьба, обеспечивающая соединение днища с обечайкой. К шпангоуту зад­него днища приваривается диафрагма (З) колосникового типа. Диа­фрагма обеспечивает фиксацию заряда от продельного перемещения.

Рис. 4. Конструктивные элементы ракетного двигателя твёрдого топлива

Выходной раструб сопла (1) имеет коническую форму. Раструб соединяется с днищем с помощью резьбы.

Переднее днище (10) имеет эллиптическую форму. Соединение с обечайкой осуществляется с помощью шпангоута (8), который приваривается к обечайке и днищу. На переднем днище имеется четыре отверстия, в которые введены четыре нарезные втулки (9). Две втулки служат для постановки пиропатронов, производящих зажжение воспламенителя. Вторая пара втулок предназначена для постановки элементов амортизатора, обеспечивающего поджатие заряда и предохраняющего его от перемещения во время транспор­тировки и работы двигателя.

Внутрь корпуса вкладывается заряд (рис. 5) твердого топлива. Заряд имеет трубчатую форму. По торцам заряда нанесена бронировка, предохраняющая эти поверхности от горения. Заряд горит со стороны канала и по наружной поверхности. В процессе горения заряда его поверхность остаётся постоянной.

Рис. 5. Заряд твёрдого топлива