Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива - Фахрутдинов И.X., Котельников А.В.

Автор: Фахрутдинов И.X. Котельников А.В.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) двигатели ракетные двигатели издательство машиностроение твердое топливо
Год: 1987
Похожие
Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива
Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели
Основы устройства и функционирования снарядов реактивных систем залпового огня.
Ракетные двигатели
Текст
                    ььК <лСЬ2
Ф29
УДК 629.7.037.54.001 (075.8)
Рецензент д-р техн, наук А. А. Шишков
Фахрутдинов И. X., Котельников А. В.
Ф29 Конструкция и проектирование ракетных двигателей
твердого топлива: Учебник для машиностр.оительных вузов. —
М.: Машиностроение, 1987. — 328 с.: ил.
(В пер.): 1 р. 10 к.
Рассмотрена конструкция и даны основы проектирования ракетных двигате-
лей твердого топлива (РДТТ) различного назначения. Приведены методы рас-
чета на прочность отдельных элементов РДТТ. Изложение материала соответ-
ствует этапам разработки РДТТ: формирование задания, расчет параметров,
выбор конструктивной схемы, материалов, разработка конструкции, расчет иа
прочность и т. д,
ф 3607000000-142 И2	ББК 39.62
038(01)-87
}Пентрадьн. й Горшки
Дублина 1
Мы. Н A HF
© Издательство «Машиностроение» 1987
7531'30-3 j
ПРЕДИСЛОВИЕ
Книга представляет собой учебник по ракетным двига-
телям твердого топлива. Методическое построение излагаемого
в учебнике материала соответствует программе курса и охватывает
комплекс взаимосвязанных вопросов разработки двигателей лета-
тельных аппаратов (ЛА).
В учебнике изложены принципы проектирования двигателя,
приведены методики для проведения оперативных инженерных рас-
четов, даны обоснования выбора и применения конструкционных
материалов, приведено большое число иллюстраций. Уделено
внимание технологичности конструкции, отработке двигателей и
испытаниям их на различных этапах, указаны возможности сниже-
ния затрат на отработку и проектирование двигателей.
Учитывая все возрастающие требования по повышению совер-
шенства двигателей и ускорению темпов их создания, авторы
стремились довести теоретические разработки до алгоритмизиро-
ванных инженерных методик, удобных для программирования на
ЭВМ. В связи с этим учебник содержит отдельную главу, в кото-
рой рассмотрены особенности системы автоматизированного проек-
тирования (САПР) РДТТ.
Главы 4, 5, 7, 8, 10, 11, 12 и разделы 1.8, 9.3.6 напи-
саны проф. И. X. Фахрутдиновым, гл. 1, 2, 3, 6, 9 и разд. 8.1
написаны канд. техн, наук А. В. Котельниковым.
Авторы выражают признательность д-ру техн, наук А. А. Шиш-
кову за ценные замечания, сделанные при рецензировании ру-
кописи.
1*
ГЛАВА 1
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О РДТТ
1.1. ОСОБЕННОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили
в настоящее время широкое распространение. Из опубликованных
данных следует, что более 90 % существующих и вновь разраба-
тываемых ракет оснащаются двигателями твердого топлива. Этому
способствуют такие основные достоинства их, как высокая надеж-
ность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию.
Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом
существенных недостатков: зависимостью скорости горения твер-
дого ракетного топлива (ТРТ) от начальной температуры топлив-
ного заряда; относительно низким значением удельного импульса
ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.
РДТТ применяются во всех классах современных ракет воен-
ного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используют в народ-
но-хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения
скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и т. д.
Разнообразие областей применения и выполняемых задач спо-
собствовало разработке большого числа различных конструкций,
отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными
и другими характеристиками. Некоторое представление о широте
применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся
в крайних областях этого диапазона. Для ракетных двигателей
малых тяг (РДМТ) значение тяги находится в пределах от 0,01 Н
до 1600 Н [1]. Тяга наиболее крупных двигателей (диаметр дви-
гателя 3,05; 4,5; 6,6 м) достигает десятков меганьютонов. Напри-
мер, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.
На рис. 1.1 показан РДТТ к 26-миллиметровой ракете. Размеры
заряда двигателя диаметром 4 м показаны на рис. 1.2.
Промежуточную область занимают двигатели средних габари-
тов, которые являются наиболее многочисленными и разнообраз-
ными .
По выполняемым функциям все ракетные двигатели можно
разделить на три группы:
двигатели, создающие тягу, необходимую для перемещения ап-
парата;
двигатели, создающие управляющие усилия и моменты;
двигатели для экспериментальных и технологических целей.
4
Рис. 1.2. Момент осмотра канала
заряда двигателя диаметром 4 м
Рис. 1.1. РДТТ сигнальной ракеты
диаметром 26 мм
Первая группа двигателей выполняет основную функцию —
обеспечение взлета и ускорения перемещающегося аппарата на
активном участке. К этой группе относятся все стартовые и марше-
вые РДТТ.
Вторая группа двигателей выполняет вспомогательные функ-
ции. К этой группе относятся рулевые двигатели, служащие для
управления полетом по заданной программе; корректирующие,
необходимые для стабилизации перемещающегося аппарата на
траектории и ориентации в требуемом положении; тормозные,
предназначенные для торможения, отделения отработавших ступе-
ней ракеты, перевода космического ЛА с одной орбиты'на другую
или осуществления «мягкой» посадки.
Третья группа двигателей предназначена для проведения раз-
личного рода испытаний и отработки как перемещающегося аппа*
рата в целом, так и его отдельных элементов. Например, сюда
можно отнести двигатели, предназначенные: для разгона аэроди-
намических тележек, проведения исследований стойкости кон-
струкционных материалов в потоке горячих газов с различным со-
держанием твердых частиц, для проверки работоспособности и
стойкости исполнительных органов управления.
Ракетный двигатель твердого топлива в общем случае состоит
из корпуса, заряда ТРТ, соплового блока, исполнительных орга-
нов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов
отсечки тяги, узлов аварийного выключения.
Если один или несколько РДТТ скомпонованы вместе с руле-
выми приводами, источниками питания и вспомогательными уст-
ройствами, то такой агрегат называется ракетной двигательной
устаноёкой твердого топлива (ДУ РДТТ).
Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас
топлива одной ступени располагается в камере сгорания двига-
5
12345 А В 7	5 В В S Iff 11221314
Рис. 1.3. РДТТ с вкладным зарядом:
1 — пиропатрон; 2 — передняя крышка; 3 — воспламенитель; 4 — центральный упор
с рассекателем; 5 — переднее дннще; 6 — передний упор; 7 — обечайка; 8 — заряд
твердого топлива; 9 — сопловая решетка; 10 — узел стыковки; И — заднее днище;
12 — сменный вкладыш; 13 — сопловой раструб; 14 — заглушка сопла
теля; стенки камеры сгорания и сопла неохлаждаемые; корпус
двигателя является несущим — на нем монтируются элементы
конструкции и узлы стыковки отсеков перемещающегося аппарата.
Заряд твердого ракетного топлива является источником энер-
гии РДТТ. Он представляет собой блок определенной формы и
размеров, размещенный в камере сгорания двигателя. Размеры и
форма заряда при горении должны обеспечивать заданное время
работы, значение секундного расхода и изменение тяги двигателя
по времени. Если этого не удается достичь только путем придания
заряду определенной формы, то прибегают к нанесению бронирую-
щего покрытия на наружной и торцевых поверхностях заряда.
Цель нанесения бронирующего покрытия состоит в том, чтобы
выключить из процесса горения часть горящей поверхности заряда
и тем самым изменить время работы двигателя и количество обра-
зующихся газов в единицу времени. Последнее оказывает прямое
влияние на тяговые характеристики двигателя.
Различают два основных способа размещения заряда ТРТ
в камере двигателя: вкладной и скрепленный со стенками камеры
сгорания (частично или полностью).
1.1.1. Конструкция с вкладным зарядом
Двигатели с вкладным зарядом можно разделить на
два типа: с зарядом всестороннего горения и с зарядом, горящим по
внутренним поверхностям.
Двигатель с зарядом всестороннего горения состоит из корпуса
(рис. 1.3) и заряда, установленного в камере сгорания между
сопловой решеткой и передним упором. Особенность этого двига-
теля состоит в том, что горение заряда происходит по всем поверх-
ностям (наружной, внутренней и торцевым). При этом горячие
газы омывают внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания.
Неснаряженный двигатель — двигатель без заряда, воспламе-
нителя и инициирующего устройства, в общем случае представ-
6
ляет собой металлическую сварную конструкцию, состоящую из
цилиндрической обечайки, переднего и заднего днищ, соплового
блока, сопловой решетки и переднего упора, узлов для соединения
с соседними отсеками ракеты, узлов соединения с пусковой уста-
новкой и других элементов. Под другими элементами подразумева-
ются приварные детали для крепления аэродинамических плоско-
стей (если они крепятся к корпусу двигателя), силовые шпангоуты
или упоры для крепления исполнительных органов системы управ-
ления, опорные поверхности для установки гаргрота, резьбовые
гнезда для такелажных рым-болтов.
Если двигатель снаряжается топливным зарядом — монобло-
ком, то корпус должен иметь разъем по максимальному внутрен-
нему диаметру для установки заряда в камере сгорания. Если же
заряд состоит из нескольких однотипных элементов, то в; этом слу-
чае разъем по максимальному диаметру делать не обязательно.
Снаряжение можно производить через люк в переднем днище, ко-
торый затем закрывается передней крышкой (см. рис. 1.3).
В двигателях с зарядом всестороннего горения сопло часто вы-
полняется с коническим раструбом. Если по условиям эксплуата-
ции требуется настройка двигателя на заданный температурный
режим работы, то сопловой блок снабжается сменными сопловыми
вкладышами или подвижным центральным телом (подробнее см.
разд. 3.2.1).
Воспламенительное устройство в зависимости от формы заряда
может устанавливаться в различных частях двигателя: передней,
задней или вдоль заряда. Предпочтение отдают переднему распо-
ложению воспламенителя. В этом случае газы, образовавшиеся
при горении воспламенителя, движутся к соплу вдоль всей поверх-
ности заряда, создавая наилучшие условия для воспламенения.
Корпус воспламенителя изготавливается из тонколистового мате-
риала (чаще всего из алюминиевого листа толщиной 0,3 мм), ко-
торый после снаряжения устанавливается в держатель. Держатель
предохраняет тонкостенный корпус от механических поврежде-
ний. Держатель иногда снабжается рассекателем, который пред-
назначен для лучшего распределения газов в объеме камеры сго-
рания. Торцевая поверхность держателя может одновременно вы-
полнять функцию упора для фиксации заряда от продольных пере-
мещений. При переднем расположении воспламенителя все пере-
численные детали устройства крепятся на передней крышке.
В крышке имеются гнезда с резьбой для установки инициирующих
элементов — пиропатронов. Топливный заряд размещается в ка-
мере сгорания на опорных поверхностях между сопловой решеткой
и передним упором.
В процессе эксплуатации РДТТ происходит изменение темпе-
ратуры окружающей среды, что приводит к изменению темпера-
туры и размеров заряда. Учитывая, что коэффициент линейного
расширения заряда примерно на порядок больше, чем у металли-
ческого или стеклопластикового корпуса, необходимо оставлять
7
Рис. 1.4. РДТТ с вкладным зарядом, горящим по внутренней поверхности:
1 — аоспламеннтельное устройство; 2 — переднее дннще; 3 — заряд твердого топлива;
4 — корпус; 5 — заднее дннще; 6 — раструб сопла; 7 — компенсатор; 8 — брониру-
ющее покрытие; 9 — ТЗП; 10 —^задний упор; 11 — фланцевое соединение
гарантированный зазор между опорами и зарядом. Наличие за-
зора с точки зрения эксплуатации не всегда приемлемо, поэтому
часто устанавливают специальные компенсирующие устройства,
которые удерживают заряд от перемещений в продольном направ-
лении, позволяя ему удлиняться, не нарушая целости корпуса.-
Наиболее простым является компенсатор, выполненный из губчатой
резины. Как правило, для этих двигателей применяются топлива
баллиститного типа (нитроцеллюлозные топлива). Герметизация
двигателя производится установкой прокладок (резиновых, паро-
нитовых или металлических) в местах разъема и герметизирующей
диафрагмы в раструбе сопла.
Корпус двигателя изготавливается из улучшаемых легирован-
ных, комплексно-легированных или мартенситно-стареющпх ста-
лей. В условиях массового производства корпуса могут изготавли-
ваться из пресс-материала, особенно для двигателей небольшого ка-
либра.
Двигатели с вкладным зарядом всестороннего горения приме-
няются в тех случаях, когда необходимо получить большое значе-
ние тяги за короткий промежуток времени. Их используют в одно-
ступенчатых управляемых и неуправляемых ракетах, на первых
ступенях многоступенчатых ракет (стартовые ускорители), в каче-
стве самолетных ускорителей, тормозных двигателей и двигателей
мягкой посадки, двигательных установок для технологических
целей и т. д.
Рассмотренная схема характерна для РДТТ с зарядами из бал-
листитных порохов. Двигатели, выполненные по этой схеме, об-
ладают рядом недостатков. Основные из них: низкий коэффициент
заполнения; наличие дополнительных устройств, фиксирующих
заряд; контакт горячих газов со стенками камеры сгорания. По-
8
Рис. 1.5. Консольное крепление заряда к переднему днищу:
1 — дннще; 2 — ТЗП; 3 — тарель; 4 — кольцо уплотнительное; 5 — гайка; 6 — топ*
ливный заряд; 7 — бронирующее покрытие; 8 — головка винта
следнее требует увеличения толщин стенки двигателя или тепло-
защитных покрытий.
Двигатель с вкладным зарядом, горящим по внутренним поверх-
ностям (рис. 1.4), имеет следующую особенность: горение заряда
происходит по каналу заряда и горячие газы не имеют непосред-
ственного контакта со стенками камеры сгорания. Это дает воз-
можность уменьшить толщину стенки, а следовательно, сократить
массу двигателя и увеличить время его работы. Увеличение вре-
мени происходит вследствие горения заряда только в радиальном
направлении изнутри к периферии. Корпус двигателя изготавли-
вается металлическим с разъемом по максимальному внутреннему
размеру. На внутреннюю поверхность камеры сгорания наносится
теплозащитное покрытие (ТЗП). Оформление соплового блока и
воспламенительного устройства аналогично предыдущей конструк-
ции. Заряд — моноблочный с забронированной наружной поверх-
ностью, устанавливается в камере сгорания на кольцевые упоры
с гарантированным зазором в цилиндрической части. На задний
упор наклеено кольцо из плотной резины, которое предотвращает
течение газов вдоль наружной поверхности заряда. Передний упор
является одновременно и компенсатором термических расширений
заряда. Поэтому на упоре наклеивается кольцо из губчатой ре-
зины. Для возможности проникновения газов в зазор между кор-
пусом и зарядом делаются прорези в резиновом кольце компенса-
тора. Таким образом, в кольцевом зазоре образуется застойная
зона газов, выравнивающая давление внутри и снаружи заряда.
Упорные поверхности могут располагаться не только по торцам
заряда. Упор можно располагать в средней части заряда, для этого
в заряде делается специальное углубление. В этом случае достаточ-
но одного упора, однако конструкция заряда и двигателя значи-
тельно- усложняется.
Если применяется заряд с торцевым горением, то крепление за-
ряда производится за тарель, соединенную с торцем заряда
9
Рис. 1.6. РДТТ со скрепленным зарядом:
1— воспламенительное устройство; 2 — сопла противотяги; 3 — корпус; 4 — ТЗП;
5— защитно-крепящий слой; 6 — заряд твердого топлива; 7 — утопленная часть со-
пла; 8 — раструб сопла
(рис. 1.5). Заряд изготавливается как из баллиститных, так и из
смесевых топлив. Двигатели с зарядом, горящим по внутренним
поверхностям, применяются на одноступенчатых ракетах и марше-
вых ступенях многоступенчатых ракет.
1.1.2. Конструкция со скрепленным зарядом
Появление двигателей со скрепленным зарядом (рис.
1.6) связано с разработкой и внедрением смесевых топлив. Техно-
логия изготовления такого заряда отличается от ранее рассмот-
ренных тем, что жидковязкая топливная масса заливается в под-
готовленный корпус двигателя. После полимеризации заряд скреп-
ляется со стенками камеры сгорания. Горение заряда происходит
по внутреннему каналу. В этом случае топливо защищает стенки
двигателя от нагревания. В тех же местах, где стенки не защищены
или открываются в результате выгорания топлива, наносится слой
ТЗП. Это позволило значительно уменьшить толщину стенок и
массу двигателя.
Улучшение коэффициента массового совершенства двигателя*
в этой конструкции достигается также лучщим использованием
объема камеры сгорания при заполнении топливом, применением
топлива с более высокой массовой плотностью, отсутствием ряда
деталей, присущих двигателям с вкладным зарядом (сопловой ре-
* Подробнее о коэффициенте массового совершенства см. разд. 1.7.
10
тетки, упора, центрирующих устройств, компенсатора), приме-
нением материалов корпуса с меньшей удельной массой (титановые
и алюминиевые сплавы, стекло- и органопластики), отсутствием
тяжелых фланцевых соединений.
Корпус двигателя со скрепленным зарядом может выполняться
по нескольким схемам и из различных материалов: металлический,
комбинированный, типа полукокона или кокона.
Металлический корпус изготавливается сваркой цилиндриче-
ской обечайки из листового проката методом ротационной раскатки
из заготовки или точением из стандартной трубы с последующей
приваркой штампованных днищ. В зависимости от технологии
снаряжения одно из днищ может присоединяться с помощью шпон-
ки или другого вида соединения. В некоторых случаях корпус
может быть изготовлен более технологичным способом — штам-
повкой с глубокой вытяжкой.
Комбинированный корпус выполняется металлическим или из
разнородных материалов. В первом случае тонкостенная обечайка,
сваренная с днищами, усиливается в окружном направлении на-
моткой проволоки или тонкой металлической ленты. Во втором
случае усиление металлической обечайки производится намоткой
стеклянных прядей или ленты из стекловолокна, пропитанных
фенольно-формальдегидной смолой.
Комбинированные корпуса имеют меньшую массу благодаря
применению армирующих элементов, обладают высокой герметич-
ностью.
Корпуса типа кокона и полукокона изготавливаются методом
намотки стекло- или органоволокна, пропитанных связующим,
на оправку. После полимеризации смолы оправка удаляется. Полу-
ченная таким способом оболочка обладает высокой прочностью
благодаря ориентированному расположению волокон в направ-
лении действующих сил и небольшой массой. Корпус полукокон
изготавливается путем отрезания одного из днищ кокона и замены
его металлическим для образования разъема по максимальному
диаметру в цилиндрической части.
Недостаток этих конструкций — их газовая проницаемость,
что при работе двигателя недопустимо. Для устранения этого
недостатка на внутреннюю поверхность камеры сгорания наклеи-
вается антидиффузионный слой и (или) наносится резиноподоб-
ный материал — защитно-крепящий слой (ЗКС), который одно-
временно выполняет функцию скрепления заряда со стенками кор-
пуса.
Двигатели со скрепленным зарядом применяются для марше-
вых ступеней ракет, продолжительность их работы от десятков
до сотен секунд [17].
В общем случае двигатель со скрепленным зарядом состоит из
корпуса, соплового блока, воспламенительного устройства, сопл
противотяги, узлов соединения с соседними отсеками, герметизи-
рующих элементов, заряда.
11
В случае применения корпуса типа кокона в оболочке предусма-
триваются металлические фланцы, вмонтированные при изготов-
лении кокона. Фланцы необходимы для крепления сопла, установ-
ки воспламенительного устройства и сопл противотяги. Сопло
с профилированной расширяющейся частью может быть частично
утоплено в камеру сгорания, имеет металлический силовой каркас,
защищенный набором деталей из термоэрозионностойких мате-
риалов (подробнее см. разд. 6.2).
Воспламенительное устройство не отличается от ранее рас-
смотренного, может снабжаться предохранительными элементами
для исключения случайного запуска двигателя, например, от по-
явления токов наведения в цепи пиропатронов.
Сопла противотяги вскрываются после подачи электрического
сигнала на срабатывание. Сигнал подается от программного ме-
ханизма после достижения ракетой заданных параметров. Сопла
противотяги могут располагаться на переднем и заднем днищах,
газоводе или обечайке. Общее требование к этим устройствам —
обеспечение одновременного вскрытия всех имеющихся на двига-
теле сопл. Суммарная площадь критического сечения сопл про-
тивотяги должна быть равна или больше площади критического
сечения основного сопла. При вскрытии сопл противотяги проис-
ходит резкое падение давления в камере сгорания, что приводит
к затуханию заряда. Если площадь основного сопла и сопл про-
тивотяги равны, то происходит уравновешивание тяги и противо-
тяги. Если же площадь сопл противотяги несколько больше пло-
щади основного сопла, происходит реверс тяги и отработавший
двигатель отбрасывается от ракеты.
В двигателе применяются высококалорийные смесевые топлива
(максимальное достигнутое в настоящее время значение /у =
= 2925 м/с [17 ]). Заряд из смесевых топлив обладает достаточной
эластичностью, поэтому при изменении температуры компенсация
линейных размеров заряда относительно корпуса происходит за
счет эластичности ЗК.С и самого заряда. Кроме того, для снятия
напряжений в краевой зоне применяются устройства в виде ман-
жет, уса и кольцевых выточек.
1.1.3. Основные параметры и особенности
конструкций РДТТ
При проведении анализа технического задания на проектирование
необходимо иметь данные о существующих ракетах с РДТТ и их основные па-
раметры. Это поможет конструктору более правильно оценить уровень совершен-
ства вновь разрабатываемого двигателя. С этой целью приведем сведения о не-
которых двигателях ракет различных классов и их характеристиках.
Более подробно рассмотрим конструкцию твердотопливного двигателя
к воздушно-космической системе (ВКС) «Спейс Шаттл».
В приложении 1 приведены характеристики некоторых баллистических
ракет класса поверхность—поверхность. Ниже даются пояснения к таблицам
в приложении [29].
12
«Минитмен-3», LGM-30G — трехступенчатая межконтинентальная балли-
стическая ракета (МБР), запускается из шахты. Корпус двигателя первой сту-
пени выполнен из стали и имеет четыре поворотных сопла. Корпус второй сту-
пени изготовлен из титанового сплава и имеет одно фиксированное сопло. Упра-
вление вектором тяги производится впрыском фреона в закритическую часть
сопла. Корпус третьей ступени изготовлен из стеклопластика, имеет одно ча-
стично утопленное закрепленное сопло. Управление осуществляется впрыском
жидкости в закритическую часть.
М-Х — четырехступенчатая МБР с твердотопливными двигателями на
первых трех ступенях, четвертая ступень (жидкостная) предназначена для раз-
ведения разделяющейся боевой части.
«Поларис» А-3 — двухступенчатая ракета, предназначена для запуска
с подводной лодки в погруженном состоянии. Эта особенность эксплуатации
наложила ограничения на габаритные размеры ракеты. Корпуса обоих двига'
телей изготовлены из стеклопластика «Спираллой». Первая ступень имеет че-
тыре поворотных сопла, газодинамическое управление второй ступени осуществ-
ляется впрыском фреона в сверхзвуковую часть сопла.
«Першинг-П» MGM-31 — двухступенчатая тактическая баллистическая ра-
кета с двигателями на твердом топливе.
Корпуса двигателей на обеих ступенях выполнены из композиционного
материала КЕВЛАР. Из этого же материала изготовлены задние юбки двига-
телей. Заряд изготовлен из смесевого топлива с основой из полибутадиена с ги-
драксильной концевой группой.
Управление на обеих ступенях комбинированное: аэродинамическое и га-
зодинамическое. На первой ступени установлено отклоняемое сопло с гибким
кремнийорганическим уплотнением, графитовой вставкой в критическом сече-
нии и расширяющимся раструбом из углеродистого фенопласта.
Сопло позволяет управлять тангажом и курсом. Аэродинамические поверх-
ности (две из четырех) служат для управления креном. Первая ступень имеет
длину 3,4 м, массу 3450 кг и массу топлива 3217 кг.
Вторая ступень управляется по тангажу и курсу отклоняемым соплом,
а по крену — аэродинамическими рулями, расположенными на головной части.
Длина второй ступени равна 2,4 м, масса — 2388 кг, масса топлива — 2181 кг.
Ступени после выгорания топлива отделяются взрывным устройством.
Приложение 2 содержит сведения о некоторых противокорабельных и про-
тиволодочных ракетах.
«Экзосет» М.38 (AM.39) SM.39/MM.40 — семейство французских противо-
корабельных ракет. Ракета М.38 — класса поверхность—воверхность, ракета
АМ.39 — класса воздух—поверхность. Эти варианты имеют стартовый дви-
гатель на смесевом топливе, маршевый — на двухосновном топливе.
«Экзосет» ММ.40 — модификация ракеты класса поверхность—поверхность,
отличается усовершенствованным маршевым РДТТ, благодаря этому дальность
действия увеличена с 45 до 65 ... 70 км. На конечном участке траектории («300 м)
полет ракеты происходит на малой высоте.
«Отомат» — ракета большой дальности действия, имеет ТРД и обладает
аэродинамическим качеством. Два стартовых РДТТ устанавливаются с двух
сторон корпуса между обтекателями. Длина РДТТ 1,6 м. Носовые части и сопла
отклонены относительно продольной оси ракеты.
«Саброк» UUM-44A выбрасывается из торпедного аппарата, примерно че-
рез 1 с включается РДТТ. Затем, после совершения маневра, ракета выходит
из-под воды и продолжает движение по воздушной траектории. После дости-
жения определенной скорости и высоты РДТТ отделяется от боевой части, ко-
торая входит в воду и подрывается на заданной глубине.
Некоторые характеристики небольших ракет приведены в приложениях 3 и 4.
Современные ракеты для поражения бронетанковой техники запускаются
как со стационарных и подвижных пусковых установок, так и с переносных
индивидуального пользования. В последние годы запуск противотанковых
Управляемых ракет (ПТУР) стал осуществляться и с вертолетов, что значительно
расширило возможности этой техники (радиус действия и т. п.). Большую роль
в этом играет и способ наведения. Система наведения по лазерному лучу значи-
13
Рис. 1.7. Воздушно-космическая система (ВКС) многоразового использования
«Спейс Шаттл»:
а — схема ВКС: б — РДТТ; / — носовой обтекатель; 2 — передние двигатели разде-
ления; 3 — коническая секция; 4 — передняя юбка; 5 — узел связи между РДТТ и
баком; 6 — обтекатель; 7 — блок электронного оборудования; 8 — задний силовой узел
связи между РДТТ и баком; 9 — задний отсек (юбка); 10 — задние двигатели системы
разделения; 11 — качающееся сопло
тельно повышает точность поражения. Широко используется способ передачи
команд по проводам. Двигательная установка, как правило, имеет один РДТТ
с двумя режимами работы — стартовым и маршевым. Предпочтительный способ
управления — газодинамический, так как обладает меньшей инерционностью
и высоким значением управляющего момента.
«Хот» — ракета совместной разработки Франции и ФРГ, применяется для
пуска с вертолетов и наземных транспортных средств, обладает большим радиу-
сом действия. Двигатель имеет два режима работы. Пуск производится из трубы
с помощью дополнительного газогенератора, обеспечивающего скорость на
выходе 75 м/с. Тяга газогенератора равна 5-Ю1 Н, время работы 0,01 с.
«Милан» — легкая ракета средней дальности совместной разработки Фран-
ции и ФРГ. Ракета размещается в транспортно-пусковом стеклотекстолптовом
контейнере, кроме того оснащена оборудованием для пуска с прицелом и бло-
ком наведения, а также вспомогательным оборудованием. РДТТ имеет два
режима работы. Работа на первом режиме обеспечивает получение скорости до
130 м/с, на втором режиме — до 200 м/с.
TOW BGM-71A— ракета большой дальности действия, устанавливается
на транспортерах и вертолетах. Двигатель на твердом топливе имеет два ре-
жима работы. На стартовом режиме время работы составляет 0,05 с; на марше-
вом — 1,5 с.
SRAM AGM-69A—ракета класса воздух—поверхность. РДТТ имеет два
режима работы. В настоящее время этот двигатель модернизируется и будет
заменен новым двигателем с более длительным сроком хранения и модифици-
рованным топливом (полибутадиен с гидроксильной концевой группой).
«Мейврнк» AGM-65 — тактическая ракета. Двигатель — РДТТ с двумя
режимами работы.
«Корморан» — ракета ФРГ. Силовая установка состоит из двух стартовых
и одного маршевого РДТТ фирмы SPNE. Стартовые ускорители располагаются
по обеим сторонам газовода маршевого двигателя. Заряд имеет канал в форме
звезды и изготовлен из двухосновного топлива. Масса заряда 2,75 кг, тяга од-
ного двигателя 2,75-10* Н. В начальный момент два двигателя создают ускоре-
ние 9,2 g. Маршевый двигатель имеет заряд из двухосновного топлива с горе-
нием по торцу. Время работы 100 с, тяга «0,285-10* Н. Двигатель поддержи-
вает полученную скорость, соответствующую М = 0,9.
Конструкцию крупногабаритного двигателя целесообразно рассматривать
на примере твердотопливной двигательной установки ВКС «Спейс Шаттл».
В установке использованы последние достижения двигателестроения, она со-
здавалась на базе отработанных стартовых ступеней SL-1, SL-2, SL-3 н нуле-
14
Н206
Рис. 1.8. Схема^.членения корпуса РДТТ «Спейс Шаттл»:
1 — передний шпангоут; 2 — стык секций; 3 — узлы стыковки РДТТ с баком; 4 —
подкрепляющий кольцевой шпангоут; 5 — задний шпангоут
вой ступени к ракете «Титан-ЗС». Особенностью конструкции основного двига-
теля является многократное его использование (до 20 раз) с реставрацией росле
каждого пуска.
Первая ступень ВКС состоит из двух РДТТ, расположенных по обе сто-
роны внешнего бака для топливных компонентов жидкостной двигательной
установки второй ступени (рис. 1.7). Оба РДТТ идентичны и различаются лишь
системой крепления с баком (справа н слева). Каждый имеет восемь вспомога-
тельных твердотопливных двигателей системы разделения. Они располагаются
группами (по 4 шт.) в носовом и хвостовом отсеках основного РДТТ. Двигатели
первой ступени начинают работу совместно с ЖРД второй ступени. На высоте
около 45 км РДТТ прекращают работу, отделяются от топливного бака и опу-
скаются на парашютах в океан. Затем корабли службы спасения подбирают па-
рашюты, носовой обтекатель и корпус РДТТ для их повторного использования
после восстановления [17].
Масса одного РДТТ — ускорителя составляет 583,6 т, масса топлива 502,6 т,
диаметр корпуса 3,7 м, длина 45,5 м, стартовая тяга (на уровне моря) 11.86МН,
продолжительность работы 122 с, суммарный импульс тяги 1316-106 Н-с, удель-
ный импульс 2480 м/с, максимальное давление в камере 6,2 МПа, среднее
давление 4,12’МПа. Длина РДТТ без передней юбки и головного обтекателя
равна 38,2 м. Корпус двигателя состоит нз 11 секций и включает пять различных
типов секций. На рис. 1.8 приведены размеры и характерные места для секции
каждого типа. Габаритные размеры секции выбраны так, чтобы исключить сварку.
При изготовлении применяются операции раскатки поковок, термическая и
механическая обработка. В качестве материала корпуса используется сталь
D-6AC (ов = 13,7 МПа). Секции корпуса компонуются в четыре сборки: верх-
нюю, две средние и нижнюю (это необходимо для удобства снаряжения и транс-
портирования). Секции соединяются между собой с помощью стыкового узла
типа серьги (см. рнс. Г.8, поз. 2) при помощи штифтов диаметром 25,4 мм. На
каждый стык расходуется 180 штифтов. Снаряженные сборки в дальнейшем сты-
куются аналогично. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплоза-
щитное покрытие (ТЗП). РДТТ снабжается поворотным соплом с гибким шар-
ниром, который обеспечивает предельное отклонение ±8°. Сопло состоит из
неподвижной утопленной части, гибкого шарнира и подвижной расширяющейся
части. Для изготовления соплового блока используется сталь D-6AC, алюми-
ниевый сплав 7075-Т73, фенопласты, армированные углеродной или кварцевой
тканью. Толщина фенопластовой изоляции выбирается такой, чтобы за все время
работы стальные детали не нагрелись выше 200 °C, а детали из алюминиевого
сплава—выше 120 °C.
15
Поворотная часть сопла — профи-
лирована, имеет отношение d&tdK = 7,16
(dK 1380 мм, da « 3710 мм, 1 =
= 3,66 м, полная длина сопла 4,26 м,
масса сопла 10 250 кг). Гибкий под-
шипник состоит из 10 стальных прок-
ладок, 11 слоев эластомера и двух
кольцевых элементов, замыкающих
конструкцию. Шарнир защищается от
действия горячих газов теплозащит-
ным кожухом из каучука с кварцевым
наполнителем. Для уменьшения наг-
рузки в момент приводнения двигателя
сопловой насадок отделяется при по-
мощи шнурового детонтирующего
Рис. 1.9. Изменение тяги во вРемени
заряда.
Заряд выполнен из топлива марки UTR-N-1148, в состав которого входят
сополимер полибутадиена акриловой кислоты и акрилонитрила (PBAN —
12,04 %), перхлорат аммония (69,6 %), алюминий (16 %), окись железа (0,4 %),
эпоксидный отвердитель (1,96 %). ТЗП и бронирующее покрытие выбрано та-
ким, чтобы обеспечить совместимость с топливом: изготовляются из каучу-
кового материала на основе нитрилбутадиена (NBR) с наполнителем из асбеста
и окиси кремния. Конструкция заряда выбрана с учетом графика изменения
тяги по времени (рис. 1.9). Заряд состоит из четырех элементов: переднего, двух
взаимозаменяемых центральных и заднего (рис. 1.10).
Канальная часть заряда передней секции комбинированная: состоит из
11-лучевой звезды и конуса. Канальная часть двух центральных секций имеет
двойную конусность. Задняя секция имеет канал с тройной конусностью. Торцы
заряда всех секций забронированы. Развитая поверхность горения звездооб-
разной части обеспечивает получёние высокого уровня тяги до 18-й секунды
работы двигателя. В интервале между 18 и 52 секундами происходит спад тяги

Рис. 1.10. Конструкция и размеры топливного заряда РДТТ «Спейс Шаттл»
16
вследствие окончания выгорания звездообразной секции, горение продолжается
по конусным поверхностям. Дальнейший некоторый подъем тяги в промежутке
времени 52 ... 98 с связан с увеличением поверхности по периметру конусных
частей. Одиако увеличение тяги ограничено величиной максимальных перегру-
зок, равной трем. Вследствие выгорания большей части топлива в задней секции
в период между 98-й и 112-й секундами полета происходит спад тяги, Далее
между 112-й и 120-й секундами происходит резкий спад тяги до нуля.
В состав системы воспламенения входят предохранительно-взводящее уст-
ройство (ПВУ), малое и главное пиротехнические устройства. ПВУ предотвра-
щает случайный запуск двигателя, обеспечивает надежный запуск двигателя
в штатном положении и выполняет ряд других дополнительных операций. Это
• устройство многократного использования. Запуск двигателя производится при
помощи пиротехнического зажигательного устройства (ПЗУ), которое предста-
вляет собой небольшой РДТТ. Первоначальный огневой импульс подается от
пирозаряда ПВУ на малый заряд пиротехнического воспламенителя. Малое
пиротехническое воспламенительное устройство представляет собой стальной
цилиндрический корпус с донышками, к одному из которых прикреплено ПВУ,
а к противоположному дну — шесть сопл. Заряд (топливо марки ТР-Н1178)
имеет цилиндрическую форму с каналом в виде 30-конечной звезды. Масса за-
ряда 0,68 кг. Главное пиротехническое зажигательное устройство по конструк-
ции аналогично малому. В отличие от малого главное ПЗУ имеет одно сопло,
число лучей звездообразного канала — 40, масса топлива составляет 42,7 кг.
ПЗУ обеспечивает расход газа около 100 кг/с в течение 0,3 с.
Из приведенного краткого описания РДТТ ВКС «Спейс Шаттл» следует,
что при создании принципиально нового двигателя использовался накопленный
опыт проектирования и эксплуатации аналогичных изделий. Широко приме-
няются в конструкции унифицированные и заимствованные узлы.
1.2. ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ РДТТ
Первый ракетный двигатель, появившийся в древнем
Китае, был твердотопливным. Его появление связано с изобрете-
нием черного пороха. Тогда пороховые ракеты использовались
как увеселительное средство и как боевое оружие. Первые ракеты
в Европе появились в XV в., несколько позже — ив России.
Большое внимание развитию ракетного дела уделял Петр I.
При нем производилось большое количество фейерверочных, а
также боевых ракет. В это время была разработана и изготовлена
осветительная ракета, которая состояла на вооружении русской
армии около 200 лет.
В начале XIX в. генерал А. Д. Засядко (1779—1837) предло-
жил и внедрил в производство более совершенные боевые ракеты,
которые по своим параметрам превосходили аналогичные образцы
западных стран. Другим выдающимся русским ученым и изобрета-
телем был генерал К- И. Константинов (1818—1871). Он провел
глубокие исследования по внутренней и внешней баллистике поро-
ховых ракет. На основании полученных результатов им были раз-
работаны новые боевые ракеты, пусковые установки к ним и тех-
нология массового безопасного производства двигателей на дым-
ном порохе.
В 80-е годы прошлого столетия произошли качественные изме-
нения артиллерийских систем, связанные с появлением более ка-
2 Фахрутдинов И. X. и др.
17
лорийного (по сравнению с дымным порохом) бездымного пиро-
ксилинового пороха. В связи с этим ракеты на дымном порохе
оказались малоэффективными и были сняты с вооружения.
В конце XIX и начале XX в. русские ученые заложили фун-
даментальную теоретическую базу ракетной техники. Среди ос-
новоположников ракетной техники выдающуюся роль сыграл
К- Э. Циолковский (1857—1935). Он впервые обосновал возмож-
ность полета в безвоздушном пространстве с помощью ракетного
двигателя, провел целый ряд теоретических исследований и пред-
ложил конструкцию жидкостного ракетного двигателя.
Большой теоретический вклад в развитие ракетной техники
внесли И. В. Мещерский (1859—1935), Ю. В. Кондратюк (1897—
1941), Н. Е. Жуковский (1847—1921), В. П. Ветчинкин (1888—
1950), А. А. Рынин (1877—1942) и др.
Проводились работы и по поиску новых рецептур бездымных
порохов, пригодных для использования в камере ракетного дви-
гателя. Начиная с 1894 г. этой проблемой занимался инженер-
химик Н. И. Тихомиров (1859—1930). В 1912 г. он предложил
конструкцию ракеты на бездымном порохе. Она прошла ряд экс-
пертиз, и в 1916 г. комиссия, возглавляемая Н. Е. Жуковским,
дала положительное заключение на это изобретение. В 1915 г.
известный русский баллистик И. П. Граве предложил использо-
вать прессованные шашки из пироксилинового пороха для снаря-
жения ракеты собственной конструкции.
После Октябрьской революции работы над созданием порохо-
вых ракет продолжались. В трудные для Советской республики го-
ды были изысканы возможности для создания «Лаборатории для
разработки изобретений Тихомирова Н. И.». Так первоначально на-
зывалась исследовательская организация по ракетной технике,
открывшаяся 1 марта 1921 г. Вместе со своими помощниками
В. А. Артемьевым, О. Г. Филипповым и С. А. Сериковым Н. И. Ти-
хомиров в 1924 г. разработал и получил ракетные бездымные по-
роха на нелетучем растворителе. Проведенные испытания пока-
зали значительное увеличение дальности полета (примерно в 10
раз) ракет по сравнению со штатными на дымном порохе.
После этого лаборатория была укреплена кадрами и значи-
тельно расширена. В 1925 г. лаборатория перебазировалась в Ле-
нинград, где проводились основные работы и испытания. В’1928 г.
ее переименовали в Газодинамическую лабораторию (ГДЛ). По-
мимо работ над пороховыми ракетами, в ГДЛ исследовались и раз-
рабатывались конструкции электрических и жидкостных ракет-
ных двигателей под руководством В. П. Глушко. После смерти
первого заведующего ГДЛ Н. И. Тихомирова-его заменил инженер
Б. С. Петропавловский (1898—1933). Под его руководством в
1930 г. началась разработка ракетных снарядов (PC) калибров 82
и 132 мм. Вместе с ним работали инженеры Г. Э. Лангемак (1898—
1938), И. Т. Клейменов (1898—1938) и др. В лаборатории прово-
дились разработки ракетных двигателей более крупных калибров
18
и ракет вспомогательного назначения. Ракеты калибра 82 и 132 мм
предназначались для вооружения самолетов. После успешных
испытаний они были приняты на вооружение и в боевой обстановке
впервые были применены в боях с японскими войсками в районе
Халхин-Гола (1939 г.). В 1938 — 1941 гг. для этих ракет была
разработана самоходная многозарядная установка на базе автомо-
биля высокой проходимости. Во время Великой Отечественной
войны народ ласково назвал эти установки «Катюшами». 14 июля
1941 г. батарея реактивных установок под командованием капи-
тана И. А. Флерова произвела первый залп по скоплению немецко-
фашистких войск на железнодорожном узле Орша, после чего на-
чалось широкое применение этого эффективного оружия на всех
фронтах.
После окончания второй мировой войны были разработаны твер-
дотопливные ракеты для исследования верхних слоев атмосферы
Земли, ракеты для борьбы с градом, устройства с РДТТ для буре-
ния скважин в земле, системы аварийного спасения экипажа кос-
монавтов и т. д.
В послевоенный период ракеты с' РДТТ подучили широкое
распространение. Эти двигатели применяются во всех классах
ракет и широко используются как вспомогательные средства в
авиации, космонавтике, морском флоте, метеослужбе и других
областях. В настоящее время разработаны двигатели с тягой от
сотых долей до сотен миллионов ньютонов с временем работы от
десятых долей секунды до нескольких минут.
1.3.	КЛАССИФИКАЦИЯ РДТТ
Существующие двигатели принято делить на маршевые,
или основные, управления и технологические. Указанная класси-
фикация по назначению лишь односторонне характеризует раз-
новидности двигателей. В ней не отражены конструктивные осо-
бенности, условия эксплуатации, параметры, т. е. те вопросы,
которые в первую очередь интересуют конструктора. Поэтому
на рис. 1.11 приведена классификация РДТТ, наиболее приемле-
мая для практической работы [30].
1.4.	ЭТАПЫ И ОРГАНИЗАЦИЯ РАЗРАБОТКИ РДТТ
Стадии разработки конструкторской документации и
этапы выполнения работ на все виды изделий промышленности
устанавливают нормативные документы. Основные этапы разра-
ботки приведены в табл. 1.1 [19].
Разработка РДТТ является составной частью программы работ
по созданию ракетного комплекса (РК.) или ракеты.
При этом двигатель (двигательная Установка) выступает как
часть определенного комплекса и в то же время как самостоятель-
но разрабатываемое изделие. Предварительные характеристики,
2*
19
20
Основные этапы разработки ракеты
Таблица 1.1
Этапы разработки	Цель этапа разработки	Перечень основных работ
1. Техническое задание	Разработка проекта	Анализ потребностей со- здания новой или модерни- зованной ракеты. Определение основных так- тико-технических характе- ристик ракеты и условий ее эксплуатации
2. Техническое	Обоснование научных,	Проработка возможных ва-
предложение	экономических и органи- зационных возможностей создания ракеты, удовлет- воряющей требованиям проекта ТТЗ заказчика	риантов ракет с определением возможных основных такти- ко-технических характерис- тик. Анализ полноты выполне- ния требований проекта. Определение перечня и объема расчетно-теоретиче- ских и экспериментальных работ при эскизном проек- тировании. Разработка предваритель- ного графика создания РДТТ и предложений по коопера- ции работ
3. Эскизный	Теоретическое и экспе-	Выдача ТЗ на разработку
проект	риментальное обоснование принятых технических ре-	элементов ракеты (в том числе и на РДТТ).
✓	шений, основных тактико- технических и экономиче- ских характеристик ракет	Проведение теоретических расчетов и эксперименталь- ных работ, подтверждающих правильность	принятых принципиальных и конструк- тивных решений. Уточнение, объемов назем- ной отработки, определение порядка проведения летных испытаний. Определение	перечня эксплуатационной докумен- тации, методик оценки летио- технических характеристик при проведении летных испы- таний, отчетов по результа- там наземной отработки
4. Разработка	Обеспечение изготовле-	Разработка конструктор-
рабочей докумен-	ния и испытаний опытных	ской документации в объеме,
тации на опытные образцы	образцов	достаточном для изготовле- ния и испытания опытных образцов. Разработка	эксплуата- ционной документации
21
Продолжение табл. 1.1
Этапы разработки	Цель этапа разработки	Перечень основных работ
5. Изготовле-	Проверка функциони-	Проведение наземных ис-
ние опытных об-	рования элементов образ-	пытаиий и составление от-
разцов, автоном-	ца в условиях, близких	четов.
ные и комплекс-	к реальным	Корректировка коиструк-
ные	испытания 6. Летные	Проверка функциониро-	торской документации Проведение- пусков ракет.
испыта ния, подго-	вания в полете. Подтвер-	Обработка результатов
товка документа-	ждение соответствия ха-	летных испытаний.
ции к серийному производству	рактеристик заданным. Отработка эксплуатацион-	Корректировка конструк-
7. Серийное производство	ной документации Изготовление изделий	торской и эксплуатационной документации
отражающие основные параметры двигателя и его конструктив-
ный облик, определяются на этапе проведения научно-исследова-
тельских и поисковых работ по созданию РК или ракеты. Они
дают возможность определить основные направления проектиро-
вания с учетом возможности выполнения тактических задач,
последних достижений науки, техники, технологии и производ-
ства. Здесь же производятся предварительные экономические рас-
четы, позволяющие определить общие затраты на создание комплек-
са и его составных частей. Таким образом, уже на этой стадии
предварительно определяется схема двигательной установки, ее
приближенные энергетические характеристики, распределение
массы топлива по ступеням (или запас топлива в двигателе для
одноступенчатой ракеты), тяговые и временные характеристики,
максимально допустимая масса конструкции двигателя, технико-
экономические показатели.
Исходя из положений стандартов можно построить схему эта-
пов разработки РДТТ, которая показывает их взаимозависимость
(рис. 1.12) [301.
Этап формирования ТЗ является весьма важным. Он оказы-
вает влияние на технический уровень совершенства РДТТ, его
экономические показатели, сроки разработки и перспективность.
Исполнитель, получив ТЗ на разработку РДТТ, проводит ана-
лиз каждого пункта и получает представление о возможности и
способах его выполнения.
Этапы технического задания, технических предложений и эс-
кизного проекта принято называть проектированием. Этапы про-
ектирования условно отделяют от этапов сферы материального
производства.
22
Рис. 1.12. Этапы разработки РДТТ
Этап эскизного проекта РДТТ включает расчеты оптимальных
характеристик двигателя и выбор исходной конструктивной схе-
мы. Принятая схема двигателя подвергается подробному анализу
в различных условиях экстремальных нагружений. В соответ-
ствии с результатами анализа определяются конструкционные ма-
териалы для- всех элементов двигателя. Далее проводится поде-
тальная разработка конструкций с учетом современных методов,
технологии производства. Значительный экономический эффект
получается при использовании стандартных, унифицированных,
заимствованных, покупных деталей и сборочных единиц. Важно
также не расширять ассортимент выбранных материалов, всемер-
но унифицировать их.
РДТТ является сравнительно простым объектом, поэтому этап
технического проекта обычно опускается (в табл. 1.L этот этап
не указан).
Этапы изготовления опытного образца, установочных серий,
установившегося серийного или массового производства относятся
к сфере изготовления изделий и технологической отработки.
На этапе изготовления и технологической отработки опытных
образцов РДТТ принимают непосредственное участие, наряду с кон-
23
структурами, основные службы опытного производства. Этот этап
важен тем, что здесь впервые материализуются и проверяются
в работе отдельные детали и узлы двигателя. Отрабатывается тех-
нологичность и прогрессивные методы изготовления каждой де-
тали и изделия в целом. Одновременно вносятся уточнения в кон-
структорскую документацию.
Изготовленные опытные образцы подвергаются доводочным ис-
пытаниям по согласованной и утвержденной программе. Здесь
определяются параметры и начальный уровень надежности двига-
теля, а также соответствие их требованиям технического задания.
По результатам испытаний составляется отчет, корректируется
техническая документация. Если двигатель отвечает всем требова-
ниям ТЗ, то изготавливается по уточненной документации партия
РДТТ для проведения испытаний на соответствие основных харак-
теристик и параметров РДТТ заданным в ТЗ.
На всех этапах изготовления РДТТ вносятся уточнения в кон-
структорскую документацию с целью совершенствования кон-
струкции, унификации материалов, улучшения технологического
процесса и т. д.
1.5.	ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
НА РАЗРАБОТКУ РДТТ
Задание на разработку РДТТ является основным доку-
ментом, которым руководствуется конструктор при проведении
проектных и конструкторских работ (упрощенным вариантом ТЗ
в учебном заведении является задание на курсовой или дипломный
проект).
В техническом задании в определенной последовательности рас-
положены требования, которым должен отвечать изготовленный
РДТТ. В общем случае содержание ТЗ выглядит следующим об-
разом [30].
На титульном листе указывается точная формулировка и
индекс РДТТ или двигательной установки (ДУ РДТТ). Под ДУ
РДТТ понимается установка, состоящая из одного или несколь-
ких РДТТ, рулевых приводов и вспомогательных устройств, обес-
печивающих их функционирование.
В разделе общих технических требований оговариваются усло-
вия хранения и эксплуатации ракеты.
Например: хранение может производиться на складе, на от-
крытой площадке или под навесом; в снаряженном или неснаря-
женном состоянии; в составе ракеты или отдельно от нее и т. д.
В эксплуатационных требованиях указывается температурный
диапазон применения, относительная влажность, наличие и ха-
рактер воздействия солнечной радиации и другие характеристики
окружающей среды-. Срок сохранения эксплуатационных харак-
теристик определяется как сумма сроков: от момента выпуска
окончательно собранного РДТТ до его установки на ракете и вре-
24
мени нахождения РДТТ в составе ракеты. В этом разделе дается
укрупненное описание состава РДТТ, функциональные особен-
ности (режимы тяги, наличие органов управления вектором тяги,
число камер и др.), требования технологического характера (взаи-
мозаменяемость сборочных единиц в двигателе, двигателя — в ра-
кете, условия контроля мест стыковки их между собой и др.).
Требования к внешнему виду и габаритным размерам приводятся
на прилагаемом к ТЗ чертеже наружного вида РДТТ.
Важными здесь являются требования по уровню надежности.
Они определяют число проводимых испытаний, а следовательно,
и затрат на подтверждение поставленных требований. Например,
если задан уровень надежности 0,9; 0,99 и 0,999 при доверитель-
ной вероятности 50 %, то теоретически требуется проведение соот-
ветственно 5; 69; 693 испытаний. На практике прямыми испытания-
ми подтверждается лишь начальный уровень надежности. Даль-
нейшее обоснование надежности ведется аналитическими методами
и специальными приемами, позволяющими снизить затраты и со-
кратить сроки. Сюда относится применение таких методов кон-
троля и измерений, которые сразу дают достоверные результаты:
моделирование (в том числе и математическое), использование ре-
зультатов испытаний аналогичных РДТТ.
В общий раздел включаются также специальные требования.
Например, условия сохранения взрывобезопасности или пожаро-
безопасности и другие при нештатных ситуациях (случайном па-
дении, механическом повреждении и т. д.); защита от биологиче-
ских, вредителей; нетоксичности при работе; обеспечению безопас-
ности пусковых установок и т. п. Для определения соответствия
РДТТ этим требованиям могут быть проведены специальные испы-
таний или систематизированы результаты накопленного опыта
аналогичных изделий в подобных условиях.
В разделе требований к конструкции РДТТ указываются но-
минальные значения и допустимые отклонения масс и габаритных
размеров двигателя, изменения по времени в процессе работы
РДТТ значений координат центра масс и величин моментов инер-
ции относительно осей координат X — продольной и Y, Z — по-
перечных, а также поля допустимых отклонений. В этом, разделе
оговариваются конструктивные особенности (например, места и
способы соединения с пусковой установкой, подвод энергопита-
ния, наличие узлов крепления стабилизаторов и требования к ним,
расположение кабельных магистралей ракеты, места установки
датчиков давлений и т. д.).
В разделе требований к энергетическим характеристикам
и параметрам задаются значения массы заряда со, полного им-
пульса тяги /д,2, тяги R, общего времени работы РДТТ тдв в пре-
дельных отклонениях. Более подробные характеристики времени
работы РДТТ приводятся в виде диаграммы (рис. 1.13). Здесь же
приводится перечень параметров РДТТ, которые должны обяза-
тельно замеряться на опытных образцах двигателей.
25
Рис. 1.13. Характеристики времени ра-
боты РДТТ:
т0 — момент отсчета времени; т3 в — время
задержки воспламенения; тзаг — время за-
держки тяги (время загорания), в точке 2 дав-
ление в камере сгорания =s300 ... 400 кПа;
твр — время выхода иа режим (в точке 3
давление в камере сгорания ~0,7 от номи-
нального уровня); туСт — время работы на
установившемся режиме (в точке 4 давле-
ние в камере сгорания ss0,7 от номинального
уровня); тсп — время спада (в точке 5 давле-
ние в камере сгорания 300 ... 400 кПа); сдв —
время работы РДТТ
В разделе требований к отдельным агрегатам и устройствам
задаются требования, относящиеся к устройствам для управле-
ния вектором тяги, отсечки и реверса тяги и др.
В разделе нагрузки на двигатель задаются характеристики
наиболее опасных случаев (расчетные случаи) возникновения меха-
нических, тепловых и вибрационных нагрузок.
В разделе транспортных нагружений рассматриваются особые
случаи нагружения от транспортно-пусковых устройств при транс-
портировке и пуске, при расстыковке ступеней и др.
В разделе перечень документации определяется, какая доку-
ментация и в каком виде должна предъявляться на различных
этапах разработки двигателя.
1.6.	СХЕМЫ РАЗМЕЩЕНИЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
НА РАКЕТЕ И КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ РДТТ
Запас топлива на ракете определяется из условий выпол-
нения поставленной задачи по перемещению полезного груза из
одной точки пространства в другую при общем проектировании
ракеты. На этой же стадии проектирования определяется и разме-
щение топлива по ступеням ракеты. Известно, что максимальный
эффект по экономической и массовой эффективности получается
в случае использования принципа ступенчатости. Это значит, что
максимальная скорость ракеты может быть достигнута в случае
отбрасывания массы конструкции отработавшего двигателя. Ис-
ходные данные по вопросу распределения масс топлива по ступе-
ням, а также выбор схемы ЛА конструктор получает из требований
ТЗ. Однако для полного представления необходимо знать основ-
ные принципы компоновки ракеты и связанные с этим особенности
конструкции РДТТ и всего изделия в целом.
По количеству ступеней ЛА с РДТТ разделяются на односту-
пенчатые и многоступенчатые (рис. 1.14). В многоступенчатых
ЛА используется обычно не более трех-четырех ступеней. Этого
числа ступеней при современных характеристиках топлив и
совершенстве конструкции оказывается достаточным для выпол-
26
Рис. 1.14. Схемы размещения РДТТ
иа ракете:
а — одноступенчатая; б — многоступен-
чатая с последовательным расположением
ступеней; в — многоступенчатая с парал-
лельным расположением ступеней; г —
комбинированное расположение ступеней
нения основных задач в около-
земном пространстве. Увеличе-
ние числа, ступеней приводит
к усложнению конструкции (осо-
бенно системы разделения) и
снижению надежности.
При последовательном (тан-
демном) соединении ступеней
двигатели работают поочередно.
Отработавший двигатель отде-
ляется от ракеты. В этой схеме
положительным является отно-
сительно небольшое лобовое сопротивление и более простое соедине-
ние и разделение ступеней. Передача тяговых нагрузок от работаю-
щей ступени к последующим происходит без возникновения опроки-
дывающих моментов. Основной недостаток схемы заключается в
большой общей длине ракеты, что отражается на технологичности
при сборке, транспортировке, маневренности и динамических ха-
рактеристиках в полете.
Пакетная схема с продольным расположением ступеней имеет
блок двигателей, расположенных вокруг маршевой ступени. Блок
может состоять из двух, четырех, восьми и большего числа РДТТ.
Отделение пакета производится по окончании работы хотя бы
одного из двигателей. Это необходимо для исключения появления
неуравновешенных сил и моментов.
Для того чтобы боковые двигатели при работе не создавали
опрокидывающих моментов, линии действия тяги всех двигателей
должны проходить через центр масс ЛА. С этой целью сопла РДТТ
устанавливаются под некоторым углом к продольной оси ракеты.
Преимуществами пакетной схемы является уменьшение длины ЛА,
возможность размещения на подвижных пусковых установках и
в условиях ограниченного пространства (например, на корабле).
К существенным недостаткам схемы следует отнести большое ло-
бовое сопротивление, образование поперечных моментов при пере-
даче тяговых усилий, появление возмущающих моментов при раз-
делении ступеней, потери в тяге из-за несоосности сопл, неполное
использование запаса топлива и др.
Не менее существенно влияние РДТТ на компоновку и кон-
струкцию ЛА.
В отличие от ЖРД в РДТТ отсутствует система подачи топ-
лива в камеру сгорания. Двигатель является полностью снаря-
женным и требует определенного размещения по отношению к
27
Рис. 1.15. Конструктивные схемы
РДТТ:
а — односопловая; б — многосопловая; в,
г, д, е — двухрежимиые; ж, з — с газовой
связью; и, к — с газоводамн; л — с бо-
ковыми соплами; м — с передним распо-
ложением сопла; н, о — поворотного
двигателя
центру масс ЛА. Конструкция корпуса более жесткая и входит
в силовую схему ракеты. Маршевые РДТТ могут размещаться на
ЛА в задней, средней и передней частях ракеты. При размещении
в задней части получается удобная компоновка соплового блока,
однако, в процессе работы двигателя происходит значительное
перемещение центра масс ЛА по мере выгорания топлива. Это
приводит к необходимости иметь больший запас статической устой-
чивости, что ухудшает динамические свойства. Поэтому для кры-
латых аппаратов с обычной аэродинамической схемой и схемой
«утка» при хвостовом расположении РДТТ характерны относитель-
но малые запасы топлива — рт = 0,15 ... 0,20, где рт равен от-
ношению массы топлива к начальной массе ракеты; в схеме «бес-
хвостка» — несколько большие запасы топлива; в схеме с поворот-
ными крыльями запас может быть рт — 0,3 ... 0,4 [20].
Размещение РДТТ в центральной части ЛА уменьшает диапа-
зон изменения положения центра масс, но при этом усложняется
выброс газов из сопл двигателя и компоновка аппарата. Так, при
применении боковых сопл возникают дополнительные потери в
тяге, происходит обдув струей горячих газов обшивки корпуса,
рулей и стабилизаторов. Поэтому, чтобы не произошло разруше-
ния обшивки или аэродинамических плоскостей, или вводится
теплозащита, или сопло двигателя выводится на задний срез ракеты
через газовод.
Расположение двигателя в передней части применяется в спе-
цифических условиях эксплуатации, например, для уменьшения
бокового трения среды в подводных ракетах, разрушения грунта
при бурении скважин с помощью РДТТ.
28
Таким образом, назначение ЛА, режимы работы, управление
полетом, число ступеней, компоновочные решения и'многое другое
влияет на компоновочную схему РДТТ, так же как и РДТТ во
многом оказывает влияние на облик ракеты. Этим объясняется
большое разнообразие существующих в настоящее время типов
РДТТ, которые различаются формой камер сгорания, числом сопл,
числом камер сгорания и другими особенностями. На рис. 1.15
приведены некоторые схемы конструктивных решений РДТТ.
Наибольшее распространение получила схема двигателя ци-
линдрической (или слабоконической) формы с эллиптическими
днищами (схема а). На заднем днище установлен сопловой блок.
Топливный заряд различной формы располагается вдоль камеры
сгорания и может быть как вкладным, так и скрепленным. По
этой схеме выполняются стартовые и маршевые двигатели управ-
ляемых и неуправляемых ракет.
Схема б отличается от предыдущей наличием многосоплового
блока. Двигатель с многосопловым блоком имеет меньшую длину
и при установке на соплах исполнительных органов позволяет обе-
спечивать управление полетом. В неуправляемых ракетах много-
сопловой блок используется для стабилизации в полете вращением.
Недостаток этой конструкции — в возможности появления экс-
центриситета тяги.
На схемах в, г, д, е изображены двухрежимные двигатели.
Применение их обусловлено тем, что тяга на начальном этапе по-
лета ЛА должна отличаться от тяги на последующем этапе. С этой
целью в камере двухрежимных РДТТ устанавливаются по два
типа зарядов, имеющих различное газообразование по времени.
Схемы ою и з отображают конструкцию многокамерных двига-
телей с газовой связью, что обеспечивает выравнивание давления
(тяги) двигателей. Кроме того, схема з позволяет получать более
стабильную характеристику тяги, так как имеет одно сопло, но
более сложна по конструктивному выполнению.
Схемы и, к, л применяются при размещении РДТТ в средней
части ЛА, что вызывается, как правило, условиями центровки.
При боковых соплах, установленных под углом к оси двигателя
(схема л), возникают потери в тяге, которые могут составлять
до 5 %. В схеме л двигатель имеет заряд, состоящий из двух
полузарядов, горящих по двум торцам одновременно. Образую-
щиеся газы движутся навстречу друг другу и истекают через сопла,
расположенные в центральной части. На схемах и, к изображены
двигатели с газоводамщ установленными между камерой сгора-
ния и соплом. Это определяется условиями компоновки ракеты.
Газоводы могут выполняться дозвуковыми и сверхзвуковыми.
В первом случае критическое сечение находится непосредственно
у расширяющейся части сопла, т. е. на выходе. Во втором случае
критическое сечение находится на входе в газовод. В сверхзвуко-
вом газоводе имеют место большие потери из-за трения газа о
стенки газовода.
29
Двигатель, у которого сопло находится в передней части (схе-
ма м), может применяться для создания газовой каверны вокруг
ракеты, работающей под водой.
Поворотные РДТТ (схема я) применяются для создания управ-
ляющих усилий. В некоторых случаях корпус поворотного дви-
гателя делается сферическим (схема о). Тогда его можно устанав-
ливать в кардановом подвесе и управление ведется в двух пло-
скостях.
Приведенные схемы далеко не исчерпывают возможных ва-
риантов. Выбор конкретной конструктивной схемы зависит от
назначения, условий эксплуатации, компоновочных и других фак-
торов.
1.7.	ВЗАИМОСВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТЫ
И РДТТ
Известно [30], что критерием эффективности ракеты,
является отношение суммарного импульса тяги двигателя к пол-
ной массе ракеты, которое для одноступенчатой ракеты с РДТТ
может быть записано в виде
__ ^удт  ______hn_______f	. 1 у
то	то	j । а । ПП.Г
' со
где 7УД — удельный импульс тяги РДТТ равен отношению тяги
РДТТ к массе истекающих продуктов сгорания твердого ракет-
ного топлива, заряда воспламенителя и продуктов разложения
бронирующих и теплозащитных покрытий; т0 — начальная общая
масса ракеты; со — начальная общая масса топлива; /ип г — масса
транспортируемого ракетой полезного груза и всех конструктив-
ных элементов ракеты, кроме РДТТ; а — коэффициент массового
совершенства РДТТ, равен отношению разности масс РДТТ и
ТРТ с массой заряда (тк, д) воспламенителя и инициирующего со-
става к массе ТРТ с массами заряда воспламенителя и иницииру-
ющего состава, а = /пк. д/со.
Из формулы следует, что при постоянном значении массы тран-
спортируемого ракетой полезного груза и других конструктивных
элементов, кроме РДТТ, главными условиями йовышения эффек-
тивности ракеты являются увеличение удельного импульса и
уменьшение коэффициента массового совершенства РДТТ.
Основную часть массы РДТТ составляет корпус. Корпус состоит
из цилиндрической части с диаметром D и длиной L и двух днищ.
Обозначим массу корпуса, состоящего из цилиндрической обечай-
ки и двух днищ одинаковой толщины, через тк, а массу сопла
и остальных элементов двигателя — тэ. Тогда выражение для
определения коэффициента массового совершенства РДТТ примет
вид
30
а = WK+.Wa,	(1.2)
где тк = nD8pKL ( 1 +	Рк— плотность материала обечайки
корпуса (днища для приближенного анализа приняты плоскими).
Толщина обечайки корпуса определяется из условия проч-
ности:
где ав — разрушающее напряжение в материале корпуса; п —
запас прочности обечайки корпуса.
Масса топлива, размещенного в двигателе, равна
<o = A-^-LpT,	(-1.4)
где Д = VT/Vjf — отношение объема заряда твердого топлива'
к внутреннему объему корпуса РДТТ, называемое коэффициентом
объемного заполнения РДТТ; рт — плотность топлива.
Выразив формулу (1.2) через (1.3) и (1.4) и подставив в (1.1), >
получим
__________________7 уд______________ (1 5)
та 9 рк Рк п / D \ т3 тп.г , , ' v '
ов рт Д V+ 2L )+ <о + <о
Из анализа формулы (1.5) следуют важные выводы, во-первых,
о необходимости выбора топлива с максимальным удельным импуль-
сом и высокой плотностью, во-вторых, о необходимости выбора
материала с максимальной удельной прочностью ав/рк при мини-
мальном запасе прочности п и минимальном внутрикамерном дав-
лении Рк, в-третьих, о целесообразности выбора корпуса с боль-
шим удлинением L/D при одновременном обеспечении макси-
мальной величины коэффициента объемного заполнения Д и,
в-четвертых, о необходимости предельно возможного уменьшения
массы сопла и других конструктивных элементов РДТТ.
Очевидно, что чем меньше а, тем выше эффективность ракеты.
В современных двигателях с вкладным зарядом всестороннего
горения а = 0,85 ... 1,25, для двигателей со скрепленным заря-
дом — а = 0,1 ... 0,2; для крупногабаритных двигателей со стек-
лопластиковым корпусом а = 0,08, а для РДТТ [22] верхних
ступеней ракет он составляет 0,05 ... 0,06.
На практике перечисленные параметры оказываются взаимо-
зависимыми, а также зависимыми от параметров и числа ступеней
ракеты. Иногда, например, оказываются заранее обусловленными
удлинения корпуса РДТТ и запасы прочности. В зависимости от
комплекса действующих на РДТТ нагрузок и требуемой тяговоору-
женности оптимальными могут стать высокие уровни давления
внутри камеры. Поэтому оптимальные значения параметров РДТТ
31
устанавливаются отдельно в каждом конкретном случае с учетом
широкого круга вопросов, влияющих на эффективность двигателя.
Для исследования характеристик взаимосвязи объектов раз-
личного рода при рассмотрении сравнительно небольших измене-
ний влияющих факторов (независимых аргументов) удобно исполь-
зовать уравнения взаимосвязи в частных производных. Вполне
приемлемой является погрешность оценки влияния, находящаяся
в пределах 1 %. Уравнения взаимосвязи значительно упрощаются
(линеаризуются) и принимают вид
Как видно, при этом рассматриваются приращения исследуе-
мой функции А в зависимости от приращений аргументов В, С, D
вместо сложной функциональной зависимости общего вида
А = f (В, С, D,
Значения частных производных обычно определяются’числен-
ным методом с применением электронно-вычислительных машин.
Малые приращения функции А отыскиваются в зависимости от
заданных малых приращений аргумента В при постоянных (иден-
тичных) в исследуемых расчетных точках значениях аргументов
С, D, ...
Например, зависимость средней скорости полета ЗУР до цели
от массы конструкции, массы топлива и удельного импульса РДТТ
может быть представлена в виде
ди™	<ЖСП	dVc„
ду __^£-д/Пк + —££-Д/пт + --Д1д7
ср дтк к 1 дтт т 1 д/уд
Если в качестве примера для определенной ракеты принять
значения частных производных равными
dVcp/dmK = — 1,5 м/(с-кг); дУ^дт? = 2,5 м/(с»кг); dV с^д1УД =
= 2,3 м/(с>с),
то увеличение массы конструкции на 10 кг приведет к уменьшению
средней скорости на 15 м/с, что может быть компенсировано раз-
мещением в камере РДТТ дополнительно 6 кг топлива или повы-
шением удельного импульса на 65 с.
1.8. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ РДТТ
С момента начала применения во второй мировой войне
РДТТ приобрели значительно более высокие технические харак-
теристики и получили весьма широкое распространение, хотя и
ценой усложнения конструкции и технологии изготовления. За
последние 20 лет были созданы высокопрочные стали, титановые
и жаропрочные сплавы, клеевые составы, высокопрочные волокни-
стые композиционные, эрозионно стойкие и теплозащитные мате-
32
риалы. Это, а также успехи в области технологии производства
корпусов, сопл, воспламенителей и эрозионно стойких элементов
позволили существенно улучшить ряд конструктивных характери-
стик РДТТ, прежде всего коэффициента массового совершенства
РДТТ, уменьшить энергетические потери в камере сгорания и соп-
ле. Коэффициент массового совершенства уменьшился почти на
порядок (с 0,7 ... 1,0 до 0,07 ... 0,2) [22]. Появилась возможность
обеспечивать надежную работу теплозащитных и эрозионно стой-
ких элементов сопл практически любых габаритных размеров,
узлов отсечки тяги, а также органов регулирования тяги как по
значению, так и по направлению. Вместе с тем благодаря приме-
нению стеклопластиков, мартенситно-стареющих высокопрочных
сталей, высокопрочных титановых, алюминиевых сплавов и на-
дежных антикоррозионных покрытий был значительно увеличен
гарантийный срок хранения РДТТ.
Существенное повышение энергетических характеристик бал-
листитных порохов и, главное, появление высокоэнергетических
смесевых топлив с широким диапазоном скоростей горения и вы-
сокими плотностями, успехи в области технологии формирования
и дефектоскопии топливных зарядов позволили на 30 ... 40 %
улучшить энергетические характеристики РДТТ и их надежность.
Существенные эксплуатационные преимущества этого класса дви-
гателей по сравнению*с ЖРД и гибридными ракетными двигате-
лями сделали их самыми распространенными в ракетной технике
и широко применяемыми в космической.
Развитие РДТТ после 1958—1960 гг. проходило по пути уве-
личения удельного импульса, плотности и скорости горения
смесевых топлив и уменьшения коэффициента массового совер-
шенства двигателя. Среди направлений улучшения энергетических
характеристик можно назвать снижение потерь, связанных со
скоростной неравновесностью двухфазного потока, соответству-
ющим профилированием сопл (с учетом изменения профиля из-за
эрозионного разрушения покрытия в процессе работы двигателя)
и посредством использования при изготовлении смесевых топлив
из тонкодисперсных порошков и специальных покрытий частиц
алюминия. Целям улучшения массового совершенства будут слу-
жить работы по дальнейшему повышению удельной прочности
металлов и волокнистых композиционных материалов, улучшению
характеристик угле- и углеметаллопластиков, увеличению коэф-
фициента заполнения объема камеры двигателя, возможному при
увеличении скорости горения с одновременным повышением эла-
стичности и прочности топлива.
Наряду с этим имеется естественная тенденция повышения
требований надежности, увеличения температуры внутри камеры
и давлений, применения улучшенных композиционных материа-
лов, расширения температурного диапазона эксплуатации, увели-
чения тяговооруженности и совершенствования элементов управ-
ления вектором тяги и склонением ракеты, создания элементов,
3 Фахрутдинов И. X. н др.	33
позволяющих снятие статического электричества, обеспечения
стойкости против биологических вредителей, солнечной и других
видов радиации и т. д.
Обеспечение перечисленных требований, усложнение и огра-
ниченная возможность унификации и стандартизации РДТТ со-
провождаются увеличением длительности экспериментальной и
технологической отработки и возрастанием их стоимости. Поэтому,
несмотря на существенные экономические и эксплуатационные
преимущества этого типа двигателей по сравнению с ЖРД и ГРД,
анализ стоимости, творческий подход при проектировании и из-
готовлении, оптимизация применения РДТТ в ракете, оптимиза-
ция конструкции РДТТ, — являются наиболее важными фактора-
ми, обеспечивающими сокращение сроков разработки этого типа
двигателя.
Важное значение из перечисленных факторов имеет применение
оптимального РДТТ в ракете. Попытка улучшить характеристики
двигателя, рассматриваемого изолированно, может привести к
возрастанию сложности и неприемлемой стоимости. Совместный
анализ возможных путей улучшения РДТТ разработчиками раке-
ты и двигателя может дать выигрыш в характеристиках без сопут-
ствующего чрезмерного усложнения. Этому, например, способ-
ствует разработка и внедрение САПР с применением вычислитель-
ных комплексов.
ГЛАВА 2
ТОПЛИВНЫЕ ЗАРЯДЫ РДТТ
2.1.	СВЕДЕНИЯ О ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВАХ
Применяемые в РДТТ топлива являются унитарными
(многосоставными), содержащими в своем составе горючие, окис-
лительные и другие компоненты.
По своей физической структуре твердые ракетные топлива
(ТРТ) делят на два класса: гомогенные и гетерогенные.
2.1.1.	Гомогенные или нитроцеллюлозные топлива
Нитроцеллюлозное топливо (баллиститный порох) —
порох на основе нитратов целлюлозы, пластифицированных ни-
троэфирами или их смесями. Исходное вещество — целлюлоза
является сложным полимерным веществом. При обработке цел-
люлозы азотной кислотой образуются нитраты целлюлозы или
нитроклетчатка. Нитроклетчатка является унитарным топливом,
содержащим в своем составе атомы окислителя и горючего. Однако
самостоятельного значения как топливо нитраты целлюлозы не
имеют, так как горение этого вещества, спрессованного в топлив-
ные шашки, происходит неустойчиво, что объясняется пористо-
волокнистой структурой нитроклетчатки. Рыхлая структура ве-
щества способствует горению не только по поверхности, но и вну-
три многочисленных пор. При этом объемное горение переходит
в детонационное. Чтобы избежать детонационного горения путем
устранения пористо-волокнистой структуры нитроклетчатку же-
латинизируют растворителем. Для ракетных топлив применяют
труднолетучие растворители (нитроглицерин и нитродигликоль).
Эти вещества также являются энергоносителями, так как имеют
в своем составе атомы горючего и окислителя. Применять их в ка-
честве самостоятельного унитарного топлива в ракетном двигателе
также не представляется возможным из-за высокой чувствитель-
ности к механическим'и термическим воздействиям. При обработке
нитратов целлюлозы нитроглицерином или нитродигликолем об-
разуется пластифицированная топливная масса, которую затем
можно прессовать в шашки различной конфигурации.
Нитроцеллюлозное топливо имеет две энергетические основы —
нитраты целлюлозы и растворитель-пластификатор в виде нитро-
глицерина или нитродигликоля. Отсюда появилось название —
двухосновные топлива. Состав нитроглицериновых топлив достаточ-
3*
35
Таблица 2.1
Компонент	Массовое содержание, %
Нитраты целлюлозы	54—60
Растворители-пластификаторы	25—43
Дополнительные пластификаторы	8—11
Стабилизаторы химической стойкости	до 1—5
Технологические добавки	ДО 2
Катализаторы и стабилизаторы горения	До 5
Таблица 2.2
Некоторые характеристики нитроцеллюлозных топлив
Компонент	Разработчик				
	США	США	США	ФРГ	СССР
Нитроцеллюлоза, %	51,5	52,2	49,5	61,5	57
Нитроглицерин, %	43,0	43,0	47,0	—.	28
Этилцентралит, %	1,0	—	3,5	3,5	4
Другие компоненты, % Калорийность Сж, кДж/кг	4,83	4,9	0,42	35	1
	5140	5140	4890	3720	3680
Температура горения Т, К	3160	3160	3030	2390	2340
Показатель адиабаты k	1,21	1,22	1,22	1,24	—
Удельный импульс /VTT, м/с, при Рк1Ра —	2256	2256	1569	—	—
= 7,0/0,1 Скорость горения, мм/с, при Р„ = 7 МПа,	6,5	17	—			7,5
tn= 20 °C Показатель степени v в зависимости от	0,69	0,71	—	—	0,7
скорости горения Нижний предел давления	МПа	2,0					—	4,0
Плотность рт, кг/м3	1610	1600	1640	1600	—
но сложен, так как помимо указанных веществ в них входят ком-
поненты, имеющие специальное назначение. К ним относятся
дополнительные растворители-пластификаторы, стабилизаторы го-
рения и стабилизаторы химической стойкости, технологические
добавки, катализаторы.
В настоящее время разработано большое количество рецептур
нитроцеллюлозных топлив. Несмотря на это весовые соотношения
компонентов топлива находятся в узких пределах. В табл. 2.1
и 2.2 приводятся эти величины [9, 22].
2.1.2.	Смесеные твердые топлива
[Смесевое твердое топливо (СТТ) представляет собой
многокомпонентную гетерогенную смесь окислителя, горючего-
связующего и различных добавок, способную к закономерному
горению без доступа кислорода извне с выделением значительного
количества энергии.
36
Таблица 2.3
Компонент	Массовое содержание, %
Окислитель	60—80
Горючее-связующее	15—20
Металлические горючие	10—15
Катализаторы и другие добавки, улучшающие	ДО 5
качество топлива	
Состав СТТ менее сложен, чем у баллиститных порохов. Это
видно из табл. 2.3, где даны предельные значения изменения ком-
понентов по массе [9].
При разработке рецептур топлив имеется возможность исполь-
зовать более широкий круг исходных компонентов. Это позволяет
получать более высокие энергетические показатели, чем в нитро-
целлюлозных топливах.
В качестве окислителя в СТТ применяются соли минеральных
кислот. Наибольшее распространение в настоящее время получил
перхлорат аммония NH4C1O4. Это твердое вещество. Имеет невы-
сокую температуру разложения. При разложении выделяется
46 % свободного кислорода. В состав топлива NH4C1O4 вводится
в тонкоизмельченном виде. С уменьшением зерна скорость горе-
ния увеличивается. В то же время более тонкий помол окисли-
теля повышает вязкость исходной топливной смеси, ухудшая тех-
нологические свойства.
Оптимальное (стехиометрическое) содержание перхлората ам-
мония в топливе должно составлять 88 %. В реальных топливах
во избежание резкого снижения механических свойств содержа-
ние окислителя редко превышает 80 %. Кроме того, с увеличением
содержания окислителя резко поднимается температура горения
топлива. При этом удельный импульс увеличивается незначительно.
Горючим в СТТ являются полимерные вещества. Они одновре-
менно выполняют роль связующего. Горючее-связующее должно
иметь высокую теплотворную способность, обладать хорошей свя-
зующей способностью и сохранять высокую эластичность в широ-
ком температурном интервале при достаточной механической
прочности. Такими веществами являются различные каучуки и
смолы. Горючего-связующего в состав топлива вводится примерно
15 ... 30 % от общей массы. По типу применяемого горючего-
связующего топлива разделяют на полисульфидные (тиокольные),
полибутадиеновые и полиуретановые. Полисульфидные каучуки
не нашли широкого применения вследствие низких энергетических
показателей и недостаточной механической прочности.
Бутадиеновый каучук или сополимер бутадиена и акриловой
кислоты обладает лучшими энергетическими и физико-механиче-
скими свойствами. Топлива на их основе имеют высокий удельный
импульс и сохраняют хорошие эксплуатационные свойства.
37
Наибольшее распространение в настоящее время получили топ-
лива на основе полиуретанового каучука. Они обладают высокими
энергетическими показателями и сохраняют эластичность при низ-
ких температурах (до —50 °C).
Полимерное горючее-связующее представляет собой углеводо-
родное соединение, обладающее высокой теплотворной способ-
ностью, но из-за недостатка свободного кислорода полнота сгора-
ния оказывается невысокой. Для повышения удельного импульса
СТТ в его состав вводятся легкие металлы. Установлено оптималь-
ное содержание металлического горючего, превышение которого
уменьшает удельный импульс вследствие появления в продуктах
сгорания значительного количества твердой и жидкой фаз, не
успевающих сгорать.
В качестве металлических добавок используются мелкодисперс-
ные порошки алюминия, магния, бериллия, циркония, бора,
сплава алюминий-магний и др. Наибольшее распространение по-
лучили топлива с добавками алюминия. Его вводится до 20 %
от общей массы. Алюминий легко окисляется в присутствии кисло-
рода воздуха с образованием на поверхности устойчивой окисной
пленки, которая снижает активность алюминия. Для повышения
активности частицы порошкообразного алюминия ее гранулируют,
покрывая тонкой полимерной пленкой. Кроме чистых металлов
в состав топлива могут вводиться гидриды алюминия, лития, берил-
лия и др. Гидриды металлов при горении образуют продукты
с малой молекулярной массой вследствие высокого содержания
водорода.
Необходимо отметить, что применение топлива с присадками
бериллия весьма проблематично из-за токсичности продуктов сго-
рания и высокой стоимости исходного продукта—бериллия.
Помимо перечисленных компонентов в состав СТТ вводятся
различного рода присадки. Для увеличения скорости горения
вводят соединения, содержащие медь, окись, хрома, окислы же-
леза. Аналогичный эффект дают и чистые металлы (железо, медь,
кобальт, магний, олово). Снижение скорости горения можно по-
лучить, например, путем применения двуокиси магния, трехфто-
ристого брома и др.
Некоторые виды добавок улучшают технологические свойства
топлива, подавляют нежелательные эффекты, например умень-
шение пламени за срезом сопла, уменьшение дымообразования
и др.
2.1.3.	Модифицированное топливо
Стремление повысить энергетические способности твер-
дого топлива привело к созданию модифицированного двухоснов-
ного топлива. Его называют еще нитрозольным. Энергетические
характеристики топлива повышаются путем замены пассивного
компонента горючего-связующего (каучука или смолы) активным
38
(нитратами целлюлозы и нитроглицерином). Таким образом, нит-
розольное топливо представляет собой гетерогенную систему, в со-
став которой входят неорганический окислитель — NH4C1O4, слож-
ное горючее-связующее — нитроцеллюлоза, нитроглицерин, поли-
мер-пластификатор и металлическое горючее — мелкодисперсный
алюминий.
Нитрозольное топливо имеет более высокое значение /уд, чем
у двухосновных топлив и некоторых смесевых. Недостаток этого
топлива заключается в том, что продукты сгорания имеют более
высокую температуру, чем смесевые полибутадиеновые и полиуре-
тановые.
2.1.4.	Эксплуатационные характеристики ТРТ
Эксплуатационные характеристики топлив определя-
ются физико-механическими и химическими свойствами.
Топливный заряд отдельно или в составе двигателя может
длительное время храниться в различных условиях. При этом
он подвергается воздействию различных температур (сезонных
и суточных), влаги, солнечной радиации, аэродинамического на-
грева, вибрации и т. д. Все это влияет на физико-химические свой-
ства и напряженно-деформированное состояние топливного заряда.
Физические свойства. Плотность нитроцеллюлозных топлив
находится в пределах 1500 ... 1700 кг/м3, смесевых 1600 ...
1950 кг/м3.
Теплопроводность нитроцеллюлозных и смесевых топлив раз-
личных составов почти одинакова. Она примерно в 100 раз меньше
теплопроводности стали. Коэффициент теплопроводности нитро-
целлюлозных топлив X = 0,16 ... 0,27 Вт/(м-К), смесевых % =
= 0,30 ... 0,89 Вт/(м-К).
Теплоемкость зависит от состава топлива. Удельная теплоем-
кость применяемых в топливах горючих и окислителей состав-
ляют ср = 12 ... 15 кДж/(кг-К).
Температуропроводность — величина, необходимая при расче-
те скорости горения топлива и теплового состояния стенок каме-
ры сгорания. Среднее значение этого коэффициента для твердых
топлив а = 0,2 ... 0,3 ма/с.
На коэффициент линейного расширения влияют многие фак-
торы: метод изготовления и размеры заряда, уровень температуры,
количество и последовательность нагреваний (охлаждений) за-
ряда и т. д. Во избежание появления дефектов при эксплуатации
необходимо учитывать изменение линейных и объемных размеров
заряда и корпуса двигателя, особенно если эти элементы выполне-
ны из разнородных материалов. Для нитроцеллюлозных топлив
коэффициент линейного термического расширения а = (1,2 ...
2,0). 10-4 К’1, для смесевых а = (0,5 ... 1,5). 10"4 К-1. Коэффи-
циент объемного расширения заряда в среднем можно принять
аоб = (4 ... 6). 10“4 К-1.
39
Физической нестабильности, изменению физических свойств
нитроцеллюлозных топлив во времени, способствует низкая тепло-
проводность и значительные линейные изменения, которые на
порядок больше, чем у стали или стеклопластика. При изменении
температуры в заряде возникают неравномерно распределенные
по толщине свода заряда напряжения. Наиболее высокие напряже-
ния появляются при тепловом ударе — резком переходе от одной
температуры к другой. Например, перемещение холодного двига-
теля в теплое помещение или при быстром подъеме самолета с на-
гретым окружающим воздухом двигателем на большую высоту,
где температура окружающей среды отрицательная. Возникаю-
щие при этом напряжения в заряде и корпусе могут быть причи-
ной появления трещин, расслоений, отрыва скрепленного заряда
от стенок двигателя. Эти напряжения могут быть еще больше,
если в процессе изготовления скрепленного заряда появились тер-
мические напряжения, связанные с усадкой топлива в процессе
полимеризации. Растрескиванию может способствовать и струк-
тура топлива: в нитроцеллюлозных — недостаточная эластичность,
в смесевых — неоднородность структуры.
Другим видам физической нестабильности твердых топлив яв-
ляется склонность отдельных компонентов к выходу на поверх-
ность заряда. Этот процесс усиливается при повышении темпера-
туры. Наибольшей склонностью к выходу обладает нитроглице-
рин. При этом изменяется состав топлива и снижаются энергети-
ческие показатели [9]. У смесевых топлив физическая нестабиль-
ность проявляется в продолжающейся полимеризации мономеров
и последующем старении полимеров. Старение полимеров связано
с нарушением целости структуры и прочности заряда.
К физическим свойствам ТТ относится и их гигроскопичность.
Нитроцеллюлозные топлива менее подвержены действию влаги,
чем смесевые. Увлажнение топливных зарядов недопустимо. По-
этому при разработке конструкции необходимо предусматривать
полную герметичность камеры двигателя.
Химическая стабильность — это способность топлива (заряда)
длительное время сохранять свой состав без разложения, могу-
щего возникать в результате медленно протекающих окислитель-
ных реакций. В нитроцеллюлозном топливе нитроклетчатка под-
вержена медленному разложению. Причем, продукты разложе-
ния, накапливаясь, стимулируют процесс разложения. Пол-
ностью этот процесс исключить невозможно, но значительно сни-
зить можно путем введения веществ — стабилизаторов химиче-
ской стойкости (диффениламин и централит). Эти вещества замед-
ляют процесс разложения нитроклетчатки, а выделившиеся ве-
щества связывают.
Механические свойства. Прочность при растяжении, сжатии
и сдвиге, ударная вязкость и относительное удлинение и другие
свойства могут заметно изменяться с изменением температуры.
Так, например, понижение температуры до 223 К (—50 °C) влечет
40
Таблица 2.4
Механические свойства ТРТ
Тип топлива	Темпера- тура, к	Предел прочности при растя- жении, 1.10s Па	Относитель- ное удли- нение, %	Модуль упругости, 1.105 Па
На основе бутадиена и	294	16,6	41,2	85
акриловой кислоты	233	98	1,5	720
Полибутадиеновое	249	7,9	28	47
	298	8,2	24	51
	216	40	2,3	598
за собой повышение хрупкости и уменьшение ударной вязкости.
Для нитроцеллюлозных топлив хрупкость увеличивается в 4 ... 5
раз, в таких же пределах повышается прочность на сжатие и ра-
стяжение. При повышенных температурах (до +50 °C) нитроцел-
люлозные топлива размягчаются и их механические свойства
ухудшаются: предел прочности на растяжение и сжатие пони-
жается в 4 ... 5 раз, относительное удлинение увеличивается на
50 %, ударная вязкость увеличивается в два раза. Некоторые
механические свойства ТРТ приведены в табл. 2.4 ИЗ].
Твердые ракетные топлива относятся к классу полимерных ма-
териалов. В зависимости от природы исходных продуктов и по-
следующего технологического процесса они могут быть жесткими
и хрупкими или мягкими и пластичными. Как правило, жесткие
топлива применяются в двигателях с вкладным зарядом, эла-
стичные — в двигателях со скрепленным зарядом.
Как все полимерные материалы, ТРТ имеют ярко выраженную
зависимость механических свойств от начальной температуры и
скорости нарастания приложенной нагрузки. Исследования пока-
зывают, что при постепенном понижении температуры топливо
в некотором узком интервале меняет свои механические свойства:
из мягкого и эластичного становится твердым и хрупким. Повы-
шение температуры возвращает свойства топлива в исходное со-
стояние. Аналогичное явление наблюдается при изменении ско-
рости приложения нагрузки даже без изменения начальной тем-
пературы. Чем больше эта скорость, тем при более высокой тем-
пературе наступает охрупчивание.
Границу, при которой происходит качественное изменение
свойств полимерного материала, называют температурой стекло-
вания. Для смесевых топлив эта граница соответствует примерно
минус 20 ... 60 °C. Нитроцеллюлозные топлива имеют эту границу
в области положительных температур.
41
2.2.	НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О ТЕХНОЛОГИИ
ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТОПЛИВНЫХ ЗАРЯДОВ
Топливный заряд является неотъемлемым элементом
двигателя. В процессе эксплуатации он воспринимает разные виды
нагрузок. Технология изготовления заряда и способ его закрепле-
ния в камере двигателя оказывают существенное влияние на схему
нагружения.
Далее приведены некоторые сведения о существующих спосо-
бах изготовления топливных зарядов.
2.2.1.	Технология изготовления зарядов
из нитроцеллюлозных топлив
текает процесс желатинизации
Рис. 2.1. Схема изготовления зарядов
из нитроцеллюлозного топлива
Схема изготовления зарядов из нитроцеллюлозного
топлива представлена на рис. 2.1 [27].
Исходные компоненты: нитроклетчатка, нитроглицерин и ряд
добавок помещают в лопастной смеситель 1, где они перемеши-
ваются в водной среде. При перемешивании не происходит ника-
ких химических процессов. Идет пропитка нитратов целлюлозы
растворителями-пластификаторами и частичное их растворение.
После перемешивания масса освобождается от воды на центрифуге
2. Далее она поступает на цилиндрические вальцы (коландры) 3,
через которые пропускается несколько раз. Под действием повы-
шенного давления и температуры между вальцами ускоренно про-
гроклетчатки и испарение остат-
ков воды. Проколандрованная
масса выходит после вальцов
в виде полотна, которое сверты-
вается в рулоны и передается
на пресс 4. Формирование за-
ряда в виде шашек или загото-
вок различной формы произ-
водится на гидравлическом
прессе через соответствующую
фильеру 7 с помощью плунжера
5 и матрицы 6 (рис. 2.2). После
прессования отрезаются шашки
заданной длины и, если это не-
обходимо, обрабатываются на
станке 8. На некоторые поверх-
ности (например, торцевые)
может наноситься бронирую-
щее покрытие. После контроля
9 от изготовленной партии отби-
рается часть зарядов, которые
подвергаются испытаниям на
соответствие требованиям тех-
42
Рис. 2.2. Формирование заряда на
прессе:
1 — гидравлический пресс; 2 — топ-
ливная шашка; 3 — фильера
нических условий. Соответст-
вие требованиям ТУ фикси-
руется в паспорте на изго-
товленную партию.
Таким образом, топлив-
ный заряд из нитроцеллю-
лозного топлива представляет собой самостоятельное изделие,
помещаемое впоследствии в камеру РДТТ.
2.2.2.	Технология изготовления зарядов
из смесевого топлива
Схема технологического процесса изготовления заряда
из смесевого топлива показана на рис. 2.3 427 ].
Компоненты топлива (окислитель и металлические добавки
в виде тонкоизмельченного порошка, горючее-связующее в виде
жидко-вязкой системы) помещаются в лопастной смеситель 1.
Между топливными компонентами в процессе перемешивания и
в дальнейшем не происходит химических взаимодействий. Горю-
чее-связующее, первоначально представляющее собой мономер,
под действием каталитических добавок полимеризуется. При этом
происходит разогрев массы. Для замедления процесса полимери-
зации через двойные стенки смесителя пропускается холодная вода.
Горючее-связующее в процессе перемешивания обволакивает и
связывает частицы окислителя и металлического порошка. После
перемешивания топливная масса загружается в контейнер 2. За-
тем масса передается на операцию отливки заряда. Формирование
заряда может производиться непосредственно в корпусе двигате-
ля 3, либо р специальном каркасе, являющимся армирующим эле-
ментом заряда, либо отдельно — в изложнице.
Существует несколько способов изготовления топливного за-
ряда, скрепленного с корпусом двигателя:
непосредственной заливкой топливной массы в подготовлен-
ный корпус двигателя;
вклеиванием готового заряда ТРТ в разъемный корпус дви-
гателя;
обмоткой готового заряда ТРТ стеклолентой, пропитанной
смолой, с последующей полимеризацией.
Наиболее распространенным способом изготовления, особенно
крупногабаритных двигателей, является заливка топливной мас-
сы в корпус. Этот способ позволяет вести заливку в разъемные и
неразъемные металлические корпуса двигателей, а также неметал-
лические корпуса типа кокона. Внутреннюю поверхность металли-
43
Рис. 2.3. Схема изготовления зарядов из
смесевого топлива циклическим способом
ческого корпуса подготавливают под
заливку путем освобождения ее от
окалины, загрязнений и обезжири-
вают. На подготовленную • поверх-
ность наносится защитно-крепящий
слой (ЗКС), затем устанавливается
стержень, формирующий внутренний
канал будущего заряда. Стержень
или пресс-инструмент должен от-
вечать определенным требованиям.
Для более легкого извлечения стерж-
ня из готового (отвержденного) за-
ряда необходимо поверхность его
покрыть слоем антиадгезионного
материала, например тефлоном.
Кроме того, наружная цилиндриче-
ская поверхность стержня должна
иметь конусность для более легкого
извлечения. Топливная масса готовится в смесителях циклического
(см. рис. 2.3) или непрерывного действия (рис. 2.4). Готовая топлив-
ная масса в зависимости от ее вязкости может заливаться в корпус
свободно или под давлением по специальным трубопроводам. Для
улучшения качества заряда заливку производят с вакуумированием
полостей и вибрацией. После заливки корпус выдерживается в тер-
мостате 4 при повышенной температуре и избыточном давлении.
Время полимеризации определяется технологическим регламен-
том и длится от нескольких часов до нескольких суток. Скорость
полимеризации заряда оказывает существенное влияние на ка-
чество изделия. При больших скоростях охлаждения возможно
растрескивание заряда. После окончания процесса полимеризации
Рис. 2.4. Схема изготовления топливного заряда непрерывным способом:
1 — смеситель; 2 — анализатор качества смеси; 3 — контейнер; 4 — термостат;
5 — деффектоскоп
44
производится извлечение формирующего стержня. В случае необ-
ходимости возможна механическая обработка торца заряда 5.
После этого производится контроль качества визуально и различ-
ными методами дефектоскопии (рентген, ультразвук, гаммадефек-
тоскопия и др.). Пригодный для эксплуатации заряд поступает на
окончательную сборку РДТТ.
Такой способ изготовления менее трудоемок, но имеет некото-
рые недостатки, связанные с контролем целости заряда вместе
с корпусом двигателя.
Второй способ состоит в изготовлении заряда отдельно от кор-
пуса двигателя. Топливная масса заливается в изложницу с уста-
новленным в нее пресс-инструментом. Внутренние обводы излож-
ницы повторяют внутреннюю конфигурацию корпуса двигателя,
но несколько меньших размеров. Изложница имеет толстые стен-
ки и ребра для увеличения жесткости. Она может использоваться
неоднократно. Технологический процесс изготовления заряда не
отличается от ранее описанного. Готовый заряд после контроля
качества устанавливают внутри разъемного корпуса. Центрирова-
ние осуществляется пластинками (сухарями), наклеенными на
поверхность заряда. Корпус устанавливается в вертикальном по-
ложении. Через трубопровод, подсоединенный к нижней техно-
логической крышке, в щель между зарядом и корпусом подается
под давлением скрепляющая масса. Для исключения образования
воздушных включений полость двигателя вакуумируется. После
заполнения зазора масса подвергается полимеризации. С тем,
чтобы не было отслаивания заряда от днищ при температурных
изменениях, на торцах приклеиваются эластичные прокладки —
защитно-компенсационные манжеты (ЗКМ). ЗКМ скрепляются
с ТЗП корпуса только в месте соединения днища с цилиндрической
частью. При работе двигателя ЗКМ предотвращает проход газов
в зазор между зарядом и корпусом, а также компенсирует измене-
ние размеров. Описанный способ изготовления позволяет более
качественно контролировать заряд. Его целесообразно применять
в случае малой жесткости корпуса двигателя и при относительно
больших размерах заряда.
В случаях, когда корпус двигателя выполняется из полимер-
ного материала — стеклопластика или органопластика, возможен
третий способ. Заряд отливается в изложнице. Процесс изготовле-
ния аналогичен ранее описанному. На поверхность изготовлен-
ного и проверенного заряда наносится герметизирующий слой,
в требуемых местах укладываются ТЗП и детали фланцы — фитин-
ги, обеспечивающие крепление сопловых раструбов, сопл противо-
тяги, устройства для крепления воспламенителя и других силовых
элементов. Затем на заряд, как на оправку, наматывается лента
(ровница), пропитанная смолой. Намотка ведется до получения
заданной толщины стенки корпуса. Далее сборку помещают в тер-
мостат для полимеризации. Это наиболее сложная операция, тре-
бующая жесткого регламента и продолжительного времени вы-
45
держки. Вторичное пребывание заряда в термостате приводит
к ускоренному старению его, потере эластичности и возможности
образования микротрещин [26].
2.3.	КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ ЗАРЯДА
2.3.1.	Масса заряда
Общий запас топлива на ракете и распределение его
по ступеням определяется в процессе оптимизации ракеты. Зна-
чение массы топлива со для каждого двигателя указывается в ТЗ
на проектирование двигателя. Там же указываются приблизи-
тельные энергетические характеристики топлива, тяги двигателя,
закон изменения тяги по времени, время работы и др.
Расчет двигателя, как правило, начинается с выбора марки
топлива. Затем определяются условия заряжания и форма заряда.
При заданных ограничениях по наружному диаметру и длине
заряда рассчитанные геометрические характеристики и принятая
в качестве исходной марки топлива могут не полностью соответ-
ствовать требованиям ТЗ. Поэтому задаются несколькими марками
твердого топлива, определяя для каждой из них основные харак-
теристики заряда. Методом последовательных приближений под-
бирают наиболее подходящую комбинацию параметров.
В результате такого анализа устанавливаются исходные для
последующих расчетов параметры: удельный импульс тяги
/Уд, плотность топлива рт; показатель изоэнтропы k; газовая
постоянная R; температура горения при постоянном давлении ТР,
зависимость скорости горения и ~ UiPv или и = АР + В', термо-
химическая константа В, физико-механические характеристики
и др.
Масса топлива со может быть определена в первом приближении
как отношение
(2-1)
,л Ir,s	Pt
‘УД	‘УД
где R — средняя по времени тяга РДТТ; т — время работы РДТТ.
Время работы определяется толщиной свода заряда ТРТ.
Среднюю скорость горения топлива можно найти как мор = e-Jx.
При постоянной скорости горения заряда и неизменных пара-
метрах сопла изменение тяги РДТТ соответствует зависимости
изменения поверхности горения. Таким образом, придавая то-
пливному заряду определенную форму, можно программировать
зависимость изменения тяги и время работы РДТТ.
2.3.2.	Форма и расчет
геометрических характеристик
Различают заряды с увеличивающейся, постоянной,
уменьшающейся поверхностями и со ступенчатым изменением
поверхности горения (рис. 2.5). Требуемая зависимость изменения
46
Рис. 2.5. Диаграммы S (т); Рк (т):
а — с увеличивающейся поверхностью горения; б — с уменьшающейся поверхностью го-
рения; в — с поверхностью горения, изменяющейся ступенчато (стартовая — маршевая)
поверхности горения достигается приданием определенной формы
заряду и нанесением на некоторые поверхности бронирующего
покрытия, которое защищает часть поверхности заряда РДТТ
от воздействия продуктов сгорания ТРТ и воспламенителя.
Характеристикой изменения формы служит величина о, равная
отношению текущего значения площади поверхности горения S
к начальному значению той же поверхности 5Нач,
о = S/SHa4.
Для прогрессивной формы заряда а> 1; для нейтральной о = 1;
для дегрессивной о < 1. Рассчитать изменение поверхности горе-
ния заряда любой формы можно, используя геометрический
закон горения твердого топлива, который предполагает, что горе-
ние топлива идет параллельными слоями, т. е. в каждый после-
дующий момент горящая поверхность перемещается параллельно
исходной. Эта зависимость принята с учетом следующих допуще-
ний: воспламенение заряда происходит мгновенно и одновременно;
Рис. 2.6. Изменение поверхности горения заряда:
а — выступ заряда; б — впадина заряда; в — выступ с цилиндрической поверхностью;
г — о <1; д — <3 >1; е — <3 — 1
47
Рис. 2.7. Схема приближенного способа расчета поверхности горения твердо-
топливного заряда
топливо имеет однородный химический состав и физические свой-
ства; в многошашечном заряде составные элементы идентичны;
скорость горения заряда одинакова во всех его точках.
В процессе горения заряды сложной формы могут изменять
характер первоначальной поверхности. Если заряд имеет высту-
пающую часть, направленную в сторону газовой фазы, то в этом
месте может образоваться острый выступ. Если же острый угол
обращен в сторону заряда, то в этом месте образуется дуга окруж-
ности. Заряды простых форм, горящие только по внутренним
поверхностям, имеют прогрессивный характер газообразования,
заряды с горением по наружным поверхностям имеют дегрессив-
ный характер горения (рис. 2.6). Наиболее просто рассчитывается
изменение поверхности горения в зарядах осесимметричной формы.
Для проведения расчета рассматривается половина продольного
сечения осесимметричного заряда (рис. 2.7) [131.
Контур сечения образован прямыми линиями и дугами окруж-
ности. Если в контуре встречаются кривые, отличающиеся, от дуг
окружности, то их заменяют комбинацией прямых и дуг. По-
скольку горение заряда происходит параллельными слоями,
разбивая свод, на отдельные участки, получим сеть контуров,
состоящих из параллельных прямых и дуг концентрических
окружностей. Каждый из контуров соответствует положению
горящей поверхности в фиксированный момент. Из-за изменения
поверхности в процессе горения число линий контура может
изменяться в большую или меньшую сторону.
Вращением линии контура относительно оси симметрии опре-
деляем поверхность отдельного участка горящей поверхности.
Общая площадь поверхности горения заряда находится как сумма
поверхностей отдельных участков. Площадь поверхности, образо-
ванной вращением отрезка прямой линии относительно оси сим-
метрии, можно определить по формуле:
s = я1 (Уг + у2),
где I — длина отрезка прямой; у2 — координаты концов пря-
мой по оси OY.
48
Площадь поверхности, образованной вращением дуги окруж-
ности относительно оси симметрии, можно определить по формуле:
S = 2л [у3 (г0 4-I) arc sin	± (го + 0 *]*’ >
где г0 — начальный радиус окружности; х3, у3 — координаты
центра окружности. Пока в контуре не произошло изменение
числа линий, расчет одного и того же контура ведется с учетом
изменения координат отрезков и положения центра дуги окруж-
ности. После изменения числа линий в контуре форма его ме-
няется. Это необходимо учитывать при расчете. Очень важно уста-
новить момент изменения вида контура и исключить или доба-
вить новые линии. Исчезновение семейства линий происходит
в тот момент, когда смыкаются два соседних с ним семейства
линий.
На рис. 2.7 начальный контур продольного сечения заряда
обозначен цифрами от 1 до 11. Горение заряда происходит по
всему контуру кроме участка 1—11 (жирная линия), где на заряд
нанесено бронирующее покрытие. Направление перемещения
фронта горения указано стрелками. Точки смыкания двух сосед-
них семейств линий отмечены буквами. Эти точки называют
особыми точками. Линии пересечения двух фронтов называются
линиями пределов. Например, линиями пределов будут 3 — А,
4 — А, А — Б и т. д.; особыми точками будут А, Б, В и т. д.
Линии, лежащие на бронирующем покрытии, рассматриваются как
неподвижные.
При проведении расчета находятся все точки пересечения
линий пределов и устанавливаются особые точки. До момента
достижения этих линий и точек поверхность горения рассчиты-
•вается по неизменному контуру. Затем контур сокращается на
одну или несколько линий, принимается за исходный — счет
повторяется. Расчет ведем до тех пор, пока контур будет ограни-
чен двумя линиями.
Далее рассмотрены наиболее часто применяемые в РДТТ
заряды.
Трубчатый заряд (рис. 2.8). Он получил наибольшее распро-
странение из-за простоты формы, взаимозаменяемости, освоен-
ности технологического процесса изготовления. Он дает возмож-
ность получить любую из указанных на рис. 2.5 зависимостей
изменения поверхности горения. При больших удлинениях заряда
(К 10) горение происходит без заметного изменения S2. Если
X < 10, сказывается влияние выгорающих торцев — поверхность
горения будет дегрессивной. Постоянную поверхность горения
можно получить путем нанесения бронирующего покрытия на
торцы заряда. В тех случаях, когда трубчатый заряд имеет боль-
шое удлинение, а проходное сечение канала невелико, может
возникнуть процесс аномального горения в канале. Для исклю-
чения этого явления делают радиальные каналы по всей длине
4 Фахрутдинов И. X. и др.
49
D
Рис. 2.8. Трубчатый заряд РДТТ:
а — с горением по всем поверхностям; б — с забронированными торцами; в — с радиаль-
ными каналами
шашки. Каналы располагаются по винтовой линии, а их оси
направлены перпендикулярно к продольной оси заряда
(см. рис. 2.8, в).
Поверхность горения трубчатого заряда можно изменять
в широком диапазоне применением многошашечных зарядов.
Однако увеличение числа шашек в заряде приводит к уменьшению
свода заряда й снижению коэффициента заполнения. Выбор
количества шашек в многошашечном заряде определяется плот-
ностью укладки шашек в камере двигателя. Наиболее плотную
укладку шашек можно определить по формуле
n = 1 + 3 (k + k2),	(2.2)
где k — любое наперед заданное число.
Геометрические размеры трубчатого заряда можно найти исходя
из найденной массы топлива:
со = РтV3 = рт (П2 - d2) Ln,	(2.3)
где рт — плотность топлива; D и d — наружный и внутренний
диаметры шашки; L — длина шашки; п — число шашек в заряде.
Выразим D через толщину свода заряда
D = d + 4е; D — d = 4е; D + d = 2 (d + 2е).
Длину заряда найдем из выражения для параметра Победонос-
$вн
цева х, отнесенного к внутреннему каналу шашки: хвн = —f — =
‘ кан
4L
= d откуда
L==x™±.	(2.4)
Подставляя полученные выражения в (2.3) и проводя преобразо-
вания, окончательно получим
50
-у- eixBHpTnd2 neixBHrad + wT =0.	(2.5)
Решая квадратное уравнение, находим
d = -(?4-l/e2-|-------.	(2.6)
V	лехИвнРтП	1	’
Приведенной методикой можно пользоваться в том случае, если .
не задан размер камеры сгорания.
Основным достоинством этого типа зарядов является простота
конструкции и эксплуатации, возможность создавать большую
тягу за короткие промежутки времени. К недостаткам относятся:
низкий коэффициент заполнения камеры сгорания, необходимость
удерживать заряд от перемещеций специальными устройствами
(решеткой и передним упором), контакт горячих газов со стенками
камеры сгорания. Все это приводит к значительному увеличению
коэффициента массового совершенства двигателя (а = 0,85 ...
1,25) [32].
Телескопический заряд (рис. 2.9). Это многошашечный заряд
с концентрическим расположением частей: внешняя часть заряда
имеет канал, внутри которого располагается бесканальная часть
заряда. Горение заряда организовано таким образом, что исклю-
чается контакт горячих газов с большей частью внутренней
стенки камеры сгорания. Для этого наружная поверхность ка-
нальной части заряда и торцы обеих частей заряда могут быть
забронированы. Толщина горящего свода выбрана так, чтобы
обе части заряда заканчивали горение одновременно: диаметр
внутренней части заряда должен иметь размер, равный двойной
толщине свода наружной ч-асти заряда. Зазор между горящими
поверхностями обеих частей заряда должен быть минимальным,
но обеспечивать устойчивое горение топлива. Особую трудность
представляет крепление центральной части заряда с обеспечением
концентричного расположения ее и сохранения до конца горения
заряда. Возможны следующие способы крепления внутренней
части заряда: с помощью выступов или сухарей, расположенных
в зазоре между шашками (рис. 2.10, а); с помощью центрального
стержня (см. рис. 2.10, б) и при помощи торцевых захватов (см.
рис. 2.10, в). Первый способ наиболее простой, но его можно
использовать только в случае кратковременной работы двигателя.
При продолжительной работе
вследствие выгорания свода и
увеличения зазора между шаш-
ками нарушается концентрич-
ное расположение шашек, что
приводит к аномалиям в про-
цессе горения заряда. Второй
способ лишен указанного не-
достатка, но стержень вытесняет
Рис. 2.9. Телескопический заряд
РДТТ
51
4*
часть объема заряда, тем самым .уменьшая коэффициент заполне-
ния камеры сгорания. Кроме того, увеличивается пассивная масса
двигателя из-за наличия стержня и опорных деталей, необходи-
мых для его крепления.
Третий способ предусматривает удержание центральной шашки
за бронированные торцы захватами, которые, в свою очередь,
удерживаются деталями, соединенными с корпусом двигателя.
Масса телескопического заряда
®2 = Крт = 4 Рт [(Р2 - d2) + D$L.	(2.7)
Выразим диаметры шашек через толщину свода
D — d — 26j, D ф- d — 2 (d ф- 6j),	= 2e±.
Параметр Победоносцева для рассматриваемого заряда
$2	n(D4-D1)L 4L
~	“ d-2^ ’
откуда
L - х/4 (d — 2ег).	(2.8)
Подставляя полученные выражения в (2.7) и решая квадратное
уравнение, найдем:
Рис. 2.11. Канально-щелевой заряд РДТТ
52
Рис. 2.12. Схемы расположения щелей в канально-щелевом заряде:
а — щели с одного торца; б — щели в средней части; в — щели с обоих торцев
Канально-щелевой заряд (рис. 2.11). Горение заряда про-
исходит по внутренним поверхностям, образованным каналом
и щелями. Заряд позволяет получить упобой закон изменения
поверхности горения путем подбора соотношений между длинами
цилиндрического Ец и щелевого Ьщ участков. Канальная часть
заряда горит с увеличением поверхности горения, щелевая —
с уменьшением. В большинстве случаев подбирается соотношение
между изменениями во времени поверхностей канальной и щелевой
частей заряда, обеспечивающее практически нейтральную зависи-
мость. В зависимости от условий эксплуатации заряд может быть
установлен в камере сгорания щелями, обращенными в сторону
сопла или в сторону переднего днища. Первый способ установки
заряда предпочтительней как позволяющий повысить коэффи-
циент заполнения.
Одно из основных достоинств канально-щелевого заряда —'
отсутствие дегрессивно-горящих остатков топлива в конечный
период горения заряда..
К недостаткам этих зарядов можно отнести наличие концен-
траторов напряжения в основаниях щелей и высокие напряжения
на поверхности цилиндрического канала, необходимость на-
несения ТЗП на стенку камеры сгорания в районе щелей.
Канально-щелевой заряд может быть изготовлен несколькими
способами: склеиванием отдельно изготовленных частей — труб-
чатой и щелевой; методом заливки в корпус или изложницу
с оснасткой, формирующей канал и щелевую часть.
На рис. 2.12, 2.13 показаны типичные схемы расположения
щелей. Время горения щелевой части заряда не всегда может
совпадать с временем горения трубчатой части. В зависимости
от числа щелей и отношения е0/-у- величина ег может быть больше,
равна или меньше е0 (см. рис. 2.11) [30]. Если ег > е0, то горение
Рис. 2.13. Схемы щелей в сечении заряда
53
щелевой и трубчатой частей заряда заканчивается одновременно
в результате выгорания толщины ех в радиальном направлении.
Горение протекает в одну фазу. Если ет = е0, то горение сектора
по радиусу и по перпендикуляру в плоскости щели заканчивается
одновременно с выгоранием по радиусу заряда, не имеющего
щелей. Горение протекает также в одну фазу.
Если ег < е0, то горение сектора между двумя щелями (при
числе щелей пщ 4) протекает в три фазы.
1.	От начала горения до того момента, когда цилиндрическая
поверхность части канала между двумя щелями исчезнет (точка С).
2.	Горение идет по поверхности СС и СС, скорость перемеще-
ния линии С—В больше, чем по радиусу, поэтому убывание
поверхностей происходит быстрее, чем в первой фазе. Горение
второй фазы заканчивается, когда фронт горения придет
в точку В.
3.	Прогрессивное горение оставшейся трубчатой части заряда
до полного выгорания топлива.
Рассмотренная схема горения справедлива, если щелевая
часть заряда отделена от трубчатой броней и горения по внутрен-
ним торцам щелей не происходит. Если внутренние торцы щелей
не забронированы, то горение по этой части заряда происходит,
распространяясь в глубь трубчатой части. При этом образуются
фигурные поверхности горения, которые необходимо учитывать
при расчете прогрессивной составляющей поверхности горения
заряда.
Предположим, что заданы начальные и конечные значения
тяги по времени. Из теории двигателей известно, что
^нач/^кон ~ •^>к1нач/-^>к, кон = (‘^нач/^кон)1^1”'^-	(2.10)
Соотношение (2.10) позволяет установить зависимость гео-
метрических характеристик заряда от требуемых значений тяг.
Составим систему уравнений
^нач Ч- ^кон — 2Scp; SHa4/SK0H	(/?нач/^кон)1-"V•
Из этой системы найдем
о ____ 2Scp (^иач/^кон)1 .. о ___	E2Scp	,п ] J,
^нач - ТГ(7нач^кон)—	“ 1 + (Яиа^он)1- *	1 ’ 4
В конце горения заряда площадь поверхности горения равна SK0H,
а щелевая и переходная части — уже выгорели.
Учитывая (формула (2.1)), что масса топлива сот известна,
а также выбраны тип топлива, характеризуемый значениями и0, v,
Rk, Т'к, А (п), выбор соотношения длин участков Ец и Ещ может
производиться в следующем порядке.
1.	Задается давление в камере Рк, ор.
2.	Определяется величина свода заряда е0.
3.	Определяется средняя за процесс величина площади по-
верхности горения Sop = ©т/рте0.
54
[2Scp
4.	Определяются требуемые значения площадей начальной
и конечной поверхностей горения по формулам (2.11).
5.	Конечная площадь поверхности горения
SK0H = (Лц - е0) = лГ>2 (Гц — ё0),	(2.12)
где £ц = £ц/£>.
Принимая для обеспечения прочности заряда ё0 = e0/d < 0,33
и приравнивая выражения (2.11) и (2.12), получим следующее
уравнение:
-------- 2^срТуст----	= пГ)2 {г _ -)	{2 i3)
ЛгД-СрРт^о П "4* (^?нач/^кон)1 V]
Выполняя расчет для нескольких комбинаций d, Ln и ё0, можно
установить значения масс элементов заряда и оптимальное значе-
ние массы заряда.
6.	Площадь поперечного сечения заряда в цилиндрической
части в начальный момент определяется как
5п.о = ^-Р2-Р-2е0)2].! 
7.	Определяется общая длина заряда
Рт^п.с
где kL = 1,03 ... 1,06 — коэффициент, учитывающий объем,
занимаемый щелями.
Длина щелевой части заряда Ьщ = L — Тц — La, где La = е0.
8.	Площадь поверхности горения в переходной части в каждый
текущий момент можно определить по формуле
 Sn = пщ{[2 (е0 _ е) 4- н- 2 (е*--+ яе (D - 2е) - Ьп^,
где b — текущая ширина щели, b 20 ... 40 мм. Точность при-
ближения достаточна, т. е. переходная часть занимает незначи-
тельную часть объема заряда (обычно не более 3 ... 10 %); пщ —
число щелей.
9.	Начальное значение параметра горения в щелевой части
заряда Пщ, необходимое для расчета профиля и числа щелей,
определяется решением двух уравнений для начальной площади
поверхности горения на щелевом участке:
£щ.о = Пщ.оЛщ;	(2.14)
*5щ.о ^нач ^ц.о ^п.о	2ST.O.	(2.15)
Так как площадь горения торцев не превышает нескольких про-
центов от суммарной площади горения'^заряда, можно пренебречь
вырезами под щели и кривизной профиля торцев и предположить
ее равной площади поперечного сечения заряда в цилиндрической
части заряда ST « Sn. 0- Подставив в формулу (2.15) выражение
*-*ц. о Л’ (И 2бо) Тц,
55
Sn.o = (-^-eofeo + О,42бо) Пщ + л (eoD — ejj) — Ьопщ;
5т.0 = т-[Г>2-(Г>-2ео)2]
и решая совместно^уравнения (2.14) и (2.15), получим
Пщ. о =	[s„a4 — л (D — 2е0) £ц — (-у- е<А + О,42е0 пт —
- л (e0D - е$ + Ьопщ - -5- [D2 - (D - 2е0)2]
10.	Исходя из полученного значения Пщ графически вы-
бирают число и профиль щелевых прорезей таким образом, чтобы
моменты выгорания щелевого и цилиндрического участков насту-
пали одновременно, т. е. добиваясь равенства свода ё0 и мини-
мального расстояния от вершины щели до точки пересечения оси
симметрии луча с наружной окружностью заряда. Если это рас-
стояние выполнить заметно меньше начального свода, то зависи-
мость тяги от времени будет соответствовать кривой, показанной
на рис. 2.5, в. В том случае, если относительная продолжитель-
ность тяги на стартовом режиме tyCT = ZCT. устЛуст. т0 минималь-
ное расстояние от вершины щели до точки пересечения оси сим-
метрии луча с наружной окружностью заряда в первом прибли-
жении будет еСт « ёотуст (SHa4/Sop)1/ll“v). При графическом по-
строении щелей обычно принимается (см. рис. 2.11), то толщина
перемычки над щелью h 20 ... 30 мм, радиус при вершине
щели г 10 ... 20 мм, ширина щели b 2г. Ширина щели по
высоте может быть как постоянной, так и увеличивающейся по
направлению к оси заряда. Место начала расширения щели и угол
развала щели выбираются такими, чтобы при выгорании луча
исключалось появление длинных нависающих клиньев, которые
могли бы отламываться при работе. По мере выгорания свода
текущие значения периметра горения, площади поверхности
горения луча и площади горения торца в щелевой части при
оценочных расчетах удобно и просто определять графически.
Составление программ для их аналитического вычисления на
ЭВМ более сложно и трудоемко и может быть рекомендовано в при-
кладных целях применительно к определенному типу профилей
щелей.
Профиль щелей может существенно отличаться от классических
схем звездообразных каналов: отсутствует острая вершина луча,
боковая грань луча может быть не плоской, а образованной
пересечением нескольких поверхностей, при этом может наблю-
даться большее число фаз выгорания, чем при классической
звездообразной схеме.
11.	Далее расчет повторяется при новом значении давления
в камере Рк. ор: заново определяются размеры заряда (£>ц, L),
56
число щелей и их профили. Расчет может быть повторен для
другого типа топлива (других значений и0, v и т. д.).
12.	В каждом случае (т. е. при каждом значении Рк. ср) целе-
сообразно производить оценку максимального давления по фор-
муле PK.max = Рк.ср (Smax/Scp)1/<1~v), где Smax выбирается
из текущих значений S, определенных при различных значениях
толщины выгоревшего свода е. Обычно значение S достигается
при оставшемся своде, равном толщине перемычки е.
Текущие значения давления определяются по формуле
Pb/ = Pkcp(S>/Scp)1/<1-v).
Формула для определения скорости горения топлива в каждый
текущий момент времени может быть представлена в виде
и. — "° pv
- 4v
Величина выгоревшего свода в определенный момент времени на-
ходится из выражения
е} = e}_i + uFi + uJ (Tj _ Tpj),
где ту — текущее время, отсчитываемое от начала установившегося
режима. Выражение для тяги при этом имеет вид
R = -р^- (Яср + P*Fa) - РпРа.
г к.ср
Проверять, нет ли эрозионного горения в канале, целесообразно
только для случая переднего расположения щелевой части. При
заднем расположении щелевой части (т. е. в стороне сопла) эро-
зия, как правило, отсутствует.
Свободная площадь канала при переднем расположении щеле-
вой части определяется по формуле
F — я (D — 2е I2 — f ^ср
FCB- 4 (D 2е0) -fCB /удсрРксрЛ(л) >
где 7?н — газовая постоянная.
Вычисляемая отсюда величина /св должна удовлетворять условию
безэрозионного горения, т. е. быть по величине не менее l,5FKp.
При несоблюдении этого условия уменьшается начальный свод
(и, соответственно, отношение e0/D) обычно из-за изменения харак-
теристик топлива и0, v, т. е. при предъявлении к топливу новых
требований по изменению и0 или v или при выборе нового типа
топлива.
Объем и масса определяются по величине требуемого импульса
по известным соотношениям. Суммарный импульс тяги, равный
Ir,s ~ #сртуст, целесообразно проверить интегрированием теку-
щих значений тяги
о
57
Рис. 2.14. Сечение заряда со звездо-
образным каналом:
1 — топливо; 2 — пенопластовые вставки
о
Рис. 2.15. Фазовые изменения поверх-
ности горения заряда со звездообраз-
ным каналом
Звездообразный заряд РДТТ. Он имеет поверхность горения,
образованную внутренним каналом звездообразного сечения. Эти
заряды получили большое распространение, так как удовлетво-
ряют почти всем требованиям, предъявляемым к твердотопливным
зарядам [26].- Горение заряда происходит только по внутренним
поверхностям, это создает хорошие условия для предохранения
стенок камеры сгорания от нагрева. Поверхность заряда может
быть подобрана почти не изменяющейся в процессе горения.
Некоторая прогрессивность в конце горения заряда частично
компенсируется в результате эрозионного разрушения сопла.
Имеющиеся недостатки в конструкции заряда могут быть устра-
нены. Например, появление дегрессивно-горящих остатков
(рис. 2.14) (в двигателях небольших калибров, например, к раке-
там воздух — воздух) приводит к нежелательным изменениям
характеристик работы двигателя и неэффективному расходу
дорогостоящего топлива. Устра-
нение этого недостатка возмож-
но несколькими путями: уста-
новкой в местах образования
остатков топлива идентичных
им по конфигурации вкладышей
а)	В)
из пенопласта; концентрация
напряжений в острых углах звез-
ды уменьшается их скруглением.
Число лучей звезды может ме-
няться в широких пределах и
зависит от геометрических соот-
Рис. 2.16. Торцевой заряд РДТТ:
а — с увеличивающейся поверхностью го-
рения; б — с уменьшающейся поверхно-
стью горения; в, г — со ступенчатым за-
коном изменения поверхности горения
ношений L/D и требуемого закона изменения поверхности
горения.
Горение звездообразного заряда можно разделить на три фазы
(рис 2.15).
1.	Горение идет по двум условным участкам — дуге и
прямой.
2.	После исчезновения прямолинейного участка горение про-
должается по дуге с переменным углом <р.
3.	Фронт горения достиг стенки камеры сгорания. Заряд
распался на дегрессивно-горящие остатки. Догорание остатков
происходит при понижении давления, что сопровождается паде-
нием удельного импульса.и тяги двигателя.
Расчет основных характеристик звездообразного заряда
можно вести по методике, изложенной ранее, либо описанной
в литературе [22, 28].
В большинстве случаев звездообразные заряды применяются
в двигателях маршевых ступеней ракет и изготавливаются из
смесевых топлив.
Торцевой заряд. Он может иметь одну или две поверхности го-
рения (рис. 2.16). Это наиболее простые по конструкции заряды.
Торцевой заряд позволяет получить максимальный коэффициент
заполнения РДТТ, продолжительное время работы и сравни-
тельно небольшие тяги. Указанные особенности определяют его
наиболее целесообразное применение в качестве управляющих
или маршевых РДТТ. Торцевые заряды могут также использо-
ваться в газогенераторах различного назначения, где требуется
продолжительное время работы, нацример, в бортовых источниках
мощности (БИМ), в пороховых аккумуляторах давления (ПАД)
и др.
Торцевой заряд позволяет получить любой из известных
законов изменения поверхности. Для получения увеличива-
ющейся или уменьшающейся поверхности горения достаточно
изготовить заряд конической формы и нанести бронирующее по-
крытие по наружной поверхности и одному из торцев. Увеличение
поверхности горения получается при незабронированном торце
меньшего диаметра, уменьшение — при незабронированном боль-
шем торце.
Ступенчатого горения можно достигнуть двумя спосо-
бами: изготовлением двухступенчатого заряда (с двумя различ-
ными диаметрами) или заряда, изготовленного из двух составов
топлив, расположенных последовательно с различными скоро-
стями горения (см. рис. 2.16, а). Увеличить тягу двигателя с заря-
дом торцевого горения можно увеличением диаметра заряда;
применением топлива с большей скоростью горения; применением
в одном двигателе двух зарядов, горящих по торцу. В последнем
случае горящие поверхности зарядов обращены друг к другу
и сопловой блок располагается в средней части цилиндрической
обечайки двигателя (см. рис. 1.16, л).
59
Основные размеры торцевого заряда определяются следу-
ющим образом:
D = 2/57-: L=e<>.	(2.16)
Недостаток торцевого заряда состоит в том, что он требует нанесе-
ния в камере сгорания двигателя значительного слоя ТЗП. При
горении по торцу происходит перемещение фронта горения вдоль
оси двигателя. При этом стенка камеры оголяется и подвергается
воздействию горячих газов. Заднее днище и прилегающая часть
цилиндрической обечайки будут испытывать воздействие горячего
газового потока в течение времени, приблизительно равного
времени работы двигателя. Поэтому в этих местах потребуется
максимальный слой ТЗП. Критическое сечение и раструб сопла
будут также подвергаться эрозионному разрушению длительное
время.
Комбинированный заряд состоит из нескольких частей, раз-
личающихся по конструкции и составу топлива. Комбинирован-
ные заряды применяются для создания заданной в ТЗ зависимости
изменения тяги. Отдельные блоки могут иметь звездообразную
форму, цилиндрическую, цилиндроконическую и другие. Блоки
могут между собой не соединяться. Примером комбинированного
заряда может служить заряд твердотопливного ускорителя МВКС
«Спейс Шаттл» (см. рис. 1.10).
2.4. БРОНИРУЮЩИЕ ПОКРЫТИЯ
Бронирующие покрытия наносятся на те поверх-
ности заряда твердого топлива, горение которых исключается из
процесса горения в течение заданного времени работы двигателя.
К бронирующим покрытиям (БП) предъявляются следующие тре-
бования: хорошая адгезия с топливным зарядом; химическая
и физическая стабильность в течение всего срока хранения то-
пливного заряда; низкая теплопроводность и малая плотность;
технологичность нанесения; недефицитность.
В зависимости от типа топлива выбирается тот или иной со-
став БП. Для зарядов из баллиститного топлива применяют
смолы (например, эпоксидную) с наполнителем из хлопчатобумаж-
ных нитей. Смоченные в смоле нити наматываются на цилиндри-
ческую поверхность заряда. На торцевые поверхности наносятся
полимерные БП. Для смесевых топлив в качестве БП обычно
применяют тот же каучук, какой входит в состав заряда в качестве
горючего-связующего. Наполнителем может служить газовая
сажа. Толщина бронирующего покрытия выбирается исходя из
условия нагрева поверхностного слоя топлива, находящегося
в контакте с БП. Температура нагрева не должна превышать
температуры вспышки топлива.
60
Исходя из допущений, что унос БП за все время работы дви-
гателя отсутствует, а количество тепла, поглощенное топливом,
мало по сравнению с количеством тепла, поглощенным БП, реко-
мендуется следующая формула для приближенного определения
толщины БП:
вБП = р 7пг7Г~-’	(2-17)
'	ОП^БП ,п IV г 1 о)/V г 7 доп)!
где ^бп> СБП' Рбп — соответственно коэффициент теплопровод-
ности, теплоемкости и плотность; Тг — температура газа в камере
сгорания; То — начальная температура заряда и БП; Тяоа —
заданная допустимая температура топлива в месте4 контакта
с бронировкой.
ГЛАВА 3
РАСЧЕТ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РДТТ
3.1.	ВЫБОР РАБОЧЕГО ДАВЛЕНИЯ
В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
Давление в камере сгорания является одним из наи-
более важных параметров, так как оно определяет работу дви-
гателя и непосредственно связано с такими характеристиками,
как удельный импульс и массовое совершенство двигателя, от
которых зависят в основном эффективность ракеты в целом.
Ранее указывалось, что выбор оптимальных параметров ра-
кеты, в том числе и давления в камере сгорания, производится
на этапе эскизного проектирования ракеты [19]. Указанное в ТЗ
на проектирование двигателя значение IRi 2 позволяет относи-
тельно свободно варьировать выбор топлива, давление в камере
сгорания на срезе сопла, а также форму заряда, его геометри-
ческие размеры и размеры камеры сгорания, и определять
их оптимальные значения. Под оптимальными в данном случае
следует понимать такие параметры, которые обеспечивают выпол-
нение поставленной задачи при минимальной стартовой массе
с достаточной надежностью. Поэтому в процессе проектирования
РДТТ необходимо проводить уточняющий расчет оптимального
давления.
В настоящее время в литературе [1, 31 приводятся методики
определения оптимального давления, однако они не дают завер-
шенного аналитического решения. В работе [11 в качестве крите-
рия оценки оптимальности давления принимается максимальное
значение отношения суммарного импульса к массе двигателя
T=IRlS/m0,	(3.1)
где т0 = тк + со.
Окончательный вид этого условия записывается как
^Д, S d ^уд _ 1 / ^тК.Д \
/ уд d Р R о) \ dPк /
Сделав некоторые упрощения, это уравнение можно решить с точ-
ностью, допустимой при проведении инженерных расчетов. Экс-
тремальное значение выражения (3.1) соответствует оптималь-
ному давлению в камере сгорания
dT = d (—= 0.	(3.2)
dPK dPK \ тк.д + <d )	7
62
Это условие можно сформулировать несколько иначе: заданному
значению полного импульса соответствует минимальная масса
двигателя.
-^-(«к.д+®) = 0,	(3.3)
где тк. д = тк + тс- тк — масса камеры сгорания; тс — масса
сопла.
Известно, что масса сопла в определенной степени пропорци-
ональна полному импульсу тяги:
та as 2,5- 10-4/н>2.
Поэтому можно допустить, что масса конструкции двигателя при
изменении давления зависит только от массы камеры сгорания.
Принимая массу сопла постоянной, определим массу камеры сго-
рания '
mK = PK-^-nr2Lf,
где рк — плотность материала камеры сгорания; а = ав/п—
приближенное значение напряжений с учетом запаса прочности п;
L — длина цилиндрической части камеры сгорания; f — коэффи-
циент, учитывающий отношение полной массы камеры сгора-
ния тк к массе цилиндрической части /пц; г — радиус камеры
сгорания;
F _. тк   тЧ ~Ь ^дн — 1 _|_
Принимаем форму днищ полусферической с толщиной стенки,
равной толщине стенки цилиндра. Выразим часть объема камеры
сгорания, занимаемой топливом, через массу топлива
W = nr2L =
<в
Дрт ’
где А = ST/FK — плотность	заполнения	сечения
Так как со — 7,Д1—, то nrL =		
hn	удДрт	
d (т 1 col —	(I Я- т2р1/ Рк	1	2
dPK 'тк 1	> " dP„	\ оДрт 7 уд	^УД /
камеры.
(3-4)
Полученное уравнение можно решить методом численного интегри-
рования с применением ЭВМ. Проведение таких расчетов трудо-
емко, поэтому для приближенных расчетов сделаем допущения:
примем плотность заполнения сечения камеры А и коэффициент f
величинами постоянными. Это можно сделать по следующим
причинам. Известно, что плотность заполнения слабо зависит
от давления для обычных цилиндрических зарядов с каналом.
Эта зависимость еще меньше для канально-щелевых зарядов и
63
совсем отсутствует для зарядов торцевого горения. В приведенной
методике влияние изменения плотности заполнения сечения ка-
меры частично компенсируется коэффициентом f, который увели-
чивается с увеличением А и наоборот. Обозначим через
Дрта *
Подставив а в уравнение (3.4) и продифференцировав его, получим:
°'	0-5)
имея в виду, что
;уд = Y RkTk •_	+
। Рд /?кТК ( Ра___Рн \ .
^кр А \РК Рк /’
гаеЛ = ]Л(^)-'.
Если варьировать давление в камере сгорания при неизменной
степени уширения сопла е = FKp/Fa = q (А) = const, то для
различных решений отношение PvJPa = л (А) будет величиной
постоянной. Тогда
'уд = V	V 1-[Л(А)]^ + л (А) =
РнУР^Гк
PKAq (К)
Так как температура в камере сгорания практически не зависит
от давления, примем, что
b=V(i~vT^T«	+-^En(A) = const;
с _ К*кТк р _ сопа
Aq(X) ^н —Const.
Подставляя обозначения, получим
4^уд _ 4 /, с \ с
dPK	dPK Рк Р1 *
Окончательно уравнение (3.5) примет вид
Р^ + 2^-Рк—А_ = 0.
Откуда
(з.б)
64
Отношение c/b обозначим как
d = c/b ------------------------------------
Г г
Aq 1/ 7ь—n L1 — л (х) k J + л (М
тогда	______
ря-л±У<? + 4-.
Для значения k = 1,25
d =---------------------- -Рн ----------•
2,069 (X) Г 1— П(Х) fe +л (л)
Если d близко к единице, можно принять
р   1 / аудРтА
Гк	V 2f ’
(3.7)
где ауд — а/рк — удельная прочность материала корпуса.
Из формулы (3.7) следует, что давление в камере сгорания
можно допускать тем больше, чем выше удельная прочность
материала корпуса и плотность топлива, плотность заполнения
сечения и удлинение двигателя.
Формула (3.6) устанавливает связь между внутренним и внеш-
ним давлением. С уменьшением Рн значение оптимального внутри
камеры давления уменьшается, так как заданная скорость истече-
ния на срезе сопла при меньшем Рн создается меньшим давле-
нием. При этом существует граница минимального давления в ка-
мере сгорания, которая определяется устойчивостью процесса
горения топлива и размерами Екр и Fa. Обе площади растут при
заданной тяге пропорционально уменьшению давления. Расчет
оптимального давления в камере сгорания производится в сле-
дующей последовательности.
1.	По известным из ТЗ параметрам (7Д1 2, ®, Ра) выбирается
наиболее близкий аналог двигателя. Используя таблицы газо-
динамических функций, находим значения q (A), A, f. Если под-
ходящего аналога нет, то можно использовать характеристики
двигателя, близкого по значению величины тяги. Определим
Л 1	^КР
А = 1 — р —р—,
где р = 1,5; q (А) — находим из условия Fa < FK и по известному
из ТЗ давлению окружающей среды Ря. При определении плот-
ности заполнения сечения необходимо учитывать наличие брони-
рующего покрытия, термоизоляции и зазора между зарядом
и стенкой камеры сгорания
д = 1 _ я(гвн-'!) + ^кр
?К	’
5 Фахрутдинов И. X. н др.
65
Рис. 3.1. Зависимость давления в ка-
мере сгорания от характеристик ма-
териала корпуса и топлива при раз-
личных давлениях иа срезе сопла
где гВн — внутренний радиус
камеры сгорания без термо-
изоляции; г3 — радиус заряда
без бронирующего покрытия.
2.	Найдем~длину камеры сгорания и значение коэффициента /
3.	Определим величину давления в первом приближении по
формуле:
где
d =	=-------- рн _-——-----------
л? (X)	[ 1 _ „ (Х)~ j + л (X)
4.	По найденному значению Рк уточняется масса топлива
и конструкция заряда (поверхность горения, необходимая для
получения заданного закона изменения тяги), FKp, Fa, L, А,
A ?(*)•
Если найденные значения q (X), A, f близки к первоначально при-
нятым, то на этом расчет заканчивается. Если же найденные зна-
чения отличаются от первоначальных, то расчет повторяется до
тех пор, пока предыдущие значения не станут близки или будут
совпадать с последующими.
5.	При отсутствии каких-либо аналогов проектируемого дви-
гателя выбор рабочего давления можно производить, пользуясь
графиком рис. 3.1. Плотность заполнения сечения можно опре-
делить^по формуле
А = 1 — р
Ю l1^ К^1 к
APkFk
Рк —Fдавление в камере сгорания принимается из опыта
проектирования аналогичных двигателей нли литературных
источников.
3.2.	РАСЧЕТ ВНУТРИБАЛЛИСТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК РДТТ
Из рассмотренного в гл. 1 содержания ТЗ на разработку
РДТТ было установлено, что до начала эскизного проектирования
бывают заданы следующие характеристики двигателя: суммарный
66
импульс, время работы, ограничения по тяге (максимальное
и минимальное значения), масса топлива, габаритные ограниче-
ния (наружный диаметр двигателя, длина двигателя, диаметр
среза сопла).
В начале проектирования производится комплексный анализ
всех требований в целом, предъявляемых к двигателю, в резуль-
тате чего формируются исходные представления (без загроможда-
ющих деталей и подробных конструктивных разработок и расче-
тов), во-первых, об основных определяющих условиях эксплу-
атации и требованиях, предъявляемых к параметрам двигателя
(температурном состоянии конструкции, перегрузках, аэро-
динамическом нагреве, секундном расходе, типе диаграммы тяги
и др.), и, во-вторых, об общей конструктивно-компоновочной
схеме двигателя (типе топлива, способе крепления топливного
заряда, материалах основных элементов конструкции и ТЗП,
наличии или отсутствии наружного ТЗП, газовода, газодинами-
ческих органов управления вектором тяги и др.).
Затем уточняются внутрибаллистические характеристики.
Этот этап включает в себя:
выбор конфигурации топливного заряда;
оптимизацию уровня максимального давления в двигателе;
формулирование требований к топливу;
проведение расчета внутрибаллистических характеристик.
В тех случаях, когда нет специально оговоренных требований
или особых условий эксплуатации (например, таких как очень
высокая температура обечайки t 250 °C вследствие аэродина-
мического нагрева перед пуском с самолета и др.), наиболее
рациональным является топливный заряд, скрепленный по на-
ружной поверхности с обечайкой корпуса. Такая конструкция
заряда обеспечивает наибольшее заполнение топливом внутреннего
объема двигателя. Для РДТТ, эксплуатируемых в широком
температурном диапазоне, это становится возможным при исполь-
зовании топлива, обладающего высокими физико-механическими
характеристиками, в частности, значительной деформацией при
низких температурах, т. е. для скрепленного заряда определя-
ющими, с точки зрения его прочности, являются величины де-
формации поверхности центрального канала при минимальной
температуре. Таким условиям удовлетворяют ряд рецептур то-
плив, имеющих приблизительно одинаковые значения плотности
и удельного импульса, на основе композиции высокоэластичных
каучуков, перхлората аммония, алюминия и небольшого коли-
чества различных технологических добавок. Варьирование
скоростью горения осуществляется изменением содержания спе-
циальных каталитических добавок.
Для РДТТ, применяемых в узком положительном температур-
ном диапазоне эксплуатации, могут быть использованы топлива
с высокой плотностью, достигаемой за счет некоторого ухудшения
физико-механических характеристик.
5*		67
Для РДТТ, выполняемых с вкладным топливным зарядом,
могут быть использованы топлива с высокими плотностью и
удельным импульсом, полученными также за счет некоторого
ухудшения физико-механических характеристик (эластичности).
Таким образом, исходя из условий эксплуатации проектиру-
емого РДТТ и принятой схемы крепления топливного заряда,
выбирается тип топлива.
При выборе формы заряда руководствуются в основном на-
копленным опытом проектирования и отработки аналогичных
РДТТ. В качестве предварительной формы заряда целесообразно
выбирать наиболее простую конфигурацию, не имеющую кон-
центраторов напряжений (таких, например, как радиальные и
кольцевые прорези). Простая форма заряда повышает надежность
РДТТ в работе и эксплуатации, упрощает оснастку, технологи-
ческий процесс заполнения и повышает надежность дефектоскопи-
рования заряда. В случае, если простой формой заряда, даже
с помощью небольших кольцевых проточек, не удается обеспечить
требуемый — нейтральный, прогрессивный-, дегрессивный или
другой — комбинированный тип'зависимости поверхности горе-
ния от величины выгоревшего свода, то выбирают сложную форму
заряда — канально-щелевую или звездообразную. В некоторых
случаях при выборе формы заряда приходится исходить из дру-
гих соображений, превалирующих над соображениями простоты
и надежности. Так, в случае больших значений секундного расхода
~---= S«pT) при малом времени работы и большой массе
топлива предпочтительнее может оказаться сложная (например,
звездообразная) форма заряда с развитой поверхностью горения
как требующая меньшую скорость горения топлива, чем простая
форма с неразвитой поверхностью, для которой требуемый высо-
кий уровень скорости может оказаться трудно дос-
тижимым.
Выбранная форма заряда уточняется после определения рас-
четной зависимости поверхности горения от величины выгорев-
шего свода и сравнения ее с требуемой. Расчет геометрических
параметров для выбранных форм зарядов производится по методу,
аналогичному рассмотренному ранее, после чего производится
расчет внутрибаллистических характеристик двигателя.
Расчет внутрибаллистических характеристик РДТТ ставит
основной задачей определение давления в камере и тяги, раз-
виваемой двигателем, в зависимости от времени работы, при
наличии газодинамического устройства управления вектором
тяги — также боковой составляющей тяги, создаваемой этим
устройством. При этом решаются и следующие сопутствующие
задачи: определяются параметры газового потока (давление,
температура, скорость газового потока) в канале топливного
заряда, с внутренней стороны днищ, в газоводе (если таковой
имеется), которые используются при расчетах теплового состо-
68
яния, давления и прочности элементов кбнструкции двигателя
й теплозащитных покрытий.
Для расчета внутрибаллистических характеристик современ-
ных твердотопливных ракетных двигателей применяются анали-
тические методы с учетом переменности подвода массы и перепада
давлений по длине камеры, разгара критического сечения сопла,
зависимости скорости горения от различных факторов, основанные
на решении уравнений квазистационарных процессов термодина-
мики и одномерной газодинамики с использованием осредненных
по поперечным сечениям параметров [12, 33].
В связи с внедрением ЭВМ широкое применение нашли машин-
ные методы расчета внутрибаллистических характеристик, но
они не исключили и ручные методы, которые используются при
оценочных расчетах внутрибаллистических характеристик при
выборе формы заряда и конструктивной схемы двигателя на стадии
разработки технического предложения, ТЗ и эскизного проекти-
рования.
В основу машинных методов расчета внутрибаллистических
характеристик положена разбивка топливного заряда на элемен-
тарные участки, представление дифференциальных уравнений
газодинамики и внутренней баллистики в форме конечных при-
ращений и совместное решение системы уравнений газовой дина-
мики и внутренней баллистики математическими методами, на-
пример методами Рунге — Кутта, Эйлера, методом последова-
тельных приближений (итераций).
Разбивка поверхности горения на элементарные участки поз-
воляет при расчете каждого последующего участка учитывать
изменения в распределении газоприхода, вызываемые изменя-
ющимися условиями течения продуктов сгорания и изменениями
скорости горения, площади проходного сечения и площади по-
верхности горения, и рассчитывать приращения всех характе-
ристик7 по длине топливного заряда последовательно по всем
элементарным участкам. Рассчитанное давление торможения на
входе в сопло проверяется по одному из известных способов, на-
пример, по уравнению приведенной плотности потока массы в кри-
тическом сечении сопла, при неудовлетворении которого расчет
повторяется заново с новыми начальными условиями.
По окончательно определенным давлению в камере и параме-
трам потока на входе в сопло рассчитывается тяга, развиваемая
двигателем.
Ракеты с двигателями твердого топлива эксплуатируются
в широком температурном диапазоне. Изменение начальной тем-
пературы заряда приводит к изменению скорости горения топлив-
ного заряда, а следовательно, давления и тяги. Кроме того, на
скорость горения твердого топлива влияют факторы, связанные
с технологией изготовления заряда и состоянием исходных ком-
понентов топлива. К технологическим факторам относятся: до-
пуск на дозировку исходных продуктов, регламент перемешивания
69
состава. Под состоянием исходных продуктов понимается степень
их активности в допустимых пределах (по величине зерна твердых
компонентов и их химической активности, зависящей от срока
хранения).
' Для нитроцеллюлозных топлив максимальный разброс по
скорости горения внутри одной партии топлива составляет ±3 %,
а между партиями ±5 %. Для смесевых топлив это значение
значительно меньше и находится в пределах ±(3 ... 4) % 130, 32].
При расчете внутрибаллистических характеристик двигателя эти
факторы должны учитываться.
. Используя исходные данные ТЗ, параметры выбранного то-
плива и принятое давление внутри камеры, определяется ско-
рость горения топлива при крайних значениях температуры
эксплуатации. Для этого пользуются температурным коэффи-
циентом скорости горения ТРТ:
*<—= <3-8>
где В — термохимическая константа, определяемая для каж-
дой марки топлива экспериментально; ин — скорость горения
при температуре /н, принятой за исходную (обычно +20 °C);
t—: температура, при которой определяется скорость горения щ.
Далее, используя упрощенное уравнение газового баланса
(3,9)
(Ф = 0,98),
upjSj — <рЛР KF кр,
где ф — коэффициент, учитывающий потери в сопле
определяется скорость горения заряда
фЛРкГкр
« = о •
Pt'Sj
. (3.10)
Для проведения дальнейших расчетов необходимо в первом
приближении знать площадь критического сечения сопла FKP
и площадь начальной поверхности заряда S2. Предположив, что
среднее значение площади поверхности горения изменяется мало,
принимаем ее постоянной за все время работы двигателя. Члены
уравнения (3.10) кроме Рк, также считаем постоянными”для
данного двигателя. Таким образом, обозначая через
ф-^кр
G = pTs2 ’
получим уравнение прямой линии, которое потребуется в даль-
нейшем
и = СРК.	(3.11)
Основой для проведения расчетов служит зависимость скорости
горения топлива от давления в камере сгорания и = f (Рк) в за-
данном температурном интервале эксплуатации с учетом разброса
скорости горения из-за технологических факторов.
70
Предположим, что эксплуатация двигателя производится в ин-
тервале температур ±40 °C. Разброс скорости горения внутри
партии составляет ±2 % и между партиями ±3 % [3]. Сначала
рассчитывают и строят график зависимости и = f (Рк) для нор-
мальной температуры, которая является основной для проведения
всех дальнейших расчетов. Затем определяют крайние значения
скорости горения при максимальной положительной температуре;
затем — при крайней отрицательной температуре. Полученные
значения умножают на коэффициенты, соответствующие процент-
ному изменению скорости горения внутри и между партиями
топливных зарядов.
В принятых числовых значениях скорость горения опреде-
ляется так:
м+40(бп) — «+40 (1,02-1,03); м+40(мп) = «+4о (0,98-0,97);
и-4о (бп) — М-40 (1,02-1,03); М-40 (мп) = «-до (0,98-0,97);
где БП — быстрогорящая партия топлива; МП — медленно-
горящая партия топлива.
Аналогично определяется разброс скорости горения топлива
при нормальной температуре. Полученные значения скоростей
горения в исследуемом диапазоне давлений представляем в виде
графика (рис. 3.2). Для простоты на графике представлены только
крайние кривые и+БП и и_мп и кривая для нормальных темпе-
ратурных условий работы (при 20 °C). После этого на том же
графике из начала координат проводят прямую и = СРК. Прямая
пересекает все семейство кривых. Точки пересечения дают пре-
делы разброса по скорости горения и давлению. Используя полу-
ченные данные, можно определить предельные значения (мини-
мальное и максимальное) времени работы двигателя и давления
пределы необходимы для опре-
в камере сгорания. Минимальные
деления устойчивости работы дви-
гателя при крайней отрицатель-
ной температуре и минимальном
давлении. Максимальное значе-
ние давления необходимо для
определения толщины стенки ка-
меры сгорания. Разброс суммар-
ного импульса и тяги двигателя
определяются исходя из значений
разброса давления и времени
работы. Разброс по величине
удельного импульса можно опре-
делить, если нанести на том же
графике кривую /уД = / (Рк).
Прямую и = СРК можно пос-
троить ' другим способом. Для
этого надо задаться минимально
Рис. 3.2. Зависимости скорости
горения топлива и удельного им-
пульса от давления при разных
температурах
71
допустимым давлением в камере сгорания Рк min. Затем, вос-
становив перпендикуляр из этой точки на оси абсцисс до пере-
сечения с кривой «_мп, найдем точку А. Через начало коор-
динат и точку А проведем прямую линию, которая пересечет
кривые и = f (Рк)
3.2.1.	Способы уменьшения разбросов
параметров двигателя
Разброс тяговых характеристик двигателя зависит
от непостоянства скорости горения твердого топлива, разброса
энергетических характеристик, отклонений размеров заряда
и критического сечения сопла в пределах допусков на изготов-
ление.
Наибольшее влияние на разброс тяговых характеристик
оказывает изменение скорости горения топлива. Причем, как
указывалось раньше, скорость горения зависит в основном от
начальной температуры заряда и технологических факторов.
Влияние технологических факторов в пределах одной партии
топлива корректируется путем установки в сопло вкладыша С кри-
тическим сечением соответствующего размера. Устранение вли-
яния начальной температуры эксплуатации заряда значительйо
сложнее. Процесс изменения начальйой температуры двигателя
существенно зависит от толщины свода заряда, теплофизических
свойств топлива и материала корпуса, наличия термопокрытий
внутри и снаружи двигателя.
Изменение температуры окружающей среды носит цикличе-
ский характер в течение одних суток и в период одного годового
сезона.
Стабильность работы двигателя и постоянство тяговых харак-
теристик можно обеспечить несколькими способами: термостати-
рованием; применением регулирующих устройств; предстарто-
вой настройкой двигателя на требуемый режим работы; воздей-
ствием на процесс горения внешними факторами (известны опыты
• по воздействию электрической дугой, электроподогревом тепловых
элементов, находящихся в своде заряда, подачей жидкости в узкие
каналы, пронизывающие заряд, акустическими колебаниями,
введением в камеру сгорания катализатора [32]), разработкой
новых рецептур топлива, малочувствительных к изменениям
начальной температуры заряда.
Наиболее надежным способом регулирования характеристик
двигателя является предстартовое термостатирование. Эту опера-
цию можно проводить, выдерживая двигатель (ракету) в спе-
циальных термостатах, обогреваемых (охлаждаемых) контейнерах
или покрывалах с электрическим подогревом и др. [18].
Перспективные автоматические устройства позволяют регу-
лировать параметры двигателя не только по начальной темпера-
туре заряда, но и при воздействии случайных/факторов — не-
72
Рис. 3.3. Сопло со сменными вклады-
шами:
1 — сопловой вкладыш критического (ми-
нимального) сечения; 2 — раструб сопла; а —
сопло для применения летом; б — сопло для
применения зимой
Рис. 3.4. Сопло с подвижным цен-
тральным телом:
1 — траверса; 2 — шпоика; 3 — непо-
движный шток; 4- — подвижное цен-
тральное тело; 5 — втулка с резьбой;
6 — раструб сопла
больших изменений давления в камере из-за изменения поверх-
ности горения заряда, неоднородности топлива, увеличения
критического сечения сопла и др. Известные устройства для
автоматического регулирования сложны по конструкции, имеют
невысокую надежность .работы, энергетически невыгодны. По-
этому они не получили достаточного распространения [23].
Известны два способа регулирования парамегров двигателя
с помощью изменения критического сопла:
установкой сменных сопловых вкладышей в критическое сече-
ние сопла или сменных сопл с различными критическими сече-
ниями (рис. 3.3);
изменением площади критического сечения сопла посред-
ством перемещения центрального тела вдоль оси сопла
(рис. 3.4).
Оба способа имеют свои преимущества и недостатки. Второй
способ позволяет плавно настраивать двигатель на требуемую
температуру в пределах всего интервала эксплуатации. Настройка
проводится без применения дополнительных деталей. Недостатком
конструкции является значительное увеличение пассивной массы
и ухудшение энергетических характеристик двигателя.
Настройка с помощью сменных вкладышей ступенчато изме-
няет критическое сечение сопла. Обычно для сопла делается набор
вкладышей, каждый из которых отвечает определенному темпе-
ратурному интервалу работы двигателя. Недостатками этого
способа является необходимость в период эксплуатации хранения
комплекта вкладышей вместе с двигателем и проведения регла-
ментных работ по замене вкладышей.
Определение диаметра критического сечения сопла сменного
вкладыша для настройки на требуемое давление в камере сгорания
производится следующим образом. Строится график с использо-
ванием уравнения «прихода и расхода» газов. Производится
расчет FKp для минимальной и максимальной температур эксплу-
73
Рис. »3.5. Пример графика для подбора сменных вкладышей:
а — при Рк — const; б — при R = const
атации с учетом скорости горения топлива выбранной марки
(рис. 3.5) при фиксированном значении давления в камере сгора-
ния [23] ,
'	umln Pt^S
z?	(max)
г кр min----T-Tp	•
(max)	Ф/|/к
После построения кривых Р„ тщ и Рк подбирают размер
критического сечения сопла. Для этого из точки, соответству-
ющей крайней положительной температуре (на рис. 3.5 эта точка
принята за +50 °C) восстанавливают перпендикуляр до пере-
сечения с кривой Рк шах (точка Л). Затем проводят горизонталь-
ную линию до пересечения с кривой Рк min (точка Б) и до пере-
сечения с осью ординат (точка F'Kp). Йз точки Б опускают пер-
пендикуляр на ось абсцисс. Значения на оси абсцисс показывают,
в каком диапазоне температур обеспечивается постоянное давле-
ние сопловым вкладышем с площадью критического сечения,
равной ^'р (на графике F'Kp соответствует работе в диапазоне
температур от 20 до 50 °C). Следующую точку выбирают с пере-
крытием температуры эксплуатации на А/ = 2 ... 3 °C (на графике
эта точка соответствует t = 22 ... 23 °C). Далее повторяется опи-
санная операция и находится размер Кр> затем F”Kp и т. д. до
полного .перекрытия всего температурного интервала эксплуата-
ции. Однако следует помнить, что число сменных вкладышей
не должно превышать трех, в противном случае существенно
усложняются условия эксплуатации: увеличивается время регла-
ментных работ, связанных с перестановкой вкладышей; появ-
ляется необходимость хранить вместе с двигателем приписанные
к нему вкладыши.
В процессе проектирования двигателя может оказаться, что
для выбранной марки топлива требуется больше трех вкладышей
для перекрытия всего температурного интервала эксцлуатации.
В этом случае переходят на другую марку топлива с близкими
энергетическими характеристиками, но меньшим показателем v
74
в формуле для скорости горения. В работе [3] показано, что
сохранение постоянного давления путем регулирования крити-
ческого сечения сопла приводит к значительным потерям суммар-
ного импульса тяги двигателя.
Существует несколько способов настройки двигателя на по-
стоянство тяги в заданном температурном интервале эксплуата-
ции, одним из которых является также изменение критического
сечения сопла. Для нахождения условий сохранения постоянной
тяги необходимо-в уравнении
= KrP К^кр,
где KR — коэффициент тяги, предположить, что произведение
PKFKP — const. Используя зависимости из работы [321 для
расчета площади критического сечения сопла, можно построить
график подбора сменных сопл во всем температурном диапазоне
D+m (t. t X
(FkpU = (Fkp.hU> e v (	,	(3.12)
(FKp)max = (FKp. H)raaxe v B»	(3.13)
где (FKp)rain — площадь критического сечения сопла, обеспе-
чивающая при минимальной температуре минимально допустимое
значение тяги; (FKp)max — аналогично для максимально допусти-
мого значения тяги; (FKp. н)т|п — площадь критического сечения
сопла, обеспечивающая при нормальной температуре минималь-
ное’значение тяги; (FKp. н)тах — аналогично для максимального
значения тяги. В относительном выражении уравнение (3.12)
примет вид:
(р ) . = (Гкр)т|п	/3 14)
t^Kplmm (FHp. н)п>1п *	’	J
ГЧ 1 А. '	1П (Тп/Тн) .
где D —-р------физико-химическая константа; tn— '	;
D	2 \tjj -tg)
Тп — температура горения заряда при предельном значении
температуры эксплуатации заряда, К; Тн — температура горения
заряда при нормальной температуре, К; ta — предельное значение
температуры эксплуатации, °C; tH — нормальное значение тем-
пературы эксплуатации, °C;
Рп — Рв Н- (^П	^н).
Для упрощения расчетов принято предельное минимальное зна-
чение температуры эксплуатации (£п)т>п за исходное. Кроме того,
предполагается, что настройка двигателя осуществляется изме-
нением площади критического сечения при постоянной площади
выходного сечения сопла Fa. Тогда, используя формулу (3.13),
строим кривую Rmax = f (t°C) для безразмерной площади FKP
75
в температурном интервале использования двигателя (см.
рис. 3.5, б). За исходную принимаем точку, равную FKp = 1.
Далее по формуле
1- V
.^крЦт^ = / Яп™ \ v	(3
Икр. н)гпах \ ^mln /
находим исходную точку А для кривой /?тщ. Используя уравне-
ние (3.12), строим кривую 7?min = f После этого из точки А'
проводим горизонтальную линию до пересечения с кривой Rmsx
и из этой точки опускаем перпендикуляр на ось абсцисс. Затем,
отступая на 3.. .5° влево для перекрытия области работы пер-
вого сопла, восстанавливаем перпендикуляр до пересечения с кри-
вой /?тщ. Из точки пересечения проводим горизонтальную прямую
до пересечения с кривой 7?тах. Под точкой пересечения находим
на оси абсцисс точку, определяющую температурную границу
работы второго сопла. Далее процесс подбора критического сече-
ния повторяется до тех пор, пока рабочий интервал температур
не будет полностью перекрыт. Затем надо перейти от безразмерной
площади критического сечения к действительной.
3.3.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА РДТТ
В течение всего периода эксплуатации двигатель испы-
тывает воздействие механических и тепловых нагрузок, различа-
ющихся характером нагружения, продолжительностью и интен-
сивностью. Под периодом эксплуатации понимается полное время
существования двигателя от момента изготовления до конца его-
использования.
Механические нагрузки определяются: давлением внутри
камеры, тягой, силами и моментами, действующими со стороны
внешней среды и ЛА; массовыми силами и инерционными нагруз-
ками; вибрациями и др.
Тепловые нагрузки обусловлены: суточным и сезонным изме-
нением температуры окружающей среды; изменением темпера-
туры в технологическом процессе изготовления топливного за-
ряда; кинетическим нагревом в процессе полета ракеты; тепловым
ударом при резком изменении температуры внешней среды и др.
Большая часть перечисленных механических и тепловых
нагрузок, как правило, определяется при разработке общей ком-
поновки ракеты и указывается в ТЗ на разработку двигателя.
Разработчик РДТТ определяет нагрузки, связанные с давлением
в камере сгорания, тягой, нагревом различных элементов кон-
струкции в процессе работы.
Режим работы двигателя в условиях воздействия наиболее
неблагоприятных механических и температурных нагружений
называют расчетным случаем. Расчетные случаи могут возникать
и в неработающем двигателе. Например, в неработающих двига-
х 76
I
телях многоступенчатой ракеты, находящейся в полете при ра-
боте двигателя первой ступени. Корпуса неработающих двигате-
лей испытывают действие сжимающих сил, которые могут вызвать
потерю устойчивости оболочек. Для некоторых элементов кон-
струкции двигателя расчетным может стать режим долговремен-
ного хранения или наиболее напряженный режим транспорти-
ровки.
Характер нагружения может быть статическим, динамическим
(ударным), одноразовым, многоразовым и т. д.
Основные элементы двигателя испытывают преимущественно
статические нагрузки, что позволяет применять высокопрочные
конструкционные материалы и ограничиваться небольшим запа-
сом прочности.
Продолжительность отдельных этапов эксплуатации должна
учитываться при проведении прочностных расчетов, выборе мате-
риалов и конструктивном оформлении. Так, время хранения
готового изделия (в горизонтальном или вертикальном положе-
нии) может исчисляться годами. Транспортировка — месяцами,
неделями или часами. Работа самого двигателя — от долей се-
кунды до нескольких десятков секунд. Указанные факторы не-
посредственно связаны с интенсивностью прилагаемых нагрузок.
При хранении действуют малоинтенсивные нагрузки, вызывающие
деформации отдельных элементов двигателя (узлов крепления,
тонкостенной оболочки, заряда и т. д.). При перевозках изделие
испытывает вибрационные нагружения ,в широком диапазоне
частот и амплитуд. Такелажные работы могут сопровождаться
ударными нагрузками и пиковыми перегрузками.
Работа двигателя связана с резким выходом на режим (за сотые
или десятые доли секунды) и сопровождается таким же резким
подъемом температуры. Учитывая то, что двигатель эксплуати-
руется в широком температурном диапазоне, все перечисленные
факторы могут создавать неблагоприятные условия работы.
Из всех перечисленных наиболее интенсивной нагрузкой, дей-
ствующей на двигатель, является давление внутри камеры.
Максимальное его значение принимается за расчетное.
С точки зрения расчета на прочность, корпуса РДТТ рассма-
тривают как емкости, чаще всего нагруженные кратковременно
статическим внутренним давлением (один раз или многократно)
в условиях изменения температуры окружающей среды от отри-
цательных до весьма высоких положительных значений.
Уровень давлений внутри камеры для различных классов
РДТТ и осевая перегрузка для разных ступеней ракеты ориенти-
ровочно находится в следующих пределах [301:
пх |	2 ... 6 I 20... 35	|	100 и более
Рк, МПа I 4 ... 6 I 6 ... 12 I 10 ... 16
Это различие в уровнях давлений качественно не отражается на
выборе конструкционного материала для ,силовой оболочки, но
77
влияет на выбор типа соединения днищ с корпусом, корпуса
с ракетными отсеками и на выбор внутренних и наружных тепло-
защитных покрытий.
В первом приближении расчетное-значение давления внутри
камеры можно определить по формуле
•"	^к. р 1^2max,
гДе Рк max — наибольшее давление в камере сгорания при макси-
мальной температуре эксплуатации; kx — коэффициент, учи-
тывающий разброс давления для топлива выбранной марки
различных партий и внутри партии; — коэффициент, учитыва-
ющий повышение (заброс) давления (например, при горении вос-
пламенителя). В том случае, когда неизвестно влияние отдельных
факторов, т. е. значение коэффициентов и k.lt можно принять
в приближенных расчетах
Рк. р = (1,2 ... 1,4) РКтах-
Для определения напряжений от сжимающих сил в цилиндри-
ческой части неработающего двигателя необходимо знать осевые
усилия N, изгибающие моменты М и перерезывающие силы Q.
Значения этих величин, как правило, даются в приложении
к ТЗ в виде эпюр для различных случаев нагружения: в полете,
при транспортировке, на старте, в момент разделения ступеней
и т. п. Если же эти данные отсутствуют, то приближенный расчет
можно провести, используя методики, приведенные в [26, 321.
Приблизительно можно определить осевое усилие, если восполь-
зоваться уравнением
Nx = gomnx — (Fzi)x,
где т — масса рассматриваемого объекта; пх — осевая пере-
грузка; FSi — суммарный вектор от внешних нагрузок (тягак
аэродинамические силы, давление в камере сгорания, управля-
ющие усилия); g0 — ускорение свободного падения.
Принимаем действие сил Nx, пх, (FZi)x за положительное,
если их направление совпадает с движением ракеты.
В качестве примера рассмотрим трехступенчатую ракету,
находящуюся в полете в период, когда двигатель первой ступени
работает, а двигатели второй и третьей ступеней не работают.
Заряды первой и второй ступени — вкладные, третьей — скреп-
ленный (рйс. 3.6). Действие сил будем рассматривать по сечениям
начиная от головной части ракеты.
Для сечения 1—1, проходящего через плоскость крепления
полезного груза,	*
= («г. о + тп. н) go«x 4- Л,
где Щр. 0 —масса части головного отсека, находящаяся слева от
сечения 1—1; Fr — сила аэродинамического сопротивления рас-
сматриваемой части корпуса.
78
Рис. 3.6. Эпюры растягивающих сил в трехступенчатой ракете
Для сечения 4—4 уравнение запишется:
yV4 = (m4 + w3)
где /п4 — масса конструкции ракеты, находящаяся слева от сече-
ния 4—4; <о3 — масса топлива третьей ступени; F4 — сила аэро-
динамического сопротивления ракеты до сечения 4—4.
Для сечения 5—5, проходящего через переходной отсек,
АГ, =
где т5 — масса ракеты слева от сечения 5—5.
Сечение 6—6 проходит через неработающий двигатель второй
ступени.с вкладным зарядом. Здесь вплоть до сечения 7—7 масса
топлива <в2 не должна учитываться, так как заряд опирается на
днище или сопловую решетку в сечении 7—7. Здесь передается
действие массы топлива на корпус, что отражается скачкообраз-
ным характером изменения эпюры.
Для работающего двигателя характерны, большие растягива-
ющие усилия, обусловленные внутренним давлением газов. По-
этому эпюра имеет положительное значение. Для сечения 9—9
уравнение выглядит как
Л^9 = ^Щёв^х	Н- ^9,
где 1щ — масса ракеты слева от сечения 9—9 (часть заряда <в4
не учитывается, так как заряд вкладной и опирается на решетку);
/кр — площадь критического сечения сопла.
Хвостовой отсек ракеты нагружается также растягивающей
силой, так как он закреплен в сечении 11—11, Осевую силу можно
определить лишь так:
it — гп-х. oS<inx	F12,
79
где mx. о — масса хвостового отсека; Fl2 — сила аэродинами-
ческого сопротивления, приходящаяся на хвостовой отсек.
Температура газов внутри камеры и скорость потока газов
с учетом уровня давления внутри камеры влияют на выбор вну-
тренних ТЗП: чем выше температура, скорость и давление в ка-
мере, тем более высокая эрозионная и тепловая стойкость тре-
буется от теплозащитного материала.
На корпус РДТТ действуют следующие внешние нагрузки:
наружное избыточное давление набегающего потока воздуха
или окружающей среды (последнее для РДТТ подводных ракет);
силы сжатия, возникающие от осевых перегрузок и воздей-
ствия на двигатель смежных с ним отсеков ракеты в процессе
разделения ступеней ракеты;
изгибающие и крутящие моменты, возникающие при поворотах
ракеты, при полете под углами атаки к набегающему потоку
воздуха и боковых перегрузках и приводящие к появлению
дополнительных сжимающих, растягивающих и тангенциальных
напряжений в материале оболочки корпуса;
кинетический нагрев оболочки корпуса при прохождении
ракетой плотных слоев атмосферы на больших скоростях или при
открытом подвешивании ракеты к сверхзвуковому самолету.
В первом случае применяется наружная тепловая защита, во вто-
ром — термостойкие материалы оболочки и конструктивные меры
по защите заряда ТРТ от нагрева;
местные нагрузки, к которым относятся механические на-
грузки от конструктивных узлов, расположенных на корпусе,
и тепловые нагрузки (например, местные тепловые воздействия
на выступающие наружу элементы корпуса и на переднее днище
РДТТ при открытой ферменной конструкции отсеков, соединя-
ющих двигатель с ракетой).
От того, какие из перечисленных нагрузок раздельно или
одновременно действуют на конструкцию, зависит выбор мате-
риала конструкции.
Большую опасность для бортовой аппаратуры и силовых
элементов ракеты, а также для элементов конструкции двига-
теля представляют неустойчивые колебания давленця и тяги
РДТТ [251.
Колебательные процессы в РДТТ делят по частоте на низко-
частотные и высокочастотные.
К низкочастотным неустойчивьш неакустическим автоколеба-
ниям относят диапазон частот меньший, чем минимальная соб-
ственная акустическая частота РДТТ, т. е. не более 100 Гц.
При этом колебания давления в каждой точке объема камеры сго-
рания считаются одинаковыми. Уровень низкочастотной не-
устойчивости характеризуется приведенной длиной камеры
сгорания
80
где V — объем внутри камеры; FK — площадь минимального
(критического) сечения сопла. Поэтому низкочастотную неустой-
чивость называют еще L ^неустойчивостью. Низкочастотные не-
устойчивые колебания возникают в сравнительно небольших
РДТТ при низком уровне давления внутри камеры.
К высокочастотным неустойчивым акустическим колебаниям
относят диапазоны частот, близкие к одной из собственных аку-
стических частот конструкции РДТТ (включая твердотопливный
заряд). При этом акустические волны, возникающиё на горящей
поверхности заряда, отражаясь от поверхности горения других
элементов конструкции внутри камеры двигателя, усиливаются.
Акустические колебания бывают продольные (вдоль оси РДТТ)
и поперечные (в плоскости, перпендикулярной оси РДТТ). Моды
продольных акустических колебаний обычно находятся в диапа-
зоне частот 100 ... 1000 Гц.
На практике могут возникать различные колебательные про-
цессы одновременно с изменяющимися во времени частотами
и амплитудами.
Аналитическая оценка реальных процессов неустойчивых
автоколебаний представляет значительную трудность, так как
отсутствие полных представлений о механизме возбуждения
автоколебаний затрудняет разработку строгих математических
моделей. Определенную трудность представляют необходимость
учета нестационарности многих процессов внутри камеры, изме-
нение объема и геометрии камеры при выгорании заряда, не-
однородности продуктов сгорания в объеме камеры, переменность
масСы заряда, колебаний стенок камеры двигателя и т. д.
На основе анализа экспериментальных результатов в настоя-
щее время складываются следующие приближенные представле-
ния о физико-химических процессах возбуждения низкочастотных
неакустических колебаний в РДТТ.
Даже незначительные пульсационные повышения давления
у поверхности горения увеличивают тепловой поток к поверхности
заряда, вызывая рост скорости горения, что, в свою очередь,
снова повышает давление, увеличивая затем скорость горения
Рис. 3.7. Д-камера для изучения неустойчивого горения:
а — камера с торцевым горением заряда; б — камера с прозрачными стенками, каналь-
ным зарядом и модуляцией расхода;
1 — топливо; 2 — датчики давления; 3 — сопло; 4 — модулирующий диск
6 Фахрутдинов И. X. и др.
81
и т. д. Если при этом разложение топлива сопровождается экзо-
термической реакцией, такое топливо более чувствительно к вы-
сокочастотным колебаниям. Тогда пульсирующий тепловой поток,
идущий к поверхности заряда, вызывает также повышение ско-
рости разложения. Таким образом при взаимодействии горящей
поверхности заряда и элементов конструкции внутри камеры дви-
гателя возрастает амплитуда колебаний давления, возбуждая
неустойчивость работы РДТТ.
Факторы, влияющие на характер работы РДТТ:
нестабильное горение в большей степени присуще топливам
с высокой скоростью горения, чем с низкой и — высококалорий-
ному, чем низкокалорийному;
увеличение плотности, теплопроводности и теплоемкости
топлива способствует повышению устойчивости горения;
наиболее опасные с точки зрения повышения вероятности
возбуждения неустойчивости работы РДТТ при крайних положи-
тельных или отрицательных значениях температуры заряда;
повышение давления внутри камеры, градиента скорости
коэффициента теплоотдачи повышает вероятность возбуждения
неустойчивого горения;
увеличение степенного показателя v повышает вероятность
дестабилизации устойчивого горения; 
низкочастотные колебания могут возбуждаться от импульса/
создаваемого воспламенителем;
частота низкочастотных колебаний растет с увеличением
давления внутри камеры и снижается с уменьшением начальной
температуры заряда;
амплитуда низкочастотных колебаний уменьшается при уве-
личении давления до определенной величины;
размеры заряда не влияют на амплитуду и частоту низко-
частотных колебаний;
амплитуда низкочастотных колебаний растет при увеличе-
нии концентрации металлических добавок.
Экспериментальные исследования низкочастотной неустой-
чивости проводят в так называемых L-камерах (рис. 3.7).
Высокочастотная неустойчивость РДТТ проявляется в виде
акустических колебаний со значительными, соизмеримыми с уров-
нем рабочего давления в камере, амплитудами и частотами самых
различных мод, появляющимися, исчезающими и возникающими
вновь. Это часто сопровождается временным возрастанием сред-
ней скорости горения топлива. При этом камера двигателя ведет
себя как резонатор, обладающий рядом различных резонансных
частот, и потому способна реагировать на любые малые возмуще-
ния, если приход акустической энергии при виброгорении топлива
будет превышать потери этой энергии в камере сгорания. К фак-
торам, которые в зависимости от их характеристик уменьшают
или увеличивают акустические колебания, возникающие на по-
верхности горения, относятся термомеханические и вязкоупругие
82
характеристики корпуса, сопла и топливного заряда, давление
в камере сгорания, скорость протекания продуктов сгорания
вдоль горящей поверхности заряда, количество и дисперсность
частиц, находящихся в продуктах сгорания, колебательная ре-
лаксация многоатомных молекул продуктов сгорания, тепловое
излучение и др. Изменяющиеся внутри камеры колебательные
процессы даже при неизменной конструкции двигателя могут
прерывать неустойчивые режимы на периоды тем больше, чем
сильнее создавшийся суммарный демпфирующий эффект.
Рассмотрим подробней наиболее возможные из факторов,
снижающих колебания.
1.	Конденсированная фаза. Твердые частицы могут оказать
двоякое влияние: алюминиевый порошок и другие добавки, обра-
зующие конденсированные частицы, с одной стороны, улучшают
демпфирующее действие, с другой — увеличивая количество вы-
деляемого тепла, дестабилизируют процессы внутри камеры.
Поэтому введение А12О3 более эффективно, чем увеличение коли-
чества А1.
2.	Состав топлива. Топливо, содержащее ультрадисперсный
окислитель без добавок, влияющих на скорость горения, более
неустойчиво, чем аналогичное топливо с более крупнозернистым
окислителем. Влияние других добавок в топливо исследовано
недостаточно.-
3.	Скорость горения. Для каждого типа (марки) топлива
имеется диапазон скоростей стабильного горения, вне которого
возникает неустойчивость.
4.	Начальная температура топливного заряда. В близких
к предельным или за пределами наиболее распространенного
диапазона температур эксплуатации (+55 °C... —50 °C) вероят-
ность неустойчивости процесса горения топлива возрастает.
5.	Давление в камере сгорания. Существует диапазон пре-
дельных (нижнего и верхнего) уровней давлений, за пределами
которого процесс становится неустойчивым.
6.	Физико-механические свойства топлива. В зарядах с очень
низкими, а также с очень высокими модулями упругости следует
ожидать неустойчивые процессы.
7.	Формы и размеры заряда. Многочисленные исследования
доказывают, существенные влияние формы канала заряда на
давление
Рис. 3.8. Пульсационная Т-камера:
g — схема камеры; б — характеристики акустического поля; 1 — воспламенители или
генераторы импульсов; 2 — в резервуар; 3 — топливо; 4 — датчики давления
6*
83
устойчивость работы РДТТ. Так, например, гладкие, а еще в боль-
шей степени — гладкие конические каналы, также как и ступен-
чатые (с увеличением сечений в сторону сопла), склонны к уси-
лению продольных колебаний, в то время как звездообразные,
щелевые каналы и каналы, завершающиеся топливным куполом
заряда, обладают наибольшим демпфирующим воздействием на
процесс колебаний. Кольцевые перегородки, имеющие жесткость
большую, чем у заряда, также являются эффективным средством
демпфирования продольных колебаний. Увеличение относитель-
ной длины канала увеличивает вероятность возникновения не-
устойчивого процесса.
8.	Конструкция РДТТ. При уменьшении отношения длины
к диаметру корпуса предел устойчивости сдвигается в сторону
более высоких давлений. Среди известных конструктивных мер,
оказывающих демпфирующее воздействие на колебательный про-
цесс, можно назвать следующие: эрозионно стойкие перфорирован-
ные кольцевые перегородки на пути продольных колебаний, аку-
стические полости, включая (для небольших РДТТ) резонаторы
Гельмгольца. Особое влияние оказывает конструкция входной
части сопла. При разработке конструкции сопла необходимо
стремиться к тому, чтобы волны давления, входящие в сопло,
максимально выводились через критическое сечение. Чем короче
входная часть сопла, тем больше стабилизирующее влияние.
Сопла, утопленные в камеру, обладают наибольшей способностью
возбуждать неустойчивый режим. Открываемые отверстия пере-
пуска газа, расположенные в утопленной в камеру части сопла,
также могут служить сильным источником усиления акустических
волн.
Экспериментальные исследования качественных сравнитель-
ных характеристик неустойчивых процессов горения твердых
топлив производятся в так называемых Т-камерах (рис. 3.8).
Продукты сгорания через отверстие (сопло) истекают в закрытый
резервуар. Давление в системе резервуар — Т-камера, равное
давлению в камере РДТТ, имитируется сжатым азотом. В Т-ка-
мере самопроизвольно возникает система установившихся волн
с частотой, равной а/(2Л), где L —длина камеры; а— осреднен-
ная для камеры скорость звука.
3.4. РАЗРАБОТКА ИСХОДНОЙ КОНСТРУКТИВНОЙ
СХЕМЫ РДТТ
В результате изучения ТЗ конструктор представляет
схематично общий вид будущего двигателя, делит его на основ-
ные конструктивно-технологические узлы, намечает конструк-
ционные материалы основных элементов. Одновременно учиты-
ваются и особые требования ТЗ, отличающие проектируемый дви-
гатель от известных..
Вначале назначается приблизительный уровень давления
внутри камеры сгорания. Затем по методикам, описанным ранее,
84
рассчитываются основные параметры двигателя, выбирается топ-
ливо и определяются форма и размеры заряда, размеры крити-
ческого сечения сопла и координаты образующей профиля сопла.
Все перечисленные данные позволяют приступить к стадии по-
строения исходной конструктивной схемы двигателя.
Графическое построение исходной конструктивной схемы вы-
полняется в тонких линиях вдоль контура предварительно выбран-
ной формы заряда. После этого графически выполняется схема-
тичная компоновка — оформление основных элементов конструк-
ции (днищ переднего и заднего, узлов соединения днищ с корпу-
сом, элементов соплового блока и узлов соединения его с корпусом,
элементов скрепления заряда с корпусом, воспламенителя, тепло-
защитных покрытий эрозионно стойких элементов и т. д.). По-
строение исходной конструктивной схемы завершается компонов-
кой — размещением узлов крепления, подвесок, соединений дви-
гателя со смежными с ним отсеками ракеты. После построения
таким образом исходной конструктивной схемы анализируется
соответствие характеристик исходного двигателя требованиям ТЗ.
При построении конструктивной схемы РДТТ важно знать не
только методическую последовательность, но и ряд особенностей
проектирования отдельных узлов, деталей и двигателя в целом.
Это позволяет избежать проведения большого объема расчетно-
конструкторских работ.
Знание особенностей проектирования и умение заранее пре-
дусмотреть взаимовлияние конструкторских и технологических
особенностей проектирования различных деталей и элементов
двигателя на конструктивный облик элементов и двигателя в це-
лом составляют творческую основу работы конструктора. Неко-
торые рекомендации, которые следует учитывать при построении
конструктивной схемы РДТТ, даны в гл. 11.
ГЛАВА 4
ВЫБОР КОНСТРУКЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
ДЛЯ НЕСУЩИХ КОНСТРУКЦИЙ
4.1. МЕТАЛЛЫ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Для оценки целесообразности применения того или
другого материала необходимо проводить технико-экономический
анализ, заключающийся в сравнении потенциальных конструк-
ций с целью выбора оптимальных материалов, т. е. обладающих
наилучшими свойствами при минимальных затратах и минималь-
ной массе конструкции. В результате такого анализа дорогостоя-
щий материал может оказаться более приемлемым, чем дешевый,
если выигрыш, например, в массе конструкции окажется больше
критического. В процессе анализа необходимо, помимо цены ма-
териала, учитывать стоимость изделия и всей системы в целом.
При расчете эффективности применения материала следует учи-
тывать не только уменьшение массы, но и сопутствующие факторы.
Сочетания нагрузок, действующих на конструкцию, опреде-
ляют выбор материалов, оптимальных, для этих конструкций.
Оптимальность в данном случае, предполагает разработку кон-
струкции, обладающей минимальной массой.
С точки зрения главного критерия при выборе материала —
обеспечения минимальной массы — наиболее выгодным для несу-
щей конструкции (например, оболочки корпуса РДТТ) будет ма-
териал, имеющий максимальную удельную прочность, если оп-
ределяющий вид нагружения в конструкции растягивающий,
или — имеющий максимальную удельную жесткость, если опре-
деляющий вид нагружения требует обеспечения устойчивости
конструкции. Под удельной прочностью понимают отношение
предела прочности материала к его плотности ов/р. Под удель-
ной жесткостью понимают отношение модуля упругости материала
к его плотности £/р.
Бериллий имеет высокие электро-, теплопроводность, жаро-
стойкость, температуры плавления и кипения, коррозионную
стойкость, способность не менять размеры и конфигурации при
изменении параметров окружающей среды. Имеет низкую плот-
ность. Этот металл относится к числу выдающихся аэрокосми-
ческих материалов и обладает наилучшими характеристиками,
привлекательными для ядерной техники. Применение бериллия
непрерывно расширяется. Вместе с тем бериллий имеет следующие
недостатки: высокую стоимость, токсичность, и хладноломкость.
86
Наибольшее распространение в производстве РДТТ получили
высокопрочные металлы. Сравнительный анализ показывает, что
алюминиевые сплавы уступают сталям и титановым сплавам по
удельной прочности, но приближаются к ним по удельной жест-
кости. Учитывая более высокую, чем у сталей, и еще более высо-
кую, чем у титановых сплавов, технологичность и низкую стои-
мость алюминиевых сплавов, они весьма эффективно могут быть
использованы для изготовления частей сопл, утопленных внутрь
камеры, и для производства корпусов РДТТ, работающих на
устойчивость (например, в РДТТ подводных ракет).
Высокопрочные титановые сплавы и стали нашли широкое
применение в производстве РДТТ. Применение их требует спе-
циальных термообработок соединений и целиком изделий после
сварки и высокую технологическую культуру. Даже незначи-
тельные нарушения процессов изготовления и контроля могут
привести к снижению конструктивной прочности.
Высокопрочные стали. Высокопрочными сталями принято
считать стали с пределом прочности после всех видов упрочнения
(закалки, наклепа) ов > 1,5 ГПа. Такой уровень прочности до-
стигается на высокоуглеродистых среднелегированных сталях и
мартенситно-стареющих (коррозионно-стойких) сталях. -
Основным недостатком высокопрочных сталей является повы-
шенная чувствительность к концентраторам напряжений.
Склонность высокопрочных сталей к разрушениям от концен-
траторов напряжений различна в зависимости от направления
расположения надреза относительно проката листов. Образцы,
вырезанные из мартенситно-стареющей стали в разном направле-
нии, имеют разные значения вязкости разрушения. Наибольшая
вязкость разрушения наблюдается при расположении надреза
поперек волокон проката. Концентраторы напряжений на высо-
копрочных сталях по разному проявляют себя в зависимости от
толщины материала. Чем толще испытуемый образец, тем в боль-
шей степени - проявляется наличие концентратора напряжений.
Для уменьшения чувствительности высокопрочных сталей
к концентраторам применяются следующие способы их произ-
водства: вакуумно-дуговая выплавка; обработка металлов синте-
тическими шлаками в ковше; электрошлаковый переплав; элек-
тронно-лучевой переплав. Эти способы рафинирования сталей
позволяют снизить содержание газов и вредных примесей серы
и фосфора в металле.
Конструкционные высокоуглеродистые среднелегированные вы-
сокопрочные стали приобретают максимальные прочностные свой-
ства после закалки и низкого отпуска. Прочность этих сталей
создается в основном благодаря повышенному содержанию угле-
рода (до 0,48 %). По мере увеличения содержания углерода до
0,48 % твердость и прочность закаленной низкоотпущенной стали
увеличиваются, сохраняя пластичный характер разрушения. При
дальнейшем увеличении содержания углерода твердость стали про-
87
Рис. 4.1. Зависимости свойств стали от содер-
жания углерода после двухчасового отпуска
при 220 °C
должает увеличиваться, а прочность при
растяжении — уменьшаться (рис. 4.1).
Пластичный вид излома сменяется
хрупким.
Сочетание высоких прочностных
свойств сталей при удовлетворительной
пластичности и вязкости обеспечивается
комплексным легированием элемен-
тами, упрочняющими феррит и повы-
шающими прокаливаемость стали, при
увеличении сопротивляемости хруп-
кому разрушению.
Рассмотрим кратко характеристики влияния основных легйрующих эле-
ментов.
Хром (вводится в конструкционные стали до 3 %) позволяет повышать
твердость и прочность, улучшать прокаливаемость. Вместе с тем введение хрома
несколько понижает вязкость и пластичность стали.
Кремний (вводится до 2 %) позволяет повышать прочность без снижения
вязкости при одновременном увеличении жаростойкости, кислотостойкости
и упругих свойств. С увеличением содержания кремния от 0,24 до 2,8 % предел
прочности стали возрастает с 1,6 ГПа до 2,2 ГПа при температуре отпуска 300 °C,
пластические свойства при этом снижаются.
Марганец (вводится до 2 %) позволяет увеличить твердость и ударную
вязкость без снижения пластичности.
Никель (вводится до 5 %) повышает антикоррозионную стойкость, одно-
временно увеличивая прочность, пластичность, ударную вязкость, прокали-
ваемость и уменьшает коэффициент линейного расширения. Следует учитывать,
что с увеличением содержания никеля плотность конструкционной стали воз-
растает.
Вольфрам (вводится в конструкционные стали до 1,5%) повышает твер-
дость и красностойкость стали благодаря образованию карбидов (твердых
химических соединений). Присутствие вольфрама в конструкционной стали пре-
пятствует росту зерен при нагреве и препятствует возникновению отпускной
хрупкости.
Молибден (вводится до 0,6 %) повышает прочность, твердость, жаростой-
кость, незначительно снижая вязкость и пластичность и уменьшая отпускную
хрупкость.
Титан (добавляется до0,2 %) позволяет повышать прочность и сопротивле-
ние коррозии, способствует размельчению зерен, но увеличивает плотность стали.
В буквенно-цифровой системе обозначения марок конструкционных легиро-
ванных сталей легирующие компоненты обозначаются следующими буквами:
С — кремний, X — хром, Г — марганец, Н—кобальт, П — фосфор, Ф —
ванадий, Ю — алюминий, Д — медь, Р — бор, Б — ниобий. В начале марки
•стали цифрами указывают среднее содержание углерода в сотых долях про-
цента. Содержание элемента в процентах (если элемент содержится не более
1,5 %) указывается цифрами, стоящими за соответствующей буквой. Высокую
чистоту стали (минимальное количество средних примесей^ и повышенные тре-
бования к металлургическому контролю обозначают буквой А, проставляемой
в конце марки.
Таким образом, сочетание и содержание легирующих элементов позволяют
получать стали с высоким пределом прочности при удовлетворительной чув-
ствительному к надрезу.
88
Наилучшими сочетаниями механических свойств высокопрочные стали
обладают при сравнительно низкой температуре отпуска (200 ... 300 °C). На при-
мере высокопрочной стали 42Х2ГСНМА (ВКС-1) можно проследить эти свойства.
При отпуске в интервале температур 200 ... 300°C предел прочности оста-
ется на достаточно высоком уровне. При повышении температуры отпуска более-
300 °C предел прочности, предел текучести и пластичность стали значительно-
снижаются. Этим и объясняется тот факт, что высокопрочные стали отпускаются
при низких температурах. Предел прочности сталей такого типа со структурой
низко отпущенного мартенсита определяется в основном содержанием углерода.
Для получения предела прочности свыше 2 ГПа в стали должно быть не менее-
0,4 % углерода. Содержание углерода свыше 0,4 % обычно является предель-
ным, так как в противном случае резко возрастают склонность стали к хруп-
кому разрушению, чувствительность к надрезу и влияние масштабного фактора.
4.2. ВОЛОКНИСТЫЕ КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
Прогресс авиакосмической техники за последние 10 ...
15 лет привел к значительному улучшению важнейших парамет-
ров ЛА, в том числе к уменьшению пассивной массы РДТТ.
Значительная роль в этих достижениях отводится созданию
принципиально новых конструкционных материалов — волок-
нистых композиционных материалов, обладающих таким высоким
уровнем прочностных, физических и других свойств, которые
практически недостижимы в традиционных, металлических спла-
вах и полимерных материалах (рис. 4.2). Применение этих мате-
риалов сделало возможным создание конструкций с заданными
свойствами, наиболее полно отвечающими характеру и условиям;
работы конструкции.
Установлено, что стеклянное волокно в 50 ... 100 раз прочнее
массивного стекла. Это объясняется преимущественной ориен-
тацией и суммированием прочности микромолекул в направле-
' нии оси волокна и резким снижением возникновения дефектов
(трещин, пузырьков и т. п.) — очагов разрушения на незначи
тельной внешней поверхности
волокна. Объединяя волокна с
помощью связующих, можно
получить волокнистые компози-
ционные материалы с уникаль-
ными свойствами.
До появления волокнистых
композиционных материалов
для производства ЛА применя-
ли материалы, имеющие в своей
основе элементы, представлен-
ные во втором, третьем и чет-
вертом рядах периодической
системы химических элементов
Менделеева (рис. 4.3). Осталь-
ные элементы неприемлемы из-
за высокой плотности.
Рис. 4.2. Относительные вклады до-
стижений техники в уменьшение пас-
сивной массы ЛА
89>
Рис. 4.3. Элементы таблицы Менделеева, применяемые для конструкционных
материалов
Рассмотрим элементы второго и третьего рядов (Li, Be, В,
С, Na, Mg, Al, Si, P и S) как представляющие наибольший интерес
с точки зрения получения из них конструкционных материалов
наименьшей массы. Очевидно, что четыре из них (Na, Li, Р и S —
на рис. 4.5 зачеркнуты) не применяются в связи с их химической
активностью. Конструкционные материалы на основе, элемен-
тов Mg, Al, Ti, Cr, Fe (на рис. 4.5 заключены в жирные рамки)
широко применяются на практике. Из оставшихся элементов для
применения в конструкционных материалах пригодны лишь че-
тыре элемента Be, В, С и Si (на рис. 4.3 заключены в двойные
рамки).
Бор весьма хрупок, поэтому в массивном объеме не применим.
Основные свойства бороволокна_ следующие:
плотность, кг/м3........................................... 2,6-103
предел прочности на растяжение, Па......................... 3,5-109
модуль упругости, Па....................................... 420-109
температура плавления, °C ....................................... 2050
Главный интерес представляет удельная жесткость бороволокна,
более чем в 5 раз превышающая удельную жесткость стеклово-
локна и более чем в 6 раз — высокопрочных сталей, титановых и
алюминиевых сплавов.
Наибольшее распространение получили боропластики на эпок-
сидных связующих. Основные свойства боропластиков следующие:
предел прочности, Па........................................ 1,75-109
модуль упругости, Па........................................ 220-109
Углерод в массивном объеме также хрупок и в несущих кон-
струкциях не применим.
Высокопрочные (ов = 2,1 ... 2,45 ГПа, Е = 250 ... 280 ГПа)
или высокомодульные (ов = 1,4 ... 1,75 ГПа, Е я? 380 ГПа)
углеродные волокна используются для изготовления следующих
полуфабрикатов: рубленого волокна, штапельной ткани, пред-
варительно пропитанной ткани и непрерывной ровницы. Основ-
ные свойства высокомодульных волокон:
плотность, кг/м3..................................... (1,7	... 1,8)-10®
"предел прочности при растяжении, Па ....	(2,4 ... 3,1)-109
модуль упругости, Па...................................... до	300-109
90
Углепластики изготавливаются преимущественно с приме-
нением эпоксидных связующих. Основные свойства эпоксцдных
углепластиков:
плотность, кг/м3............................... 1,5-103	...	1,6-10®
предел прочности при растяжении, Па ....	1,6-109	...	1,3-109
модуль упругости, Па........................... 130-109	...	190-109
удельная прочность, Дж/кг ....................... 107-104	...	81-10*
удельная жесткость, Дж/кг ..................... 8700-104	...	12 000-104
Кроме высокой удельной жесткости высокомодульные угле-
пластики обладают высокой статической/ выносливостью. Угле-
пластики обладают более высокой, чем у металлов, демпфирую-
щей способностью и вибропрочностью. Объясняется это меньшей,
чем, например, у стеклопластиков деформацией при одинаковом
уровне напряжений, что снижает растрескивание полимерного
связующего. Высокая теплопроводность углеродных волокон
снижает саморазогрев материала. Природа углеродных волокон
обеспечивает углепластикам незначительный или даже отрица-
тельный коэффициент термического расширения (для эпоксидного
углепластика коэффициент термического расширения вдоль на-
правления волокон составляет (1,5 ... 5,0)-10~6 на 1 °C в диапа-
зоне температур 20... 300 °C). Перечисленные свойства делают
эффективным применение углепластиков для изготовления рабо-
чих и направляющих лопаток вентиляторных ступеней компрес-
соров низкого давления авиационных турбовентиляторных реак-
тивных двигателей. Особенно перспективно применение углепла-
стиков в конструкциях, работающих на устойчивость под воздей-
ствием внешнего.избыточного давления, изгибающего момента и
осевого сжатия. Разработаны также композиции углерод—угле-
род, в которых в качестве связующих для углеродных волокон
применяют углеродные графитизированные матрицы. Такие ма-
териалы обладают высокими теплозащитными свойствами, хими-
ческой инертностью, сохраняют прочностные характеристики до
весьма высоких температур и имеют следующие свойства:
плотность, кг/м3........................ 1,46-10®
предел прочности при растяжении, Па :
4 при 20 °C............................... 28,1-109
при 2500 °C............................ 27,4-109
Представляется	целесообразным	применение~композиций угле-
род — углерод для	изготовления	сверхзвуковых	раструбов
сопл РДТТ.
Весьма перспективными и обладающими существенными пре-
имуществами по сравнению с металлическими композициями на
основе борных волокон являются композиционные материалы,
составленные из углеродного волокна и связующих — металлов
(алюминия, магния, никеля). Металлоуглеродные композиции
дешевле и технологичней металлоборных композиций.
91
Ориентировочные свойства никель—углеродной композиции
следующие:
плотность, кг/м3 .......................................... 4,7-103
предел прочности на растяжение, Па......................... 0,8-109
предел прочности при 1000 СС, Па........................... 0,2-109
модуль упругости, Па....................................... 266-10®
Углеродные волокна, наряду со стекловолокном, являются
весьма перспективными и эффективными наполнителями компози-
ционных материалов. Намечаются определенные пути улучшения
технологии получения углеродных волокон и дальнейшего повы-
шения их механических свойств.
Кремний, так же как бор и углерод, в массивных объемах
не пригоден как конструкционный материал, но стекловолокно
по удельной прочности превосходит все традиционные конструк-
ционные материалы. Высокомодульное стекловолокно имеет пре-
дел прочности на растяжение около 5,6 ГПа, модуль упругости
126,5 ГПа при плотности около 2600 кг/м3.
Стекловолокно получается выдавливанием расплавленной стек-
ломассы через фильеры диаметром от 0,8 до 3,2 мм и быстрым
вытягиванием со скоростью до 3800 м/мин на выходе из фильеры
до диаметра 19 ... 3,5 мкм.
Из стекловолокна изготавливают следующие типы наполни-
телей для композиционных материалов.
Пряжа (нить) состоит из непрерывных элементарных во-
локон.
Ровница составляется из ряда сложенных в ленту параллель-
ных некрученых нитей. Ровница или пряжа используется для
изготовления изделий намоткой. Если ровница или пряжа зара-
нее пропитана смолой (связующим) и поступает на процесс на-
мотки в подсушенном виде, то процесс намотки изделий называют
сухим, если ровница или пряжа пропускается через смолу непо-
средственно перед намоткой — мокрым.
Рубленое волокно получается в результате резки ровницы на
куски. Рубленое волокно можно вместе с жидкой смолой напы-
лять на форму для получения изделия. Можно из смеси рубленого
волокна со смолой готовить прессовочные составы.
Нетканые маты применяют для ручного формования и прес-
сования деталей простых конфигураций без предварительного
формования.
Ткани делятся на два вида: ткани из крученой пряжи и тканую
ровницу. Стеклоткани из крученой пряжи применяют в случаях,
когда требуется однородность и относительно высокая прочность
детали, а также для получения деталей методом намотки.
Стекловолокно сохраняет физико-механические свойства до
температуры 350 °C. Нагревание стекловолокна до температуры
400 ... 500 °C с последующим охлаждением снижает его прочность
почти вдвое.
92
Для теплозащитных (аблирующих) композиционных материа-
лов используются кремнеземные и кварцевые волокна, не снижаю-
щие своих свойств до 1200 °C.
Органические волокна. Значительные достижения химии позво-
лили создать весьма перспективные высокопрочные высокомо-
дульные полимерные волокна со следующими свойствами:
плотность, кг/м3............................................. 1,45-103
предел прочности на растяжение, Па ........................ 2,5-10®
модуль упругости, Па.................................. 130-Ю9
относительное удлинение, %................................. 2,1
удельная прочность, Дж/кг ................................. 193-10*
удельная жесткость, Дж/кг ................................. 9000-104
Это стойкое к воздействию химических веществ волокно обладает
также на 20 ... 30 % большей, чем стекловолокно, сопротивляе-
мостью к поверхностным повреждениям, хорошими электро- и
теплоизоляционными свойствами и не теряет прочности до тем-
пературы 290 °C.
По удельной прочности органическое волокно уже сейчас
конкурирует со стекловолокном. Однако сравнительно низкая
прочность на сжатие и высокая ползучесть ограничивает широкое
применение органопластов. Органопласты в настоящее время
применяются на самолетах и вертолетах на обшивках закрылков,
стабилизаторов, пилонов, обтекателей и на корпусах РДТТ.
Представляют интерес волокнистые композиционные мате-
риалы, полученные сочетанием в одной композиции высокомо-
дульных органических (полимерных) волокон с углеродными,
б таких композициях полимерные наполнители повышают эла-'
стичность, ударную прочность и снижают плотность, а углеродные
волокна повышают прочность и жесткость.
Из приведенного обзора конструкционных волокнистых ком-
позиционных материалов видно, что они отличаются от тради-
ционных металлических сплавов образованием композиционного
материала одновременно с изготовлением конструкции. При этом
механические свойства композиционного материала в изделии
обуславливаются схемой расположения волокна и могут созна-
тельно меняться изготовителем изделия, т. е. конструкции могут
изготавливаться с регулируемой анизотропией материала. Таким
образом, при разработке конструкций из волокнистых компози-
ционных материалов, получаемых методом намотки, проектиро-
вание требует одновременного охвата вопросов не только назна-
чения геометрических размеров конструкции, но и назначения
внутренней структуры материала — числа и порядка чередования
слоев, углов ориентации, вида армирующих нитей и их относи-
тельное содержание в объеме композиции. Это со своей стороны
требует обеспечения соответствия формы конструкции возможно-
стям композиционных материалов и технологическим возможнос-
тям реализации конструкции методом непрерывной намотки.
93
Таблица 4.1
Высокопрочные композиционные материалы
Материал	Плотность, 1 • 10~* кг/м’	Предел прочности на растяжение, 1.10“» Па	Модуль упругости при растяжении, 1-10-’ Па	Удельная проч- ность, 1 • 1 О'"4 Дж/кг	Удельная жест- кость, 1 • 10~4 Дж/кг	| Предельное отно- сительное удли- . неиие, %	Температура иача- ! ла падения проч- ности волокну, °C
Стеклопластик ППН	2,07	1,0 ... 1,1	39,2	47,3	1894	2,5	350
Боропластик ППН	2,06	0,88	117	42,7	5680	0,75	500
Углепластик ППН	1,54	0,55	ПО	35,7	7143	0,5	2000
Оргаиопластик ППН	1,35	0,78	42,17	57,8	3124	2,1	80
Примечание. Свойства определены расчетио для условного цилиндра,
изготавливаемого продольно-поперечной намоткой (ППН) при отношении предела
прочности композиции к пределу прочности волокна 0,285.
Поэтому ниже дано краткое описание основных технологических
схем получения конструкций методом намотки.
Метод непрерывной намотки позволяет получать оболочки
вращения достаточно сложной формы (корпуса камер сгорания
РДТТ, раструбы сопл, каркасы воспламенителей и т. д.). Процесс
изготовления конструкций методом непрерывной намотки скла-
дывается из следующих составляющих процессов: лента (ровница),
составленная из однонаправленных нитей, пропитывается свя-
зующим, подается на вращающуюся оправку и укладывается по
геодезическим линиям или с незначительным отклонением от них.
В зависимости от характера нагружения оболочки и ее геометрии
намотка может производиться под любым углом (от 0 до 90°)
к оси вращения оправки. Слои
Рис. 4.4. Сопоставление значений
удельной прочности и удельной жест-
кости конструкционных материалов
лент, намотанные по окружности
(под углом 90° к оси оправки),
воспринимают только окружные
(тангенциальные) напряжения.
Для того чтобы оболочка была
способной ^воспринимать и осе-
вые нагрузки, необходимо
между окружными слоями
проложить продольные слои.
В табл. 4.1 [30] даны срав-
нительные характеристики ос-
новных композиционных мате-
риалов, рассчитанные для ци-
линдров, изготовленных про-
дольно-поперечной намоткой.
Для сравнения на рис. 4.4
представлены характеристики
94
удельной прочности и удельной жесткости металлов (кроме
бериллия) и волокнистых композиционных материалов.
Выбор конструкционных материалов определяется основными
нагрузками, действующими на конструкцию. Из рассмотрения
табл. 4.1 следует, что для корпусов РДТТ, работающих кратко-
временно без длительного нагрева, наиболее эффективно приме-
нение органо- и стеклопластиков. В случае применения в ка-
честве связующего в стеклопластиках полиамидных смол стекло-
и органопластики выгодно применять для использования при
температурах до 300 °C, при этом они существенно эффективней
металлов. Однако при диаметрах корпусов РДТТ 200 мм и менее
органо- и стеклопластики могут быть менее выгодны по сравнению
с высокопрочными металлами из-за уменьшения внутреннего
диаметра камеры двигателя за счет большей, чем у металлов,
толщины стенки при одинаковой прочности. Одновременно при-
малых диаметрах и больших удлинениях корпуса РДТТ органо-
и стеклопластики могут быть вообще неприемлемы из-за значи-
тельно больших, чем у металлических корпусов, изгибных де-
формаций, недопустимых для ракет. Следовательно, выбору ма-
териала должна предшествовать сравнительная оценка напря-
женно-деформированного состояния вариантов конструкции, вы-
полненных из различных материалов (при этом следует учиты-
вать, что волокнистые композиционные материалы при растяже-
нии в направлении армирования являются линейно-упругими до
разрушения). Затем должен быть проведен технико-экономический
андлиз с учетом влияния факторов не только изделия, но и си-
стемы в целом. При этом должны учитываться также производ-
ственно-технологические возможности и сроки внедрения новой
разработки.
Рассмотрим наиболее вероятные причины, положенные в основу выбора
материалов для корпусов РДТТ ракет «Титаи-ЗС», «Минитмен», «Спринт» и
«Феникс» (США).
Корпуса- бустерных РДТТ ракеты «Титан-ЗС» имеют следующие основные
размеры: длина около 30 м, диаметр 3,5 м. Корпуса изготавливаются из стали,
вероятно, по следующим причинам. Производство корпусов — единичное, т. е.
создание исключительно громоздкого и сложного оборудования, оснастки и
технологической механизации едва ли было бы экономически оправдано: с одной
стороны, оио потребовало бы значительных затрат и длительных сроков раз-
работки и отладки, с другой — после внедрения простаивало бы в связи с ма-
лыми партиями изготавливаемых корпусов, в то время как изготовление свар-
ных металлических оболочек таких габаритах размеров осуществляется по
отработанным технологическим процессам. Кроме того, стеклопластиковые
корпуса с малыми запасами прочности (1,35 ... 1,5) после каждого нагружения
внутренним рабочим давлением теряют определенную долю прочности. Изве-
стно, что металлические корпуса бустерных РДТТ ракеты «Титаи-ЗС» много-
кратного использования. Эго дает значительный экономический эффект. При-
менение стеклопластиковых корпусов многократного использования потребо-
вало изменить технологию иаиесеиия внутренней теплозащиты и увеличения
запасов прочности оболочки, а значит, увеличения массы оболочки и удорожа-
ния ее. Корпус этого РДТТ состоит из сравнительно коротких секций,
соединяемых между собой Механически. Увеличение массы корпуса в связи с
95
наличием специальных соединений стеклопластиковых отсеков малых удлине-
ний привело бы к еще большему снижению преимуществ стеклопластиков.
Двигатели третьей ступени ракеты «Минитмен» и. двух ступеней ракеты
«Спринт» одноразового использования имеют сравнительно небольшие размеры
и короткое время работы в условиях, когда материал стеики корпуса в своей
основе сохраняет исходную низкую (до 80 °C) температуру. Этим, вероятно,
обусловлено то, что корпуса этих двигателей выполнены из стеклопластика
методом спиральной иамотки.
Известно, что авиационная ракета «Феникс» подвешивается под крылом
или фюзеляжем сверхзвукового самолета. Это значит, что обтекающий ракету
аэродинамический сверхзвуковой поток може.т подвергать корпус двигателя
аэродинамическому нагреву в течение десятков минут, пока летает самолет.
К моменту начала разработки ракеты «Феникс» не было еще достаточного опыта
разработки стеклопластиков на полимидиых связующих, т. е. не было стекло-
пластиков, работающих при температурах выше 80... 100°C. Это является
одной из причин применения высокопрочных сталей для изготовления корпуса
РДТТ ракеты «Феиикс».
ГЛАВА 5
РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ РДТТ
5.1. РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ
Из практики разработки ЛА известно, что не бывает
такой конструкции, масса которой не могла бы быть снижена при
повторном проектировании. Из рис. 4.4 видно, что методы кон-
струирования играют существенную роль в общем объеме меро-
приятий, позволяющих снижать массу конструкции.
В настоящей главе изложены основы расчетной оценки наибо-
лее типичных элементов конструкции РДТТ и рекомендации по
их конструированию, которые являются необходимыми при реше-
нии следующих задач эффективного использования конструкцион-
ных материалов и достижения технологичности будущей конструк-
ции: определения наиболее рационального взаиморасположения
конструктивных элементов и выбора наиболее рациональных кон-
фигураций конструктивных элементов.
5.1.1. Обечайка двигателя
Основным несущим элементом конструкции корпуса
РДТТ является обечайка.
С точки зрения конструирования и расчета на прочность
обечайка корпуса двигателя рассматривается как тонкая осе-
симметричная оболочка. Оболочка считается тонкой, если соблю-
дается условие 8/г < 1.
Обечайки корпусов делятся по форме на цилиндрические, кони-
ческие и сферические, а по наличию сварных швов — на сварные
(с кольцевыми, спиральными и продольными швами) и бесшовные
(раскатные и цельнотянутые).
Обечайки могут быть с гладкими поверхностями или иметь
приклеенные, припаянные или приваренные к ним местные эле-
менты.
Обечайки могут заканчиваться фланцами или переходами
в днища. Наконец, обечайки могут иметь промежуточные пояса
жесткости (кольца, бандажи, хомуты).
Для приближенных расчетов исходных напряжений от дей-
ствия давления внутри камеры в длинном гладком цилиндре
пользуются формулами:
7 Фахрутдинов И. X. и др.
97
Рис. 5.1. Стыковое сварное соединение:
а — утолщение свариваемых кромок; б — смещение кромок
где а1т о2 — напряжения, соответственно, в сечениях вдоль обра-
зующей и по кольцу; Рк — расчетное давление в камере сгорания.
При наличии кольцевых сварных швов, соединяющих несколько
обечаек в одну или обечайки с фланцами, может появляться необ-
ходимость усиления (утолщения) обечаек (рис. 5.1, а). Необхо-
димость околошовных утолщений бывает связана со следующими
технологическими особенностями. При сварке двух смежных обе-
чаек невозможно добиться идеального совпадения свариваемых
кромок по всему кольцу. Из-за неодинаковых диаметров, неоди-
наковых толщин свариваемых кромок и отклонений при монтаже
под сварку имеет место смещение свариваемых кромок (см.
рис. 5.1, б). Кроме того, комплекс механических свойств мате-
риала сварных швов (ов, е, ф, ак) уступает такому комплексу
свойств основного материала. Наконец, в околошовной зоне могут
возникать искажения образующей цилиндра, связанные с неиз-
бежной усадкой шва и неравномерными термическими влияниями
в процессе термообработки сварных обечаек.
В длинных обечайках пренебрегают влиянием нагрузок, дей-
ствующих на краю. Длинной считают обечайку, если выполняется
условие
р/ 3,
где
в 4/3(1-щ>)
- 
Принимая для металлических обечаек коэффициент Пуассона
о	я 1,285
р = 0,3, получим р =—-	.
Следовательно, длинной обечайку можно считать, когда
/3=2.4 j/p.
Исходные напряжения в обечайке длинного цилиндра опре-
деляются по формулам (5.1).
При расчете короткого цилиндра учитывается подкрепляю-
щее влияние фланцев или днищ, замыкающих цилиндр. Эти
элементы создают повышенную жесткость, что приводит к появ-
98
леиию изгибающих моментов. Избыточные напряжения в краевой
зоне можно определить по формуле [26 ]
(О1)изг
= р«г. (1 + у 3
б \
2 — ц
2 У1 — ц2
При ц = 0 изгибное напряжение примерно в два раза больше ок-
ружного напряжения о2.'
В конечном счете обечайка корпуса, как каждый другой несу-
щий элемент конструкции, рассчитывается от действия эквива-
лентных нагрузок, определяемых суммированием всех нагрузок
на корпус в так называемом расчетном случае (т. е. случае дей-
ствия максимальной суммы нагрузок).
Рассмотрим пример, когда в расчетном случае на обечайку
корпуса действуют одновременно осевая сила. N, изгибающий мо-
мент М и давление Рк.
Максимальное нормальное напряжение в цилиндрической обо-
лочке от внешних сил
Отах — я£)б + яО2б •
Напряжения от давления определяются по формулам (5.1).
Тогда суммарные напряжения в обечайке от действия всех
сил будут равны:
О1 — —— Ощах Н- О2.
Отсюда следует, что реальные напряжения по двум осям не
соответствуют идеальному, равному 1 : 2. Поэтому при оценке
двухосного напряженного состояния обечайки от действия внут-
ренних и внешних нагрузок необходимо знать механические свой-
ства конструкционного материала обечайки, полученные в ре-
зультате испытаний Образцов в условиях, имитирующих двухос-
ное нагружение. Для более точного определения напряженно-
деформированного состояния обечайки корпуса при двухосном
нагружении необходимо учитывать еще и удлинение корпуса,
влияние местных усилений и переходных зон и т. д.
5.1.2. Расчет обечайки на устойчивость
Потеря устойчивости может произойти при действии
на обечайку корпуса внешнего давления, кручения, осевого сжа-
тия и изгиба.
Условия повышенного давления окружающей среды могут быть
при пуске ракеты из-под воды, после окончания работы двигателя
в плотных слоях атмосферы. Крутящий момент возникает при
управлении ракетой по крену, в проворачивающихся на траек-
тории .неуправляемых ракетах и ракетах, стабилизирующихся
вращением. Осевое сжатие и продольный изгиб опасны для дви-
7*
99
гателя неработающей ступени ракеты, находящейся в полете и
совершающей маневр.
Для цилиндрических оболочек возможны два вида потери
устойчивости: местная потеря устойчивости — выпучивание участ-
ков оболочки и общая потеря устойчивости вместе со шпангоутами,
если таковые имеются.
Для цилиндрических оболочек, изготовленных из металла, де-
лается допущение о том, что свойства материала одинаковы во
всех направлениях, т. е. оболочка изотропна. Расчет проводится
в предположении, что заряд не оказывает подкрепляющего влия-
ния. Расчет оболочки на устойчивость можно провести, исполь-
зуя соотношения работы [2].
Устойчивость при действии избыточного внешнего давления.
Если оболочка нагружена внешним равномерным давлением q,
то критическое значение давления можно определить по формуле
г(1— р2)<?кр	1—,
v 7 \ лМ /
, Х 62 (п* - 1 щ	\
-Г 12г2	1 -Г	„2/2
V	1 + пМ /
где п — число волн, образующихся в окружном направлении;
I — длина участка оболочки между подкрепляющими элементами .
или для оболочек, шарнирно опертых по краям, по приближен-
ным формулам [2]:
для коротких оболочек
_	л2£63'	„	£63
?кр — 3(1 _ м2( г1г —	r[i ,
для длинных оболочек
РАЗ	ЛЗ
<7кр =	24 3 =	-1- •
чкр 4 0 --гз
Для сварных оболочек расчетное значение <?кр рекомендуется
уменьшить на 15 %.
Устойчивость при действии осевых сил. Для короткой обо-
лочки 1,2	критическое напряжение сжатия сткр =
= Ркр/(2лг6) определяется из равенства
_____ лРЕЬ2 	 Q дл р &
°кр —	12(1—р*)/2	—_/2 •
Если у короткой оболочки оба торца имеют жесткие заделки, то
оир = 3,6Е.
100
Рис. 5.2. Схемы нагружения обечайки:
а — моментом кручения; б — изгибающим моментом
Для оболочки средней длины ^1,2 J/	3 у -y-j крити-
ческое напряжение сжатия
— £б
<Ткр- г Г3(1-н2)
= 0,605£ —.
г
Критическое осевое усилие, действующее на оболочку, опре-
деляется как
Ркр =	2я£62	= 3,80£62.
р К3(1—И2)
Для длинной оболочки критическое осевое усилие
р _ ляЕг-Ь _ „I ЕгЪ
* кр	р ---- р •
Критическое напряжение сжатия
о = Ркр - —Е -^— = 4 93 —
кр 2jv6 2	/2 ,у Z2 •
Устойчивость при кручении. При действии скручивающего
момента (рис. 5.2, а) в оболочке создаются касательные напря-
жения
ткр = Мк/(2лг2б).
Для
/4)
короткой оболочки
h	я2£б2
Т«Р ~ Кт 12(1—р2)/3
fi2
= 4,83£-V.
l2
В случае, если края короткой оболочки имеют жесткие за-
делки, то
ткр = 8,11Е.
101
Для оболочки средней длины ^3 |/ — <— <9 у -g-j
0,74£6	^/“бГ П7ОС. б */~бГ
т«р =	V ~ё~=0J8E — V -тг-
Для длинной оболочки ^-^->9 J/ -g-j
ткр ------К2 Е — V— = 0,25£ — 1/—.
р 6(1— (.12)3/4 Г У Г	Г У Г
Устойчивость при нагружении изгибающими моментами по
концам. Действие изгибающих моментов (см. рис. 5.2, б), прило-
женных по концам оболочки, вызывают нормальные напряжения
Ми
<T„--^2-cos<p.
Для короткой оболочки 1,2 р-у-) критическое значе-
ние изгибающего момента
ст — ,	___— о 90 —
°и- кр - яг2б —	/2 •
Для оболочки средней длины
<7И. кр = -^Г = 0,605£А •
Устойчивость конической оболочки от действия сжимающей
силы (рис. 5.3). Сжимающие напряжения
__________Р
2лг (х) 6 sin а
Критическое напряжение
окр — 0,605£ —,
кр	г0
кривизны конической оболочки.
Осевое критическое усилие оди-
наково для всех сечений оболочки
где г0 — радиус
Рис. 5.3. Схема нагружения ко-
нической обечайки сжимающей
силой
и равно
£кр = 0,605£622л sin2 а =
= 3,80£62 sin2 а.
Методы расчета устойчивости обо-
лочки в случаях комбинирован-
ного нагружения приведены в
работе [2].
102
5.1.3. Днища
В задачу проектирования переднего и заднего (распо-
ложенного со стороны сопла) днищ РДТТ входит определение
наивыгоднейшей формы и толщин стенки обечайки днища. Метал-
лические днища изготавливаются чаще штамповкой или раскат-
кой, реже — механической обработкой по всей поверхности.
Обычно днища выполняют с одинаковой по всей поверхности
толщиной. Днища могут быть выполнены совместно с корпусом
или отдельно. В последнем случае днище с корпусом соединяют
посредством фланцевого и других видов разъемных соединений.
К оптимальным можно отнести технологические днища, удовлетво-
ряющие требованию минимальной массы при достаточно большом
внутреннем объеме и при условии обеспечения наилучшей ком-
поновки с соединяющимся, с двигателем отсеком ракеты.
Полусферическое днище обладает минимальной массой, обус-
ловленной безмоментным напряженным состоянием с равными
меридиональными и окружными напряжениями,
Р кКсф
Псф	— 0*2 2g 9
где Рсф, 6 — радиус и толщина сферической части оболочки
днища.
Минимальная масса полусферического днища соответствует
отношению b/R, равному 0,58. Существование минимума массы
объясняется тем, что при одинаковом наружном диаметре днища
увеличение b/R ведет к уменьшению Rc$, а поэтому к снижению
толщины оболочки, достигающей минимальной величины при
достижении днищем формы полусферы. Но с другой стороны, при
росте b/R увеличивается поверхность днища, что способствует
увеличению массы днища. Наличие ТЗП сдвигает оптимальное
значение b/R в сторону уменьшения. Но уменьшение отношения
ведет к росту усилия, сжимающего кольцо в зоне перехода от
днища к корпусу, а следовательно, к росту напряжений и массы
кольца.
Эллиптическое днище. В получившем наибольшее распростра-
нив эллиптическом днище меридиональные и окружные (рис. 5.4)
напряжения ох и о2 можно определить из уравнения
Щ | О» _ Рк
R1 /?2 б ’
где Rl и R2 соответственно меридиональный и окружной радиусы
кривизны.
Для эллипса с главными полуосями а и b радиусы кривизны можно
определить по формулам:
р .= _________=_______________________________________
1	(a2 sin2 a -f-£>2 cos2 а)3/2 ’	2	(a2 sin2 а -f- 62cos2a)1|/2
103
Рис. 5.4. Схема эллиптического днища
Рис. 5.5. Схема торосфе-
рического днища
Задаваясь углом а наклона радиуса-вектора, определяются и
и строится эллипс. Например,
а = О,	а = л/2, Rr = b2/a, R2 = а.
Напряжения в меридиональном и окружном направлениях соот-
ветственно равны
В результате одновременного действия сжимающих напряже-
ний в периферийной зоне днища и растягивающих — в цилиндри-
ческой обечайке корпуса в зоне перехода от днища к обечайке
возникают изгибные напряжения. При отношении Ыа = 0,707
сжимающие напряжения о2 = 0, однако разница перемещений
кромок обечайки корпуса и днища остается. Поэтому переходные
зоны от днища к цилиндру усиливают введением кольца. Сварной
шов выносят за пределы переходной зоны.
Толщину эллиптического днища рекомендуется определять по
формуле
/?2 PKRn
с ь2
6 /?2

для эллиптического днища находятся
где п — запас прочности.
Отношение значений b/R
в диапазоне b!R = 0,4 ... 0,7.
Торосферическое днище (рис. 5.5). Оно образуется сопряже-
нием сферической поверхности с торовой поверхностью в пери-
ферийной части днища.
104
Рис. 5.6. Конструкции днищ с упроч- Рис. 5.7. Схема днища Бнцено
няющими кольцами
Из уравнения Лапласа получаются следующие напряжения:
в тороидальной части
_   Рк^?т (9	Рт \ . _   PkRt .
01 ~ 26 V	R /’ °2~ 26 ’
в сферической части
В зоне перехода от сферы в тороидальную поверхность имеют
место дополнительные изгибные деформации. Этот существенный
недостаток торосферических днищ устраняется ввариванием упроч-
няющего кольца (рис. 5.6).
Днище Бицено (рис. 5.7). В нем при 7?сф = 2R поверхность
перехода от сферы к цилиндрической обечайке корпуса образуется
вращением кривой, задаваемой уравнением
Чг = 0,15arccos (^-)2 -0,26 /1	,
где хиг — координаты; ось г проходит через точку Е.
Толщина стенки днища может быть назначена в результате рас-
чета как постоянной, так и переменной.
5.2.	КОМПЕНСАЦИЯ ОТВЕРСТИЙ
Часто в цилиндрических и конических оболочках.кор-
пуса и сопла РДТТ, а также в оболочках днищ бывает необходимо
выполнять вырезы под отверстия (для отбора газа из камеры, для
установки воспламенителя, для отсечки тяги или для размещения
органов управления вектором тяги). Отверстия в оболочках сни-
жают сопротивляемость и требуют компенсации ослабления.
Компенсация может производиться двумя способами: усилением
оболочки в некоторой зоне, примыкающей к границе выреза
105
Рнс. 5.8. Схемы компенсации отвер-
стий:
а — усилением оболочки в зоне, примыка-
ющей к границе выреза; б — заглушкой,
посаженной на кольцевой бурт днища
(рис. 5.8, а), и обеспечением
сопряжения посадочных по-
верхностей на фланце отверстия
в оболочке и на охватывающем
бурте фланца крышки, закрыва-
ющей отверстие (см. рис. 5.8, б).
Последний способ наиболее эффективен, так как требует меньшей
компенсирующей массы материала, но применим только в тех слу-
чаях, когда отверстие заглушено крышкой (например, крышкой,
на которой размещен воспламенитель РДТТ).
5.3.	РАСЧЕТ, ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ТЕХНОЛОГИЯ
ИЗГОТОВЛЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ
из волокнистых композиционных МАТЕРИАЛОВ
Одна из главных специфических особенностей волок-
нистых композиционных материалов заключается в окончатель-
ном образовании материала одновременно с завершением изго-
товления конструкции. Эта особенность определяет и комплексный
подход к знанию и решению технологических, конструктивных и
прочностных задач. При этом должны учитываться закономерности
работы армирующих волокон как главных несущих элементов
материала и конструкции, взаимодействие и совместная работа
армирующих наполнителей со связующим, а также особенности
технологических процессов изготовления изделий из волокнистых
композиционных материалов и другие технико-экономические
вопросы.
5.3.1.	Технология изготовления
несущих конструкций РДТТ из стеклопластиков
Наибольшее распространение для изготовления стекло-
пластиковых корпусов, раструбов сопл и каркасов воспламени-
телей РДТТ получили следующие методы намотки.
Тканевая намотка позволяет получать стеклотекстолитовую
герметичную структуру в цилиндрических корпусах РДТТ с пре-
делом конструктивной прочности 0,4 ... 0,6 ГПа.
Оборудование для производства стеклотекстолитовых корпусов
(рис. 5.9) позволяет производить намотку предварительно про-
питанной связующим ткани на оправку по окружности или по
спирали.
Окружная намотка (рис. 5.9, б) производится одновременно
первого и второго слоев параллельными полосами от рулонов 2
через валки 17 и 18. Опорные (прикатные) валки 10, 23, 24, имею-
106
Рнс. 5.9. Схема станка для тканевой намотки:
Л — спиральная укладка; б — кольцевая укладка; 1, 28 — каретка; 2, 19, 30 — ру-
лоны ткани, пропитанной связующим; 3, 15, 22 — оправка; 4, 16 — прижимной вал;
5 — шток с прижимными роликами; 6 — силовой цилиндр; 7, 27 — направляющие;
8 — станина; 9, 10, 23, 24 — опорные валки с нагреваемыми поверхностями; 11 — при-
водные двигатели; 12, 13, 20, 25 — ткань; 14, 26 — винтовой привод; 17, 18 — система
валков первого и второго слоев; 21 — редуктор; 29 — ось вильчатого механизма; 31 —
направляющие ролики; 32 — вильчатый механизм; 33 — .ось поворота рулоиа 2
щие. вмонтированные в них нагревательные устройства, при кон-
такте с тканью размягчают связующее.
Спиральная намотка производится сматыванием ткани с ру-
лонов 2, 19, 30, расположенных под углом к оси оправки 3. При
достижении каретками 1, 28 крайнего положения производится
перекладка ткани посредством вильчатого устройства 32. Размяг-
чение связующего и прикатка с целью уплотнения слоев ткани
производится так же, как и при намотке по окружности.
Для присоединения к стеклотекстолитовым корпусам днищ
или переходных фланцев на торцевых концах намоткой образуются
утолщения, на которых после отверждения (полимеризации)
нарезается ленточная резьба (см. рис. 5.22).
Продольно-поперечная намотка (ППН) цилиндрических и
слабоконических корпусов РДТТ. Исходя из известного соотно-
шения между напряжениями в кольцевом сечении и в сечении
вдоль образующей, равного 1 : 2, намотка слоев на оправку при
продольно-поперечной намотке производится в следующей по-
107
Рис. 5.10. Схема станка для продоль-
но-поперечной намотки:
1 — бобины продольных слоев; 2 — верт-
люг; 3 — оправка; 4 — каретка; 5 — хо-
довой винт каретки; 6 — направляющая
каретки; 7 — механизм привода враще-
ния вертлюга; 8 — бобина поперечной
укладки
следовательности: на два слоя
окружных лент наносится один
слой продольных лент (вдоль
образующей).
Полное соответствие ориентации и числа стеклолент при ППН
направлениям и величинам действующих в оболочке напряжений,
а также предельно плотная укладка стеклолент позволяет реали-
зовать самую высокую прочность (1 ГПа и более в тангенциальном
направлении и более 0,5 ГПа — в осевом) по сравнению с обо-
лочками, полученными другими способами намотки.
Намотка ППН осуществляется следующим образом (рис. 5.10).
Вертлюг 2, по окружности которого размещены бобины продоль-
ных слоев 1, вращаясь синхронно с оправкой 3, перемещается
вдоль оси оправки. Сматываемые при этом с бобин продольные
ленты обматываются и притягиваются к поверхности оправки
кольцевыми слоями лент с бобин 8, установленных на каретке 4
по обе стороны от вертлюга, обеспечивая соотношение продоль-
ных и поперечных слоев 1 : 2. Размягчение связующего, содер-
жащегося в лентах, осуществляется радиационными или контакт-
ными нагревателями, расположенными на кольцевых элементах,
охватывающих оправку в месте примотки продольных лент коль-
цевыми.
Намотка корпусов совместно с днищами способом ППН суще-
ственно усложняет технологический процесс. Поэтому обычно
такие корпуса выполняют без днищ, но с утолщениями по обоим
торцам. После завершения намотки, полимеризации и снятия
корпуса с оправки, утолщенные концы подвергаются механической
обработке для подготовки мест соединений с металлическими
днищами (см. разд. 5.4).
Спиральная намотка (СПН) позволяет изготавливать корпуса
РДТТ совместно с днищами. Это наиболее распространенный и
наиболее эффективный способ намотки, позволяющий получать
корпуса, силовые оболочки раструбов сопл и оболочки с днищами
самых разнообразных форм (цилиндрических, конических, сфери-
ческих, тороидальных, сетчатых и др.) (рис. 5.11). Некоторое
отклонение ориентации лент от линий главных напряжений обо-
лочки и меньшая, чем у ППН, плотность структуры композиции
приводит к тому, что прочность в оболочках, изготовленных
спиральной намоткой, меньше, чем в .оболочках ППН, на 10 ...
15 %. Предел конструктивной прочности на разрыв в тангенциаль-
ном направлении стеклопластиковых оболочек СПН около 0,85 ГПа.
108
Рнс. 5.11. Схема оболочки типа кокона
Рис. 5.12. Схема станка для спиральной намотки:
1—	отсос: 2- — шайба; 3 — ограничительный диск; 4 — оправка; 5 — ходовой винт
каретки; 6 — каретка; 7 — шток гндроцилнндра; 8 — ванночка со связующим; 9 —
гндроцнлнндр механизма управления шайбой; 10 — ролики пропиточно-натяжного
механизма; 11 — стеклолента
На рис. 5.12 представлена схема станка для спиральной на-
мотки «мокрым» способом. Стеклонити пропускаются через ван-
ночку 8 со связующим, через систему роликов 10, регулирующих
напряжение в стеклоленте и снимающих избыток связующего, и
поступают на оправку. Намотка по геодезическим линиям по спи-
рали от почти продольной укладки до окружной производится
изменением скорости вращения оправки 4 и продольного пере-
мещения каретки 6. При достижении конца оправки шток гидро-
цилиндра выдвигается по заданной программе и укладывает
ленту на поверхность оправки, формирующей днище. Процесс
намотки продолжается до тех пор, пока не будет образована стенка,
оболочки с нужным числом слоев ленты.
При проектировании необходимо знать еще некоторые кон-
структивно-технологические особенности изготовления стекло-
пластиковых корпусов РДТТ, существенно влияющие на уровень
прочностных характеристик и ее стабильную воспроизводимость.
Остаточное оптимальное содержание связующего в компози-
ции при спиральной и продольно-поперечной намотке должно
быть в пределах 20 ... 30 %. При содержании смолы больше опти-
мального количества - имеет место снижение прочности, а при
меньшем содержании'— трудно сохранить монолитную форму.
Основной задачей связующей матрицы * является соединение
армирующих волокон в единую (монолитную) структуру, равно-
мерное распределение усилий между волокнами и максимальное
обеспечение их совместной работы до начала разрушения. Матрица
предохраняет волокна от внешних воздействий. Поэтому модуль
упругости и эластичность, предел прочности и пластичности и
физико-химическая (адгезионная) прочность композиционного ма-
*«Матрица»— общепринятый термин, которым называют связующий ком-
яонент в композиционном материале в отвержденном состоянии.
109
териала в значительной степени зависят от подбора состава и
содержания связующего.
Важным фактором в обеспечении заданных свойств компози-
ции является усилие натяжения армирующей ленты или жгута.
Именно предварительным натяжением армирующего наполнителя
создается исходное напряженно-деформированное состояние
в композиционном материале, которое обеспечивает деформирова-
ние матрицы без разрушения при растяжении до заданного пре-
дельного состояния. Поэтому предварительное натяжение рассчи-
тывается. Натяжение меньше расчетного приводит к большему
разбросу показателей механических свойств, а натяжение больше
расчетного увеличивает плотность материала при одновременном
уменьшении его прочности и содержания связующего в нем.
Температура отверждения, влияющая на скорость усадки
связующего, и время отверждения (с учетом времени релаксации)
выбираются таким образом, чтобы обеспечить вполне определен-
ные усадочные напряжения, полностью снимаемые при повторной
термообработке. Чем медленней идет процесс отверждения, тем
меньше дефектов возникает в композиции. Но при этом возрастает
продолжительность цикла изготовления.
Из приведенных сведений можно сделать заключение о том,
что по сравнению с несущими конструкциями, изготовленными
из высокопрочных металлов, стеклопластиковые обладают сле-
дующими преимуществами: меньшей стоимостью изделий, меньшей
трудоемкостью изготовления; меньшей длительностью цикла изго-
товления; более высокой удельной прочностью; регулируемой ани-
зотропией материала.
5.3.2.	Технология изготовления корпуса РДТТ
спиральной намоткой
Заданными являются следующие размеры корпуса:
диаметр цилиндрической части D, диаметры полярных отверстий
в днищах dn, максимальное давление внутри камеры Рк. Предел
прочности на растяжение стеклоленты ол является паспортной
характеристикой.
Толщина слоя стенки 6G цилиндрического корпуса, образо-
ванная спиральной намоткой, в месте перехода днища в цилиндри-
ческую часть определяется по формуле (см. рис. 5.11)
Равновесное днище может существовать только при соблюде-
нии условия 3 (4г)2 < т' е' К0ГДа Угол межДУ образующей
цилиндра и направлением укладки ленты меньше 54° 44'.
НО
Рис. 5.13. Многозональная схема намотки
днища
Равнопрочная цилиндрическая
оболочка состоит из спирального 6С
и кольцевого 6К слоев, причем их
оптимальное соотношение определя-
ется равенством
-^- = 2...3(-^-¥.
Ос	\ и /
Толщина днища в заданном месте
6д1 = -у- бс cos <ра У di — d'n ,
где dt — диаметр днища в заданном месте.
В этой формуле не учтено, то что намотка ведется лентой ко-
нечной ширины. Поэтому вместо теоретического значения 6д£ ->
-> оо при dt -> da можно толщину днищ в зоне полярных отвер-
стий принимать равной толщине, определенной для диаметра,
превышающего полярное отверстие на две ширины ленты. Умень-
шение толщины днища в окрестности полярного отверстия может
быть достигнуто применением многозональной схемы намотки
(рис. 5.13).
Закладной фланец расчитывается по известным методикам рас-
чета металлических фланцев. При подборе максимального диаметра
закладной части фланца должны учитываться следующие кон-
структивно-технологические соображения: достаточность поверх-
ности фланца, склеивающейся со стеклопластиковым днищем,
совместность деформаций при обеспечении минимальной массы
фланца.
При необходимости выполнения отверстий в днище (например,
для отсечки тяги) в процессе намотки между силовыми слоями
лент (нитей) закладывают лоскуты стеклоткани, размеры, порядок
чередования и число которых подбираются так, чтобы обеспечить
плавный переход в утолщенную кромку отверстия и прочностную
компенсацию.
5.3.3.	Технология изготовления обечайки
продольно-поперечной намоткой
Толщина стенки корпуса от действия давления внутри
камеры определяется по формуле
6 = PKD/(2 [о]),
где [о] ==<а31п. Здесь ов —предел прочности стеклопластика
ППН (1,0... 1,1 ГПа) и п — запас прочности.
Однако на практике оболочка РДТТ воспринимает от смежных
отсеков ракеты осевые растягивающие, сжимающие силы и изги-
111
бающие моменты, вследствие чего может потребоваться изменение
числа продольных слоев. Тогда соотношение и общее число про-
дольных и поперечных слоев будут определяться исходя из кон-
кретного характера нагружения.
5.3.4.	Комбинированные обечайки корпуса
Комбинированными называют металлические обечайки,
усиленные наружной оплеткой из стеклонитей или других высо-
копрочных армирующих материалов (рис. 5.14). Такие обечайки
по массе занимают промежуточное положение: они легче метал- .
лических и тяжелее стекло- и оргапластиковых.
Оптимальное отношение толщины металлической оболочки 6
к толщине оплетки 60п будет в том случае, когда оплетка примет
на себя половину окружной нагрузки, действующей на всю ци-
линдрическую обечайку.
Тогда толщина металлической обечайки определяется из усло-
вия обеспечения
прочности в осевом направлении
в Р rD
в = ТПГ’
а недостаточная
руется оплеткой
прочность в окружном направлении компенси-
с толщиной, равной'
В   Р KD
оп ~ 4 [аоп] •
В этих формулах [о ] и [ооп ] — соответственно допустимые
напряжения в металлической обечайке и армирующей оплетке.
Очевидно, что если при совместной деформации металлической
обечайки и оплетки напряжения в металлической оболочке пре-
высят предел текучести, то появившиеся остаточные деформации
приведут к потере* устойчивости металлической обечайки после
снятия нагрузки. Поэтому для металлической обечайки целе-
сообразно выбирать материал с высоким пределом текучести, т. е.
высокопрочные стали. Для обеспечения совместной деформации
обечайки и оплетки намотка армирующей оплетки производится
с определенным натяжением, создающим в слое оплетки напря-
жение [опр] до нагружения оболочки. Предварительный натяг
рассчитывается таким образом, чтобы
предельные напряжения в металли-
ческой обечайке и оплетке достига-
лись одновременно. Достаточно стро-
гие методики расчета комбинирован-
ных обечаек даны в работе [211.
Рис. 5.14. Комбинированная обечайка
112
Рис. 5.15. Корпус с соплом из
пресс-материала:
а — разрез цельного блока кор-
пуса с соплом; б — схема техно-
логического процесса прессования:
I — заполнение формы; II — ва-
куумирование; III — уплотнение
массы; IV — вытеснение; V —
прессование и полимеризация;
1 — пуансон; 2 — матрица; 3 —
стержень; 4 — поддон; 5 — ва-
куум-насос
5.3.5.	Корпус и сопло из
прессованного материала
В тех случаях,
когда обеспечение низкой
стоимости является тре-
бованием, превалирующим
над всеми техническими,
для изготовления корпусов и сопл РДТТ массового производ-
ства эффективно могут применяться прессованные стеклопластики.
На рис. 5.15 показаны разрез блока корпуса с соплом и схема
технологического процесса прессования.
Минимальные пределы прочности стеклопластика и асбо-
пластика, применявшихся для изготовления прессованных кор-
пусов, соответственно равны 0,1 и 0,12 ГПа, а удельные прочности,
соответственно равные (5,9 ... 7,1)-	ниже удельной проч-
ности стеклопластиков СПН и ППН.
Рис. 5.16: Структурные схемы для сравнения трудоемкостей изготовления кор
пусов РДТТ из металла и пресс-материала
8 Фахрутдинов И. X. и др.
113
Однако использование малогабаритных прессованных корпу-
сов РДТТ, аналогичных рассмотренным, для метеорологических
и других исследовательских ракет представляется экономически
выгодным при большом объеме производства. Из рис. 5.16 сле-
дует, что изготовление прессованного из пластика корпуса с соп-
лом значительно менее трудоемко по сравнению с обычным про-
цессом изготовления металлических корпусов РДТТ. Одновре-
менно с этим существенно уменьшается объем и трудоемкость
подготовительных, переходных операций и контрольных про-
цессов.
5.4.	РАСЧЕТ И -ПРОЕКТИРОВАНИЕ СОЕДИНЕНИЙ
РДТТ представляет собой конструкции преимуществен-
но одноразового применения. Исключение составляют двигатели,
являющиеся силовыми установками многократного использования
на космических, метеорологических и других исследовательских
ракетах. Исключением другого рода следует считать многократ-
ное использование отремонтированных и восстановленных дви-
гателей для проведения стендовых и летных испытаний в период
его разработки. Одноразовость применения РДТТ определяющим
образом влияет на выбор типов соединений отдельных конструк-
тивных элементов двигателя между собой. Предпочтительными яв-
ляются неразъемные соединения (сварные, клееные и т. д.). Они
обладают существенно меньшей, чем разъемные соединения, пас-
сивной массой конструкции, дешевле, менее трудоемки и имеют
меньшую длительность циклов изготовления. Однако целый ряд
обстоятельств иногда не дает возможности ограничиться только
неразъемными соединениями. Так, например, сопла РДТТ в пре-
обладающем большинстве практических случаев соединяются
с корпусами посредством разъемных соединений. И чем сложнее
конструкция сопла, тем большая необходимость в раздельном
изготовлении его элементов. Разъемные соединения корпуса
с днищами часто обусловлены технологическими требованиями,
в частности, необходимостью закрепления и извлечения оснастки,
формующей канально-щелевой заряд. Значительно упрощается
изготовление отделенного от корпуса заднего днища, имеющего
многочисленные окна и конструктивные элементы органов управ-
ления вектором тяги. В определенных случаях (например, при
изготовлении конических корпусов с большими удлинениями и
переменной по длине образующей толщиной стенки, когда наивы-
годнейшими оказываются корпуса из стеклопластика ППН}
практически не удается избежать применения разъемных соеди-
нений корпуса с металлическими днищами.
Поэтому вопросы, связанные с разработкой разъемных и не-
разъемных соединений, занимают значительное место в комп-
лексе вопросов разработки РДТТ.
114
5.4.1.	Расчет разъемных соединений
В зоне фланцевого соединения оболочек и в сечениях
самих оболочек при скачкообразном изменении какого-либо па-
раметра системы (толщины стенки, нагрузки, температуры, ме-
ханических свойств материала) возникают краевые силы и мо-
менты. Для определения краевых сил составляют уравнения крае-
вых сил с учетом знаков перемещений (т. е. направлений) и по-
воротов. Так, для линейных перемещений берется знак минус,
если в данной точке происходит уменьшение радиуса, и плюс,
если радиус увеличивается. Положительное направление угла
поворота 0 должно совпадать с наперед заданным положитель-
ным направлением вращения для всей системы.
Фланцевое соединение оболочек вращения разбивается на
участки, каждый из которых имеет форму оболочки с действую-
щими на нее краевыми силами и моментами, а также на жесткие
кольца, все точки которых допускают параллельное радиальное
смещение и угловую деформацию вокруг центра масс кольца.
Стыковочная плоскость двух колец рассматривается как стык,
нагруженный силами и моментами, проходящими по болтам и
по местам контактов колец между собой.
В качестве примера рассмотрим методику расчета фланцевого
соединения цилиндрической анизотропной оболочки с металли-
ческим эллипсоидом. При этом предположим, что эллипсоид имеет
круглое центральное отверстие, края которого нагружены рас-
пределенными по длине окружности силами. Отделим условно
цилиндр и эллипсоид от фланцев таким образом, чтобы каждая
оболочка и фланцы находились в тех же условиях, что и до отде-
ления. Для этого приложим по краям оболочек силы Р и момен-
ты М, уравновешивающие действие внешних сил. Разрез болтов
Рис. 5.17; Схема для расчета^разъемного соединения с указанием положитель-
ного направления деформаций (а)
8*
115
по стыку фланцев произведем с последующим приложением осевой
силы РМ2, действующей вдоль оси болтов, радиальной силы РоХ
в месте контакта колец по кольцевому бурту, контактной упорной
силы Рм и момента на болтах (рис. 5.17). Сила Рмз вызывает
осевую деформацию болтов
8гб/бРм,
А/ = —2------ >
а/ш.б Еб
где гб — радиус окружности расположения болтов; 1б — длина
болтов (от головки до гайки); г — число болтов; dm,6 — диаметр
шейки болта; Еб — модуль упругости материала болта.
Осевая деформация болтов может вызвать угловое раскрытие
стыка 0 == А 1К, где А = \/Н, Н — расстояние от точки прило-
жения упорной силы Рм до оси болта.
При этом происходит изгиб болта на угол
0б=Л11
2иш.б£б
равный углу раскрытия стыка.
Для кольца, выполненного из стеклопластика или другого
материала с низким пределом прочности на смятие, возможно под-
нятие фланца в месте приложения упорной силы Рм. В этом
случае в уравнения вводится величина подмятая А.
Рассмотрим теперь каждую оболочку и каждое кольцо в от-
дельности под действием внешних сил, радиальных краевых сил
и изгибающих моментов. Определим радиальные перемещения
на краю длинного цилиндра Ац, на краю эллипсоида Ас, центра
масс кольца 1 АК1 и центра масс кольца 2 Ак2 и, соответственно,
углы поворота длинного цилиндра 0Ц, эллипсоида 0С и колец 1
и 2 вокруг своих центров масс 0К1, 0к2.
Приведем соотношения, необходимые в последующем для
составления уравнений деформаций краевых сечений.
1. Радиус кривизны эллипсоида на краю
D	— r0(a1 2 — b2) . D /[а«-г|(а2-Ь2)]з
а*Ь	’
средней линии эллип-
учетом наличия цент-
1
' М1	2г0	Гмс 2пго ’
где Рк — давление внутри оболочки; гк — радиус центрального
отверстия; РМс — равнодействующая всех сил, действующая
на краю отверстия.
116
где а, b — полуоси эллипса; г0 — радиус
соида на срезе,
sin ф0 = r0/R20.
2. Осевая сила на краю эллипсоида с
рального отверстия
n P„(ra-rl)
3.	Распорная сила в сечении между кольцом 1 и эллипсоидом
р = Pmi
tgw
4.	Меридиональная сила
"о   Pmi__PkRm .
sin ф0 2
5.	Осевая сила на краю длинного цилиндра
/э._ = к ' ц Г* Р 1
MS 2^ Имс 2лгц ’
где гд — радиус средней поверхности цилиндра на краю.
6.	Коэффициент затухания напряжений
У 3 (1-И1И2)^
= _________ ____£1_ ,
К г цдсТ2
где Ег, Е2, Ц1, Р“2 — модули упругости и коэффициенты Пуассона,
соответственно, в осевом и кольцевом направлениях цилиндра;
6ст2 — толщина стенки цилиндра.
7.	Моменты от действия давления внутри камеры на фланцы
Mipk = РЛ. (г/1 -	;
Л^2РК = PiPj.n = РК1[Х4;
Л4зрк = ЛЛз(^-*/3);
М1РК = Р 2Р ^Хь = Рк^Хъ,
где
hl = Гй. 1а3 = Гп- Г].
Радиальные перемещения края эллипсоида
Лс К = 26сЕс	РкКяГо (2 ~	~ Рс) ’
где Eg. и ре — модуль упругости и коэффициент Пуассона мате-
риала эллипсоида;
aF = (1 + м roS;
лмп -	3 (1~ Нс) r м
Дс 81-------ТгТ------Го/ИО1 ,
117
Углы поворота края
Рт-Р = _ 2У 3(1 — p.g>
эллипсоида
е,
Q^oi =
4
727-----г» (Poi - Р);
ОсЕс
-1/
; V бе М°Г
Радиальные перемещения края длинного цилиндра
А₽к —
кГй , ЦА1зГц .
\ бА ’
2^Ц р .
W °3'
2^2ru
4гм°з- •
Углы поворота края длинного цилиндра
2^ц
2 Ц D •
бА р°3’ .
4А?.
Радиальные перемещения центра масс кольца 1
дкТ=(УМ1гк’
\ £-1	/ hKKH
где £РК1 = —Р01 + Р02 — РЛ; Ек1, FK1, рх — модуль упругости,
площадь, расстояние до положения ЦМ от оси^вращения. Угол
поворота вокруг центра масс кольца 1
exuMSMjH-,
П К1У К1
где Xj Mki = ^oi	РМ1У1 РоЛ “г РмУ — РмгУг
Р 02Г2	— МгР* +
JK1 — момент инерции сечения кольца относительно оси у. Ра-
диальные перемещения центра масс кольца 2
а^ = (Хрк2)^-,
Ь2г к2
где 2Рк2 = —Рог — Роз — Р^г> Ег — модуль упругости кольца 2
в окружном направлении; Fk2 — площадь сечения кольца 2.
Угол поворота кольца 2 вокруг центра масс
Ег!«л
2	= Л4оз 'I - Роз*» — РьнУз ~ -^1
— Р02Г2 — РмУ' Рмгуг ^tPK ~ ^зрк-
бц£.
А₽” = -
дМ,
2ЛЦ
0Г°3
Оц
дЛ^оз __
°ц —
где
118
Составим уравнения неразрывности краевых сечений..
Уравнения совместности деформаций эллипсоида с кольцом 7
Ас = Ак1. 0С ~
где
А. = Д> + А* + А>~₽ 4- А>; ДК1 = АТ + 0к1х1; 6С =
= 0Г°*~РЧ-0сЧ
Уравнения совместности деформации длинного цилиндра с коль-
цом 2
Ад = АК2, 6ц = 0к2>
где
Ад = Aj« 4- А> + а"02; Ак2 = А,Т - 0к2х3.
Уравнения деформаций стыка фланцев
Ац1к2 — АК2к1! 0«2	®к! = 0б> 0к2	0К1 ~ Ост>
где
Ак1к2 — АК1 0K1X2J Ак2к1 = Ак2 " 0к2-^2-
Решение уравнений производится для номинальных постоян-
ных значений толщин стенок оболочек, а переменность толщины
оболочек в зоне перехода в кольца (если таковые имеются) учиты-
ваются при расчете напряжений.
Подставив в уравнения неразрывности величины деформаций
и углов поворота, получим систему уравнений, которая может
быть решена с применением ЭВМ [301.
Решив систему уравнений, найдем неизвестные величины сил
и моментов: Роз; Л103; Ро2; Лиг! Рм', Р01', Af01. Если при этом
сила РЛ1 получится с отрицательным знаком, то расчет необхо-
димо повторить с изменением знака и величины у1 и у, т. е. пере-
нести линию упора в точку b (см. рис. 5.17), радиус гЛ1 соответ-
ственно скорректировать. Если величина Рм так велика, что
может вызвать подмятие материала, то задается допустимая ве-
личина А и расчет повторяется.
Если необходимо провести анализ различных сторон поведе-
ния стыка, то можно выполнить несколько вариантов решения
задачи.
1.	Для решения задачи с жесткой заделкой в стыке фланцев
достаточно принять А = 0 и исключить из системы уравнения
0к2 — Sri = 0б- Это будет означать, что болты не удлиняются и
не изгибаются, т. е. Мг = 0.
2.	Для решения задачи с шарнирной связью в стыке фланцев
необходимо принять у = 0; у' = 0; А = 0; гЛ1 = 0 и изъять из
системы уравнения
0К2	6К1 = И 6к2	0к. — ®СТ«
11»
Это означает, что болты удлиняются настолько, что исчезает кон-
такт стыковочных плоскостей (Рм = 0) и болты не изгибаются
(Mj = 0).
3.	Для решения задачи с Л'!( = 0 необходимо изъять из си-
стемы уравнение 0к2 — бщ = ®б-
4.	Для решения задачи с Рм = 0 необходимо изъять из си-
стемы уравнение 0к2 — бщ = бет-
После определения сил и моментов можно определить напря-
женное состояние элементов фланцевого соединения.
.	Напряжения в болтах
1.	Напряжение растяжения в болтах
2.	Напряжения изгиба в болтах
64Г6/И!
аб.и — “Туз •
г“ш.б
3.	Суммарные напряжения в болтах
^62 = р Н- ^б.и*
Напряжения в сфероиде в месте разреза
1.	Мембранные напряжения в осевом направлении
а _ ?к Со ~ гк) , РМС .
1М 2бого sin ф 1 г0 sin фобо ’
в кольцевом^направлении
Р vPzo Го	Rio ('о гк)
СТ2М ~ ~2бГ i RTo J ’
где 60 — толщина стенки эллипсоида в месте разреза.
2.	Напряжения от меридиональной силы
S₽°‘-p = —(POi — Р) cos <Ро:
spai-p
°s = бГ-’
3.	Напряжения от кольцевых сил
го(Ро1 - Р) и Тм- =
—	л Moi>
°»
T’Poi—р । уМ,,
ПГ=-------5-----•
°0
120
4.	Напряжения от изгибающего момента,действующего в на-
правлении меридианы,
О Л! = 6Л4О1/6о.
5.	Напряжения от изгибающего момента, действующего в коль-
цевом направлении,
6.И01
= Н—ЛГ1--
°0
6.	Суммарные напряжения в меридиональном направлении
012 = О1Д1 -j- Os ± о л;.
7.	Суммарные напряжения в кольцевом направлении
о22 = о2Д1 о7 ± ок.
5.4.2.	Штифто-болтовые соединения
Штифто-болтовое соединение (ШБС) предназначено для
соединения стеклопластикового корпуса или раструба сопла
с металлическим днищем или фланцем (рис. 5.18). Известно, что
смола, являющаяся связующим в стеклопластиковой композиции^
обладает низкой прочностью на скол. Поэтому с целью обеспече-
ния работы стеклопластика на растяжение и смятие стеклопла-
стиковую оболочку корпуса РДТТ изготавливают с плавным
переходом в утолщенную, армированную полосами стеклоткани
законцовку. В утолщенной законцовке на расстоянии I от сты-
куемого торца делают глухие радиальные отверстия, в которые
вклеивают штифты с резьбовыми отверстиями. В штифты ввора-
чивают болты, притягивающие фланец днища.
121
Рис. 5.19. Схехма штифто-ленточного соединения (ШЛС):
— технологический узел; б — собранное ШЛС; 1 — стеклопластиковый корпус; 2 —
технологическая лента (кольцо); 3 — рабочая леита (кольцо)
За толщину стенки обечайки бст2 принимается наибольшая
из двух, полученных по известным формулам
или
где п — запас прочности обечайки корпуса, а ов1 и ов2 — пределы
прочности в сечениях, соответственно, по образующей и по кольцу
обечайки.
Конструктивная схема другой разновидности соединения ци-
линдрических стеклопластиковых корпусов между собой пред-
ставлена на рис. 5.19. Такое соединение может быть использовано
в случае, когда корпус, предварительно изготовленный сов-
местно с технологическим металлическим кольцом, заложенным
в тело стеклопластиковой стенки в процессе намотки (см.
рис. 5.19, а), в последующем разрезается на секции. Технологи-
ческие кольца 2 извлекаются и заменяются цельными 3. Радиаль-
ные штифты связывают утолщенные законцовки стеклопласти-
ковых секций с кольцом, соединяя таким образом смежные от-
секи между собой (см. рис. 5.19,6).
5.4.3.	Шпоночные и клиновые соединения
Применение фланцевых болтовых соединений для сты-
ковки корпусов и днищ большого диаметра (более 1,5 м) приводит
к необходимости выполнения большого числа резьбовых отвер-
стий во фланцах из высокопрочных сталей и титановых сплавов,
а также ввинчивания, затяжки и контровки большого числа бол-
тов, существенно снижающих уровень технологичности конструк-
ции таких соединений. Применение шпоночных и клиновых соеди-
нений при стыковке металлических корпусов и днищ РДТТ позво-
Рис. 5.20. Схема шпоночного (клинового)
соединения
122
Рис. 5.21. Схема резьбового соедине-
ния стеклотекстолитового корпуса
с металлическим днищем при помощи:
а — ленточной резьбы; б—спираль-
ной упорной резьбы
4 ели темная линия
ляет избавиться от перечисленных недостатков. На рис. 5.20
приведена конструктивная схема шпоночного или клинового
соединений. Для уменьшения усилий, необходимых для ввода
шпонки или клина в кольцевой паз, число клиньев или шпонок
подбирается с учетом сил трения, возникающих при монтаже
шпонок или клиньев.
5.4.4.	Резьбовые соединения
.Резьбовые соединения обладают наибольшей пассив-
ной массой конструкции, но более технологичны при сборке. При
диаметрах стыкуемых элементов более 400 мм усилия заворачи-
вания становятся весьма значительными. Поэтому резьбовые
соединения могут быть рекомендованы для РДТТ небольшого диа-
метра, когда технологичность изготовления и сборки имеют боль-
шее.значение, чем определенное ухудшение коэффициента массо-
вого совершенства РДТТ.
Разновидностью резьбового соединения, применяемого при
.стыковке металлических днищ со стеклотекстолитовыми корпу-
сами, является ленточно-резьбовое соединение (рис. 5.21).
5.4.5.	Принцип построения элементов
разъемных соединений
Представленные здесь краткие рекомендации отно-
сятся к общей культуре проектирования соединений и являются-
основой рационального построения их. Соблюдение их позволит
при проектировании направлять усилия конструктора на совер-
шенствование соединений, а не на исправление ошибок, допущен-
ных на начальной стадии разработки конструкторской схемы
РДТТ.
При проектировании соединений днища с корпусом обеспече-
ние минимальной массы и минимальных осевых габаритов дости-
гается, во-первых, выбором оптимальной формы днища, во-вто-
рых, выбором оптимальных материалов крепежных элементов
(болтов, клиньев, шпонок и т. д.) и, в-третьих, рациональным
проектированием взаиморасположения всех несущих элементов
соединения (обечаек, фланцев и крепежа).
125-
Рис. 5.22. Схема построения
фланцевого соединения кор-
пуса с днищем:
а — исходный рисунок; б —
нанесение основных радиаль-
ных размеров элементов соеди-
нения иа исходный рисунок
(выбор сечения и определение
точки О); в — построение основ-
ных осевых размеров с отсче-
том от точки О, г — оконча-
тельное графическое построе-
ние элементов соединения;
1 — фланец цилиндра; 2 — болт;
3 — фланец крышки
В соединениях практически невозможно избежать действия
изгибающих моментов. Изгибающие моменты всегда имеют место
из-за переменной кривизны оболочки в зоне перехода от обечайки
к фланцу и наличия в районе фланца резкого изменения радиаль-
ной жесткости, делающего невозможным эквидистантное деформи-
рование (растяжение) корпуса и днища при действии давления
внутри камеры. Рациональное распределение деформаций и
напряжений непосредственно в элементах соединения и в обечай-
ках корпуса и днища в районах, прилегающих к соединению, —
главная задача конструктора. Наиболее важным здесь является
стремление максимально приблизить оси болтов и опорные по-
верхности, передающие усилия, к пересечению стыковочной пло-
скости с линией, являющейся серединой для обечаек корпуса
и днища в условном безразъемном варианте (рис. 5.22).
При любом конструктивном варианте соединения корпуса
с днищем возникает необходимость их утолщения. Утолщение
фланцевой законцовки металлического и стеклопластикового
корпуса может быть направлено или во внешнюю или во внутрен-
нюю сторону. Утолщение в наружную сторону более технологично,
но, применительно к РДТТ, значительно уступает варианту, утол-
щенному внутрь, по массе и по максимальному размеру двига-
теля, уменьшение которого позволяет уменьшить аэродинамиче-
ское сопротивление ракеты. Поэтому предпочтительным является
соединение с законцовками, утолщенными внутрь камеры дви-
гателя.
Аналогичные рассуждения относятся и к рациональному
конструированию элементов соединения днища с крышками вос-
пламенителей, узлами отсечки тяги и соплами (рис. 5.23).
Существенное влияние на массу болтового соединения оказы-
вает выбор материала болтов. Увеличение допустимых напряже-
ний в болтах позволяет уменьшить размеры всех элементов соеди-
нения. Поэтому материалы для болтов в РДТТ следует выбирать
с максимально возможной высокой прочностью (с учетом допусти-
мой пластичности). Для штифто-болтовых соединений (ШБС)
124
Рис. 5.23. Схема построения фланцевого соединения днища с крышкой:
а — исходный рисунок; б — иаиесеиие основных радиальных размеров; в —построе-
ние основных осевых размеров; г — окончательное графическое построение элементов
соединения
характерен большой уровень деформации изгиба длинных болтов
(обусловленный значительной абсолютной деформацией стекло-
пластикового корпуса), в некоторых случаях превосходящий
предел текучести материала. В связи с этим необходим вниматель-
ный подход не только к выбору материала болта с учетом его
пластических свойств и запасов прочности по несущей способ-
ности, но и к назначению конструктивных форм мест перехода
от шейки болта к резьбе и головке (см. рис. 5.18).
Рекомендуемые конструктору подход и последовательность
«рисования» соединений показаны на рисунках 5.22, 5.23.
Окончательное положение оси болта и размеры элементов
разъемных соединений уточняются по результатам нескольких
приближений по методам расчета, аналогичным изложенным в на-
чале разд. 5.4.
5/4.6. Уплотнение соединений
Для уплотнения разъемных неподвижных соединений
в РДТТ преимущественно применяются резиновые кольца. Раз-
меры резиновых колец и канавок под них, а также рекомендации
по применению резиновых уплотнительных колец даются в соот-
ветствующих стандартах.
Уплотнение в соединениях осуществляется благодаря осевой
или радиальной деформации кольца. На рис. 5.24 показаны основ-
ные разновидности типов посадочных мест — клиновое, радиаль-
ное, торцевое уплотнение по конусной фаске и для резьбовых со-
единений.
Предельные деформации b кольца (см. рис. 5.24) рассчитывают
в соответствии со следующими рекомендациями: графически в уве-
личенном масштабе строят канавку и сечение уплотнительного
125
Рис. 5.24. Схемы уплотнения разъемных соединений:
Рк — давление; b — величина деформации сечения уплотнительного кольца
кольца, затем рассчитывают значения максимальной и мини-
мальной деформации кольца. Максимальные деформации будут
иметь место, когда в минимальное по сечению посадочное место
вписано максимальное по сечению кольцо. В этом случае степень-
деформации (в процентах)
®шах = (^inax/^2 max) *100,
где 6П1ах — максимальная деформация, определяется замером на
крупномасштабном чертеже; d2 тах — максимальный диаметр сече-
ния уплотнительного кольца.
Минимальная деформация будет, если в максимальное па
сечению посадочное место вписано минимальное по сечению коль-
цо. При этом степень деформации (в процентах)
®mln = (^mln/^2 mln) "ЮО,
где bmin — минимальная деформация, определяется замером на
крупномасштабном чертеже; d2 nlin — минимальный диаметр сече-
ния уплотнительного кольца.
5.4.7. Неразъемные соединения
В конструкциях РДТТ наибольшее распространение
получили сварные и клеевые неразъемные соединения.
Сварные соединения. При соединении сваркой высокопрочных
металлов, обладающих повышенной чувствительностью к концен-
траторам напряжений и к термическим воздействиям в процессе
изготовления (сварки, термообработки), необходима принимать
ряд мер, позволяющих гарантировать высокие качество и надеж-
ность соединения. Основные рекомендации по технологичности
конструкций сварных элементов, применяемых при изготовлении
РДТТ, даны в гл. 10.
126
Для корпусов РДТТ характерны одноразовое статическое и
малоцикловое статическое нагружения от действия давления вну-
три камеры, что позволяет применять высокопрочные мате-
риалы. При этом к конструктивному исполнению сварных соеди-
нений предъявляются высокие требования. Главное требование —
предельное уменьшение концентраций напряжений. При изгото-
влении оболочек корпуса, днищ и сопл это требование обеспечи-
вается применением соединений встык элементов с равными тол-
щинами или с плавными переходами. Сварка производится в среде
защитного инертного газа и, в зависимости от толщины обечаек
и типа шва (продольный, спиральный, кольцевой), в один или
несколько проходов плавящимся, неплавящимся или колеблю-
щимся электродом с присадочным материалом или без него и т. д.
Конструктор должен иметь в виду следующие особенности
поведения металла при нагружении.
1. При увеличении скорости нагружения сопротивление мате-
риала пластическим деформациям возрастает, т. е. в связи с запа-
здыванием пластических деформаций уровень сопротивления теку-
чести о02 возрастает.
2. При повторении нагрузок возрастает вероятность возникно-
вения и развития под нагрузкой трещин от дефектов. Поэтому
технологические образцы-сопроводители, прошедшие одновре-
менно с корпусом все виды технологической обработки, жела-
тельно периодически подвергать не только статическому, но и пов-
торно-статическому и длительному нагружению.
Возникновение остаточных напряжений и деформаций, сопро-
вождающих практически все виды сварки, также может приво-
дить к преждевременным разрушениям сварных узлов. Места
приварок штуцеров, кронштейнов и других относительно неболь-
ших накладных деталей к обечайке, места подварок, места нару-
шений газовой защиты в процессе сварки являются, в большин-
стве случаев, местами наиболее вероятного возникновения трещин
в результате наличия остаточных напряжений. Для снятия остаточ-
ных напряжений эффективно применять общий отпуск сварного
узла. Рекомендации по конструктивному оформлению приваривае-
мых деталей, позволяющие свести к минимуму остаточные напря-
жения и деформации, изложены в гл. 8.
Особое внимание конструктор должен
уделять характеру деформации кольцевых
швов, усадка которых приводит к умень-
шению диаметра в зоне шва. Устранить
его можно прокаткой, разжимной рихтовкой
или, в случае недоступности шва, приме-
Рнс. 5.25. Профилограмма искажения профиля обра-
зующей-в зоне кольцевого сварного шва:
1 — профиль кромки после сварки; 2 — места установки
приборов
127
няя предварительную раскатку кромок наружу на величину
усадки шва после сварки. Для определения влияния величины и
характера искажения профиля образующей из-за смещения кро-
мок и усадки шва на снижение прочности узла на стадии отработки
опытного образца проводится систематизация и анализ результатов
снятия профилограмм (рис. 5.25).
Клеевые соединения. Клеи применяются в РДТТ для крепле-
ния теплозащитных материалов и эрозионно стойких элементов
конструкций к корпусу, днищам, соплам, воспламенителям. С по-
мощью клеев соединяются топливные заряды с корпусом РДТТ.
Для крепления бортовых коммуникаций и силовых узлов к кор-
пусу, днищам, соплам и герметизирующих диафрагм к соплам
также применяются клеи. Можно утверждать, что в конструк-
циях РДТТ из всех видов соединений клеевые имеют наибольшее
распространение.
Основным требованием, предъявляемым к конструкции клее-
вого соединения, является обеспечение совпадения по направле-
нию максимальных рабочих напряжений с максимальной проч-
ностью клеевого соединения.
Требование по обеспечению минимальной массы конструкции
РДТТ удовлетворяется в большинстве случаев применением
волокнистых композиционных материалов. Оказалось, что склеи-
вание явилось наилучшим, а в некоторых случаях, единственным
способом соединения элементов конструкции, выполненных из
волокнистых композиционных материалов, друг с другом и с ме-
таллами. Внешние и внутрикамерные теплозащитные покрытия
не допускают крепления с помощью заклепок, винтов или болтов,
так как сгорание металлических элементов крепления приводит
к аварии. Сварке теплозащитные покрытия не поддаются. Поэтому
все виды теплозащитных покрытий крепятся к металлическим
и неметаллическим силовым элементам РДТТ только клеями.
Проектирование клеевых соединений в РДТТ. Как во всяком
виде проектирования в задачу конструктора клеевого соединения
входят выбор марки клея в зависимости от склеиваемого мате-
риала и определение геометрических размеров и форм, а также
массы конструкции с обеспечением минимальной массы, макси-
мальной технологичности и минимального расхода материалов.
Для начала проектирования конструктор должен иметь сле-
дующие данные.
1.	Физико-механические и технологические (с точки зрения
окончательной подготовки поверхностей под склейку) свойства
склеиваемых материалов.
2.	Геометрические характеристики (толщины, ширины, длины
и переходы) склеиваемых элементов конструкций.
3.	Эксплуатационные и технические требования к будущему
клеевому соединению, вытекающие из эксплуатационных требова-
ний ТЗ и РДТТ и условий среды, окружающей клеевое соединение
(температурный диапазон и изменение температуры во времени,
128
влажность и другие свойства среды и изменение времени их воз-
действия на соединение и т. д.).	'
4.	Требования к физико-механическим свойствам клеев (напря-
жения при растяжении, сдвиге, отдире, сжатии и т. д.) и уровни
минимально допустимых значений физико-механических свойств.
5.	Физико-механические свойства клеев, наиболее полно отве-
чающие требованиям, предъявляемым к конструкции.
6.	Давления и температуры, которые могут выдержать склеи-
ваемые элементы конструкции. Например, при наклеивании
на ТЗП дополнительных конструктивных элементов (манжет заря-
да или элементов внутренних магистралей) практически не допу-
скается повторный нагрев ТЗП, имеющего в своей основе резину,
уже вулканизованную при термообработке стеклопластикового
корпуса.
7.	Технологическую последовательность процесса склеива-
ния, отверждения и контроля качества соединения.
Клеи можно классифицировать в зависимости от назначения,
химического состава, способа нанесения, условий отверждения,
вязкости и т. д.
По назначению клеи, применяемые в РДТТ, делятся на:
клеи, применяемые для соединения металлов с металлами
и неметаллами (в том числе с теплозащитными материалами);
клеи, применяемые для соединения неметаллов (пластмасс,
волокнистых композиционных материалов, керамики и т. д.);
клеи, применяемые для соединения резины и резинотканевых
материалов между собой и с металлами.
Краткие сведения из технологии о методах нанесения клеев. Клеи наносятся
в жидком состоянии или в виде пленок. Жидкий клей наносится кистью, пуль-
веризатором, напылением, поливом, смачиванием, окунанием и др. При нане-
сении клеев, обладающих высокой вязкостью (например, клеев, содержащих
большое количество наполнителя), применяют шпатели.
• Применение пленочных клеев рекомендуется при склеивании ровных по-
верхностей или поверхностей, изогнутых незначительно.
Об отверждении клеев. Температура, давление и продолжительность процесса
отверждения играют важную роль. Достаточно удобно производится нагрев
в электронагреваемых камерах или камерах, обогреваемых горячими газами
или паром.
Необходимые давления при этом могут быть созданы посредством струб-
цин, пружинных или болтовых зажимов, в специальных прессах, в гидроклавах
(автоклавах) с применением вакуумных резиновых мешков.
О подготовке склеиваемых поверхностей. Подготовка поверхностей склеи-
ваемых элементов конструкций имеет одно из самых важных значений в обеспе-
чении адгезии клея со склеиваемым материалом. Критерием высокого качества
подготовки поверхности может служить полное разрушение клеевого соедине-
ния в результате когезии.
В РДТТ чаще применяются следекшие конструкционные материалы:
стали, титановые и алюминиевые сплавы, асбо-, стекло-, органе- и углепластики.
Склеиваемые поверхности стальных конструктивных элементов должны быть
доступны для обезжиривания протиркой с растворителем для удаления загряз-
нений, промывки водой, спиртом, высушивания; алюминиевые — для травле-
ния в растворе серной кислоты с хромпиком.
9 Фахрутдинов И. X. и др.	129
Конструктору следует знать, что анодированные поверхности алюминиевых
деталей имеют худшую адгезию, чем чистые травленые. Склеиваемые поверх-
ности деталей из титановых сплавов должны позволять производить травле-
ние в смеси, например, азотной н плавиковой кислот. Крупногабаритные де-
тали могут обрабатываться другими средствами, но во всех случаях склеивае-
мые поверхности должны -быть доступны дли обработки под склейку.
Неметаллические элементы конструкций (ТЗП, стеклопластиковые и дру-
гие пластмассы) зачищают наждачной бумагой или подвергают легкой песко-
струйной обработке. Затем сдувают пыль и перед склейкой очищают от жира,
влаги и пыли.
Графитовые вкладыши должны позволить следующую обработку склеивае-
мых поверхностей: очистку ацетоном, зачистку наждачной бумагой, очистку
слабыми моющими средствами и сушку при температуре не более 50 °C и на-
несения клея н грунта.
Склеиваемые поверхности резиновых элементов должны быть доступны дли
зашкурирования и обезжиривания.
Залогом успешной разработки технологичной конструкции с применением
клеевых соединений является работа конструктора в тесном контакте с мате-
риаловедом для учета всех технологических особенностей и свойств клеящих
материалов.
Контроль непроклеев, т. е. нарушений сплошности клеевого слоя или от-
сутствие адгезии к склеиваемой поверхности, осуществляется, как правило,
иеразрушающими методами контроля, в большинстве своем основанными на
возбуждении в исследуемом участке упругих колебаний звукового и ультра-
звукового диапазона.
Рекомендации по проектированию клеевых соединений. Наи-
более опасными для клеевых соединений являются усилия, вызы-
вающие отдир или неравномерный отрыв. Наличие или возникно-
вение в процессе изготовления, эксплуатации надрывов, трещин
или расслоений у кромки гибкого элемента становится источником
возникновения отдира или неравномерного отрыва. Поэтому при
конструировании необходимо избегать таких соединений, в кото-
рых локально или на краях концентрируются напряжения. Пре-
обладающее большинство клеев обладает высокой прочностью
на сдвиг и низкой прочностью на склеивание и отдиры. Учет этих
свойств клеев — главный критерий при проектировании. Проч-
ность соединения, работающего на сдвиг, прямо пропорциональна
ширине соединения, но увеличение нахлеста соединения по длине
не приводит к возрастанию прочности в прямой пропорции. Объяс-
няется это тем, что края нахлеста принимают нагрузку больше,
чем середина. С увеличением толщины склеиваемых элементов
конструкции прочность соединения также возрастает. Очевидно,
что существует предельно допустимая для данной нагрузки тол-
щина, ниже которой предел текучести станет меньше сдвиговой
прочности клеевого соединения. Аналогичное объяснение отно-
сится к модулям упругости склеиваемых элементов: чем выше мо-
дуль упругости склеиваемых элементов, тем выше прочность
соединения.
Основная область применения клеевых соединений — эле-
менты конструкций, в которых нагрузки могут быть равномерно
распределены по относительной большой поверхности. В случаях
130
Рис. 5.26. Виды разрушения клеевого соединения:
а — адгезионное; б —^когезионное; смешанное; Г— склеиваемые детали: J-72 —
клеевой слой]	3
приложения тяжелых локальных нагрузок клеевые соединения
применять не рекомендуется.
С целью более равномерного распределения напряжений по
поверхности клеевого соединения кромки склеиваемых деталей,
выходящие на край, следует, по-возможности, выполнять ско-
шенными («на ус»). Шиповые сцепления и тонкие переходные
элементы также позволяют существенно увеличить прочность
клеевых соединений. Эти мероприятия оказываются особенно
эффективными в стыковых соединениях.
При разработке конструкции клеевого соединения следует
учитывать, что подготовка склеиваемых поверхностей соединяе-
мых элементов является’одним из самых важных моментов, опре-
деляющих адгезионную связь клея со склеиваемыми материалами,
в условиях эксплуатации и хранения.
Различают адгезионное и когезионное разрушения клеевого
соединения. Адгезионным называют такое разрушение, когда
соединение разрушается по поверхности раздела между клеем
и склеиваемым элементом (рис. 5.26, а). Если разрушение проис-
ходит в пределах собственно клеевого слоя, то такое разрушение
называют когезионным (рис. 5,26, б), 100 %-ое когезионное раз-
рушение характеризует некачественную подготовку поверхно-
стей под склейку.
ГЛАВА 6
СОПЛОВЫЕ БЛОКИ РДТТ

6.1.	ПОСТРОЕНИЕ ПРОФИЛЯ СОПЛА
В сопловом блоке РДТТ происходит преобразование
тепловой энергии продуктов сгорания топлива в кинетическую.
От конструкции сопла существенно зависят энергетические, массо-
вые и прочностные характеристики двигателя.
Сопло — газовый канал переменного сечения, предназначенный
для разгона рабочего тела с целью создания тяги. В минимальном
(критическом) сечении газовый поток приобретает скорость звука,
в расширяющейся части ускоряется до сверхзвуковой скорости.
Сопло или группа сопл образуют в РДТТ сопловой блок, который
является частью двигателя. На сопловом блоке могут устанавли-
ваться устройства, обеспечивающие стабилизацию и управление
ракетой.
В настоящее время в РДТТ устанавливаются конические и про-
Коническое
|	Сопло	|
♦
Г Круглое	I
[ Профилированное ~[—*-[ Кольцевое
Стационарное
I
I Утопленное |
♦ .....................
I Односопловый длок |-
t
| Не регулируемое |
\МногосоплоВый длок\
Штыревое |
Тарельчатое |
для уменьшения задарит ов |
для отклонения газовой струи |
для стабилизации неуправля-
емой ракеты
в ля управления ракетой
|f изменяемой геометрией\
[Пзвважноё! разворачивающееся | регулируемое
Рис. 6.1. Классификация сопл
с уносом массы
со сменными Вкладышами
с подвижным центральным
телам
с автоматическим регули-
рованием.______________
двухрежимное
132
Рис. 6.2. Профиль конического сопла
Рис. 6.3. Оптимальная длина ко-
нического раструба
филированные сопла, применение которых определяется назначе-
нием двигателя, временем его работы, величиной тяги и др. Неко-
торое представление о разнообразии сопл и сопловых блоков пока-
зывает схема, приведенная на рис. 6.1.
В двигателях твердого топлива применяются конические и
профилированные сопла.
Конические сопла просты по конструкции и технологичны в про-
изводстве, но имеют недостатки. К ним относятся: потери удель-
ного импульса из-за рассеивания и трения потока, большой длины
и массы расширяющейся части сопла. Несмотря на это конические
сопла широко применяются в двигателях массового производства
и в двигателях вспомогательного назначения.
Профиль конического сопла образуется двумя конусами:
входным — сужающимся и выходным — расширяющимся. Оба
конуса сопрягаются между собой радиусами гг и г2 или соеди-
няются цилиндрической проточкой, образуя относительно оси
поверхность критического сечения сопла (рис. 6.2). Центры радиу-
сов расположены в плоскости критического сечения. Радиусы
рекомендуется выбирать в следующих пределах: t\ = (0,5 ... 2) гкр,_
г2 = (0,5 ... 3) гкр. Цилиндрическая поверхность, по диаметру
равная £)кр и шириной в несколько миллиметров, создает условия
для лучшего сохранения £>кр в процессе работы двигателя и яв-
ляется удобной технологической базой при изготовлении сопла.
Входной конус обычно конструируют исходя из геометрических
соотношений днища и сопла, расположения заряда в камере сгора-
ния и др. Однако, если входная часть сопла спроектирована с от-
клонениями от рекомендованных соотношений, можно ожидать
заметных потерь удельного импульса двигателя, появления скач-
ков уплотнений в сверхзвуковой части сопла.
Для входной части рекомендуется выбирать угол 0В1 = 30 ...
60° к продольной оси сопла. При увеличении угла рвх свыше 60°
возрастают тепловые потоки, направленные к стенке. В некото-
133
Рис. 6.4. Профиль сопла
рых случаях входную часть
сопла выполняют по дуге ок-
ружности или эллипса.
Выходной конус рекомен-
дуется выбирать с углом к
проддльной оси рвых =
= 7 ... 25°. Увеличение угла
Рвых вызывает уменьшение
доли потерь на трение и увеличение потерь на рассеяние. Умень-
шение угла рвых приводит к обратным результатам. Опыт эксп-
луатации конических сопл показывает, что оптимальным
является значение угла |3ВЫХ = 9 ... 12°.
Длина расширяющейся части определяется, в основном, отно-
шением 8 = Da/DKp. Если Da выбирать для условий полного
расширения газов, сопло получается длинным и тяжелым.
Для получения приемлемых характеристик по тяге и массе сопла
для одноступенчатых ракет класса земля—земля рекомендуется
проектировать се = 1,5 ... 2,5.
При большом удлинении расширяющейся части сопла прирост
тяги (удельного импульса) не компенсирует увеличение массы
сопла. Укорочение сопла производится по тому сечению, где
увеличение тяги становится меньше прироста массы сопла
(рис. 6.3).
Наиболее ответственным является размер диаметра критиче-
ского сечения сопла. В первом приближении его можно найти по
заданному значению тяги двигателя с помощью уравнения
Ркр =	. откуда £)кр = 1/ где Кп — коэффи-
г Ай'к. рас	г л
циент тяги РДТТ.
Методы профилирования позволяют проектировать сопла с мини-
мальными потерями [24].
Указанные методы
расчета предназначены
для гомогенных газовых
потоков, характерных
для ЖРД, но могут
быть пригодны и для
гетерогенных газовых
потоков, свойственных
РДТТ.
Сопло, рассчитанное
методом характеристик,
не удовлетворяет тре-
Рис. 6.5. Номограммы для
определения углов ра и Рь
134
	— расчетный контур ! • табличный	—						
					п = 1,17 Гг=1,13(с=0,№) 1=8,209 г а —3,756 &тах ~1,5 о  । 1		-
							
							
							
				п = 1,13 гг=0,52(с=0,Я) 1=13,08 га-8,397			
							
Vk							
Рис. 6.6. Сравнение контуров, построенных приближенно по номограммам
и точно
бованиям минимальной массы и габаритам. Поэтому реше-
нием вариационной задачи находят оптимальный профиль, кото-
рый отвечает этим требованиям. Для нахождения оптимального
профиля используют упрощенные методы расчета и построения
профиля сопла. Расчет начинают с выбора рационального угла |За
в выходном сечении сопла. Используя метод характеристик,
строят исходный идеальный контур с отклонением в большую сто-
рону в выходном сечении сопла. После чего сопло укорачивают
в том месте, где касательная к контуру составляет выбранный
угол ра.
Для построения контура сверхзвуковой части сопла должны
быть известны следующие параметры:
радиус минимального сечения, гкр;
длина сверхзвуковой части сопла, L;
радиус среза сопла, гв;
радиус скругления горловины сопла, г2;
показатель изоэнтропы, п.
В качестве контура сверхзвуковой части сопла может быть
выбрана линия тока. Ее форму и координаты определяют в ре-
зультате сложного расчета параметров течения. Однако на этапах
предварительного проектирования при оптимизации параметров
двигателя возникает необходимость рассмотрения большого числа
контуров. Для этих целей используется более простая методика
расчета контура (рис. 6.4, 6.5, 6.6).
6.2.	КОНСТРУКЦИЯ ОДНОСОПЛОВЫХ БЛОКОВ
Односопловые блоки получили наибольшее распростра-
нение в РДТТ. Такие блоки в меньшей степени подвержены несим-
метричному эрозионному разрушению и возникновению эксцен-
триситета тяги; им свойственны меньшие потери удельного им-
пульса. Конструкция односоплового блока позволяет реализовать
большую степень расширения и применять такие способы упра-
вления, как вдув газа и впрыск жидкости в сверхзвуковую часть.
К недостаткам односопловых блоков можно отнести значительные
размеры и массу. В простейших небольших двигателях с кратко-
временной работой сопло может быть выполнено в едином узле
135
Рис. 6.7. Металлическое сопло с крыш-
кой
сопловой крышки, а раструб
коническим. На рис. 6.7 приве-
дена конструкция такого сопла,
полученного точением из штам-
пованной заготовки. Во входной
части сопла предусмотрена ци-
линдрическая проточка для ус-
тановки сопловой решетки.
Конструкция конического
сопла средних размеров со смен-
ными вкладышами приведена
на рис. 3.3. Горловина сопла
точеная, соединена с раструбом
сваркой. Раструб изготовлен из листового материала с последу-
ющей механической обработкой.
Стальные сопловые блоки тяжелы, а производство их трудо-
емко. Поэтому в конструкции часто используют различные компо-
зиционные материалы (стекло-, органо- и углепластики). Конструк-
ции из этих материалов легче и более технологичны. При изго-
товлении соплового раструба прессованием проще получить
профилированную поверхность. На рис. 6.8, а приведена кон-
струкция соплового блока, изготавливаемого методом прессова-
ния из материала марки АГ-4. Критическая часть защищена встав-
кой из стеклотесктолита. На рис. 6.8, б показано крупногабарит-
ное, поворотное частично утопленное в корпус двигателя сопло
РДТТ МВКС «Спейс Шаттл». Это сопло со степеньюр асширения
7,16 и профилированной внутренней поверхностью (L = 3,66 м от
горловины до среза, dKp = 1380 £мм, da — 3710 мм) с массой
10 250 кг. В конструкции применено модульное членение, что
облегчает изготовление, сборку и ремонт для повторного исполь-
зования. Сопло состоит из следующих сборочных единиц:
входного обтекателя, состоящего из алюминиевого конуса
с наружным абляционным покрытием и протектором (обтекатель
предназначен для защиты гибкого шарнира);
входной части из алюминиевого сплава с ТЗП и облицовочным
покрытием /;
горловины сопла—наиболее теплонапряженной части, Состоя-
щей из стальной оболочки с теплозащитным абляционным покры-
тием 2;
переднего выходного конуса, изготовленного из стали с ком-
позиционным теплозащитным покрытием 4;
заднего выходного конуса 7 с сопловым насадком, силовая
часть которого изготовлена из алюминиевого сплава, облицован-
ного композиционным материалом. Алюминиевый корпус имеет
кронштейны для крепления приводов 5 и устройство с линейным
детонирующим зарядом 6 для отделения насадки;
неподвижного кожуха, состоящего из стальной конической
оболочки с фланцем 3, облицованной теплозащитным покрытием
136
Рис. 6.8. Сопла с теплозащитными
и эрозиоиио ^стойкими элементами:
а — с прессованным раструбом: б — соп-
ло РДТТ «Спейс Шаттл»
и ^предназначенного для креп-
ления подвижной части сопла с
гибким шарниром к корпусу
двигателя.
Газовые потоки современных
РДТТ содержат в своем составе
жидкие или"! твердые частицы
продуктов сгорания. Воздейст-
вие такого потока на стенки сопла сопровождается эрозией. Особен-
но заметно эрозионное воздействие проявляется на входе в крити-
ческую часть сопла и на выходной кромке. Защита критического
сечения сопла от эрозии осуществляется применением эрозионно
стойких материалов, таких, как графит, стекло- и углепластики
и других материалов на их основе.
Применение односопловых блоков, особенно в крупногабарит-
ных двигателях, приводит к увеличению длины РДТТ. С целью
сокращения длины сопло частично утапливают внутрь камеры дви-
гателя. В существующих конструкциях степень утопленности
сопла различна и колеблется в пределах от 0,15 до 1,0 [11 ]. Под
степенью утопленности сопла понимаем отношение расстояния от
плоскости входного сечения сопла до плоскости, проходящей через
фланец крепления сопла, к общей длине сопла: Ln = LJL,
Ln — глубина погружения; L — общая длина сопла.
Для двигателей небольших размеров сопло можно заглублять
значительно больше, чем для крупных двигателей. Неподвижные
сопла можно заглублять на всю длину. Для сопл с газодинамиче-
ским управлением степень утопленности определяется местом
расположения органов управления, приводов и удобством обслу-
живания системы.
137
Входная часть сопла должна быть хорошо защищена от термо-
эрозионного воздействия газового потока. Для этого применяется
комбинация различных материалов,каждый из которых выполняет
определенные функции. Наружной поверхности утопленной части
сопла придают такую форму и задают зазоры между зарядом
и соплом, чтобы скорость течения продуктов сгорания была мини-
мальной. При недостаточных зазорах возрастает интенсивность
разрушения и унос теплозащитного покрытия. Кроме того, возни-
кают кольцеобразные вихри, которые, срываясь, могут усиливать
акустические продольные колебания, возникающие в результате
вибрационного горения топлива..
Профиль входа внутренней части выполняется по дуге эллипса
с соотношением осей 3 : 2. Все сопрягающиеся поверхности
должны сопрягаться радиусами. Наибольший унос материала
наблюдается на входной кромке утопленной части сопла, поэтому
необходимо делать эту часть из эрозионно стойких композицион-
ных материалов. Наружная часть сопла имеет металлическую или
стеклопластиковую (органопластиковую) силовую оболочку,с эле-
ментами крепления к корпусу двигателя. Внутренняя поверх-
ность стенки сопла защищена слоем эрозионно стойкого покры-
тия (ЭСП).
Расчет утопленной части силовой оболочки ведется на устой-
чивость как тонкостенной оболочки двойной кривизны. Мини-
мальную толщину можно найти, определяя толщину в нескольких
сечениях [13]:
я	яв^к max COS Р
°minn — ' n	k ’
где rn — текущий радиус;! Рк гаах — максимальное] давление
в камере сгорания; Мл — число Маха в рассматриваемом сече-
нии; Ов^ — временное сопротивление с учетом температуры на-
грева; k — показатель адиабаты; мв — запас прочности; 0 —
угол наклона касательной в рассматриваемом сечении сопла.
6.3.	МНОГОСОПЛОВЫЕ БЛОКИ
В неуправляемых ракетах многосопловой блок приме-
няется для сокращения длины двигателя, отклонения газовой
струи от деталей и устройств, на которые не допускается воздей-
ствие струи, стабилизации ракеты в полете вращением.
В управляемых ракетах многосопловые блоки применяются
для размещения исполнительных органов управления, создания
управляющих усилий и моментов.
Многосопловой блок по сравнению с односопловым имеет
следующие недостатки:
138
в нем ухудшаются условия входа газов в сопло, что приводит
к более интенсивному уносу теплозащитного слоя и неравномер-
ному разгару критических сечения и раструбов сопл;
разнотяговость сопл вследствие разброса размеров при изго-
товлении и неравномерного разгара в процессе работы РДТТ;
относительно большие потери в удельном импульсе.
Для стабилизации неуправляемой ракеты вращением приме-
няются многосопловые блоки с соплами, расположенными под
некоторым углом к продольной оси двигателя на диаметре
(рис. 6.9). Боковые составляющие реактивной силы 7?б, действуя
на плече dx/2, создают стабилизирующий момент Л4СТ, который
можно приближенно определить по зависимости [18]
Рис. 6. ГО. Миогосопловой блок
Рис. 6.11. Блок с расположением
осей сопл под углом к оси РДТТ
139
где Р— внешняя возмущающая сила; е — эксцентриситет ракет-
ного снаряда; Jp, J3 — полярный и экваториальный моменты
инерции ракеты; — момент сопротивления, считается задан-
ной аэродинамической характеристикой. Угол наклона сопла
к продольной оси ^двигателя
. S / Л1ст \
а = агсМда7г)’
где R — суммарная тяга двигателя.
Время работы РДТТ неуправляемых ракет не превышает одной
секунды, поэтому обычно сопловой блок выполняется из малоугле-
родистой стали без применения теплозащитных покрытий и вста-
вок в критическое сечение сопла.
Диаметр критического сечения сопла находят, используя урав-
нение
Р ___ upTS2
Г«Р“ <рЛРк ’
откуда площадь критического сопла в многосопловом блоке
F кр — F кр/^»
где г — число сопл в многосопловом блоке,
Дкр =	4Fкр/л .
На рис. 6.10 приведена конструкция многосоплового блока дви-
гателя системы «мягкой» посадки спускаемого аппарата «Союз».
Конструкция многосоплового блока для двигателей, реактивная
струя которых не должна попадать на обшивку ЛА или другого
объекта, расположенного напротив сопл, показана на примере
двигателя мягкой посадки космического корабля системы «Вос-
Рис. 6.12. Многосопловой блок
с поворотными соплами
ход» (рис. 6.11) — 4 сопла установ-
лены под углом 30° к оси двигателя.
Оси всех сопл пересекаются в одной
точке на оси двигателя. Между соп-
лами располагаются проушины для
крепления троса со спускаемым ап-
паратом.
В маршевых двигателях управ-
ляемых ракет применяются сопло-
вые блоки, обеспечивающие разме-
щение органов управления. Возмо-
жен вариант с четырьмя соплами,
которые позволяют управлять кур-
сом, тангажом и креном. Поскольку
время работы маршевых двигателей
составляет от нескольких десятков
секунд до нескольких минут, стен-
ки сопловых блоков теплоизолируют
140
и устанавливают термоэрозионностойкие вкладыши в критическое
сечение сопла. На рис. 6.12 приведен общий вид многосоплового
блбка с поворотными соплами.
6.4.	КОЛЬЦЕВЫЕ СОПЛА
Сопла, с установленным внутри центральным телом,
получили название кольцевых. Критическое кольцевое сечение мо-
жет лежать в плоскости, перпендикулярной оси сопла, или быть
наклоненным к ней под некоторым углом. Многочисленные схемы
кольцевых сопл можно свести к двум основным разновидностям:
сопло с внешним расширением или штыревое (рис. 6.13, а, б)
и сопло с внутренним расширением или тарельчатое сопло (см.
рис. 6.13, в).
Штыревые сопла могут быть с полным и укороченным внешним
контуром. Если критическое сечение штыревого сопла наклонено
к оси, то длина центрального тела получается меньше. В некото-
рых случаях можно укоротить центральное тело и закончить его
плоским срезом, перпендикулярным оси сопла. Все эти мероприя-
тия позволяют уменьшить массу сопла.
По сравнению с круглыми соплами, кольцевые сопла само-
регулируются по высоте, что позволяет получать лучшие характе-
ристики удельной тяги по траектории полета ракеты. С помощью
центрального тела кольцевого сопла можно регулировать вектор
тяги по величине и направлению. Свободный объем центрального
тела может быть использован для размещения приводов, заряда
воспламенителя и др.
К недостаткам кольцевых сопл следует отнести некоторые
потери, связанные с установкой опор для закрепления централь-
ного тела, для уменьшения тепловых потоков, поступающих
в центральное тело, применяют тепловую защиту.
6,5.	'СОПЛОВЫЕ БЛОКИ ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИИ
С ВЫСОКОЙ СТЕПЕНЬЮ РАСШИРЕНИЯ
Существует реальная возможность увеличения удель-
ного импульса высотной ступени ракеты путем увеличения геоме-
141
трической степени расширения сопла еа = da/dK9 [36]. Однако
практическая реализация такой конструкции представляет опре-
деленную трудность.
Сопла изменяемой геометрии с высокой степенью расширения
в нерабочем положении имеют компактную укладку и небольшие
габаритные размеры по длине двигателя, а в рабочем — изменяют
габаритные размеры (удлиняются) и приобретают заданный про-
филь. При переводе в рабочее состояние может изменяться длина
или диаметр сопла на выходе или же и длина и диаметр. Перевод
в рабочее положение может осуществляться специально предна-
значенными для этих целей приводами или использоваться энер-
гия истекающих из двигателя газов.
Все известные схемы можно объединить в группы по принципу
работы.
Раздвижные сопла. Общим в этой группе является принцип
складывания и развертывания сопла, состоящего из отдельных
конических или профилированных элементов. На рис. 6.14 пока-
зано раздвижное сопло, неподвижная часть которого не отличается
по своей конструкции от ранее рассмотренных. Выдвижные сек-
ции изготавливаются, например, из материала «углерод—угле-
род^. Соосное выдвижение насадков обеспечивается пневмоцилин-
драми, которые равномерно расположены вокруг сопла. В сло-
женном состоянии насадки располагаются вокруг неподвижной
части сопла и удерживаются в таком положении фиксаторами.
Пневмоцилиндр имеет телескопическую конструкцию и в сложен-
ном положении располагается под
Концевые фланцы насадков име-
ют цилиндрические участки с уп-
большим углом к оси сопла.
'//Л7Л
Рис. 6.15. Устройство для фиксации
и герметизации насадков сопла:
1 — подвижный насадок; 2 — фиксатор;
3 — прокладка; 4 — герметизирующая
манжета; 5 — неподвижный раструб со-
пла
Рис. 6.14. Раздвижное секционное
сопло:
а — исходное положение; б — положение
в процессе работы РДТТ
142
Рис. 6.16. Сопло с деформируемым
насадком:
а — исходное положение; б — положение
в процессе работы РДТТ; 1 — мембрана
Рис. 6.17. Разворачивающееся сопло:
а — исходное положение; б — положение
в процессе работы РДТТ
лотняющей прокладкой. В развернутом положении прокладка
поджимается цилиндрическими поверхностями и создает необхо-
димую герметичность стыка и фиксацию (рис. 6.15).
Пневмоцилиндры могут приводиться в действие сжатыми инерт-
ными газами или газами, отобранными из двигателя. Недостатками
этой конструкции является необходимость иметь громоздкие уст-
ройства для развертывания — пневмоцилиндры; возможная
герметичность узлов стыка секций; возможность перекоса из-за
неодновременного раздвижения нескольких пневмоцилиндров.
Разворачивание сопла без пневмоцилиндров может производится
с помощью щитков, которые помещаются в газовую струю дви-
гателя. После того как сопло развернется, щитки сбрасываются.
Такое решение значительно упрощает и облегчает конструкцию.
Для соосного и равномерного движения секций необходимо иметь
направляющие.
На рис.’ 6.16 приведена схема сопла с деформируемым насад-
ком [38]. Подвижная часть сопла изготавливается из тонкого
листа жаропрочной стали или ниобиевого сплава. Один торец
оболочки соединен с неподвижной частью сопла. Выходная часть
закрыта мембраной из прорезиненной ткани. В сложенном состоя-
нии подвижная часть располагается вокруг неподвижной части
сопла. Под действием незначительного давления газов в момент
запуска двигателя сопло разворачивается. При этом в тонкой
оболочке происходит пластическая деформация, способствующая
образованию жесткой оболочки. После того как сопло полностью
развернется, мембрана разрушается. Конструкция имеет достаточ-
ную жесткость и малую массу. Для разворачивания сопла не тре-
буются направляющие и герметизация стыков. Для разворачи-
вания может быть использовано телескопическое устройство,
однако- это значительно усложняет конструкцию, увеличивает
массу сопла. Привод при этом должен быть достаточно мощным
143
Рис. 6.18. Эластичный разворачива-
ющийся раструб сопла:
а — исходное положение раструба сопла;
б — положение раструба в процессе ра-
боты РДТТ
Рис. 6.19. Сопло с разворачивающим-
ся металлическим иасадком:
а — исходное положение; б — положение
насадка в процессе работы РДТТ
для преодоления сил, связанных с деформацией разворачиваю-
щегося сопла.
Конструкция сопла с продольно-гофрированным насадком позво-
ляет сократить Da в нерабочем положении. Насадок выполняется
из тонколистового ниобиевого сплава. С одной стороны насадок
крепится к неподвижной части сопла. В нерабочем положении
насадок укладывается за срезом неподвижной части сопла с обра-
зованием продольных гофров. Перевод в рабочее положение может
производиться телескопическими пневмоцилиндрами или другими
подобными механизмами. При подъеме на высоту уменьшается
внешнее давление и появляется перепад давлений, в результате
происходит расширение насадка и образование конического сопла,
при этом гофрированная поверхность расправляется.
Разворачивающееся сопло с мягким насадком, закрепленным
на неподвижной части сопла, укладывается внутри сопла
(рис. 6.17) с образованием гофров. Эластичная часть сопла выпол-
нена из армированного каучука или листового асбеста, армиро-
ванного проволокой и пропитанного тефлоном. Перевод в рабочее
положение происходит под действием истекающих газов. Недостат-
ком конструкции является малая жесткость насадка, которая
может привести к потере устойчивости [361.
Другая конструкция эластичного разворачивающегося сопла
показана на рис. 6.18. Конструкция компактна, имеет малую
массу. Разворачивающаяся часть сопла изготовлена из ткани,
основу которой составляют кварцевые волокна «ковер». Внутрен-
няя поверхность сопла армирована пучками углеродных волокон,
которые заделаны в ткань наподобие ковра. Углеродные волокна
со стороны заделки в ткань закреплены слоем эластомера. Пучки
волокон имеют различную высоту: ближе к критическому сечению
сопла длина нити больше, чем у среза. Жесткость конструкции обе-
144
спечивается пустотелым на-
дувным кольцом из прорези-
ненной нейлоновой ткани,
закрепленным на срезе сопла.
Насадок примотан к соплу
лентой из кварцевых воло-
кон, пропитанных фенольной
смолой. В сложенном поло-
жении насадок защищен
кожухом из силиконовой
резины, который при разво-
рачивании сбрасывается.
Разворачивание произво-
дится с помощью несколь-
Рис. 6.20. Лепестковое сопло:
а — исходное положение; б — положение на-
садка в процессе работы РДТТ
ких телескопических гидроцилиндров, расположенных равно-
мерно вокруг сопла и закрепленных на неподвижной его части.
На рис. 6.19 представлена схема сопла с разворачивающимся
тонкостенным металлическим насадком, уложенным внутри сопла
с образованием гофров. Насадок изготавливается из тонколистового
ниобиевого сплава. Один торец насадка закрепляется на неподвиж-
ном сопле из материала углерод — углерод. Сложенный с обра-
зованием гофров насадок 'располагается внутри неподвижного
сопла, перпендикулярно его оси. Раскрытие происходит в два
этапа: в начальный момент работы двигателя — разворот насадка,
а затем после выхода двигателя на режим, расправление гофриро-
ванной поверхности [38]. Конструкция отличается простотой,
компактностью, отсутствием привода для раскрытия, герметич-
ностью стыка.
Лепестковые сопла. В этой конструкции можно реализовать
Рис. 6.21. Надувное сопло:
а — исходное положение; б — положение
насадка в процессе работы РДТТ; 1 —
газогенератор для наддува оболочки рас-
труба; 2 — шарнир; 3 — прижимная пла-
стина; 4 — уложенная оболочка; 5 —
сопло; 6 — развернутый (наддутый) рас-
труб; 7 — герметизирующая пропитка;
8 — наружный тканевый слой; 9 — лента;
10 — внутренний тканевый слой; 11 —
эрозионно стойкий слой
большую степень расширения.
Оно наиболее сложно по офор-
млению, герметизации стыков,
требует сложных устройств для
Рис. 6.22. Комбинированное раздвиж-
ное сопло с большой степенью рас-
ширения:
1 — неподвижная часть сопла; 2 — раз-
движные насадки; 3 — разворачивающий-
ся тонколистовой металлический насадок;
4 — контур сопла в рабочем положении
10 Фахрутдинов И. X. и др.
145
раскрытия и их одновременного разворачивания. Лепестки могут
компактно складываться при помощи шарниров с наружной сто-
роны сопла в один, два и более рядов. Лепестки изготавливают-
ся из композиционного материала углерод—углерод. Шарниры,
соединяющие лепестки, выполняются из тугоплавкого металла.
Схема конструкции лепесткового сопла с одним рядом лепест-
ков приведена на рис. 6.20.
Надувные сопла. Расширяющаяся часть сопла изготавли-
вается из эластичного материала. Укладка может быть выбрана
в любом удобном месте; внутри сопла, снаружи, на срезе или быть
комбинированной. Для изготовления могут применяться объем-
ные ткани, состоящие из двух лицевых тканей, соединенных между
собой нитями. Объемная ткань может изготавливаться из ком-
плексной пряжи переменной толщины. Для защиты внутренней
поверхности сопла от воздействия горячих газов наносится слой
бутадиенового каучука или резиноподобные материалы. На
рис. 6.21 приведена схема надувного сопла. Расширяющаяся часть
укладывается вокруг неподвижной части сопла и удерживается
пластинами, шарнирно прикрепленными к корпусу. Наддув
оболочки производится с помощью специального устройства инерт-
ным газом. Для повышения жесткости сопла используется пено-
пласт.
Комбинированные разворачивающиеся сопла предусматривают
различные сочетания рассмотренных ранее схем. На рис. 6.22 [37 ]
приведена схема сопла, в которой объединены принципы раздвиж-
ного составного сопла с гибким металлическим разворачиваю-
щимся насадком.
ГЛАВА 7
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА РДТТ
7.1. ОСОБЕННОСТИ УСЛОВИЙ РАБОТЫ
И МЕТОДЫ ОЦЕНКИ ТЕПЛОЗАЩИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ
Работоспособность конструктивных элементов РДТТ
зависит от параметров и состава продуктов сгорания твердого
топлива, от интенсивности теплообмена между продуктами сгора-
ния и внутренними элементами двигателя, между набегающим
потоком окружающего воздуха и наружной поверхностью двига-
теля, а также от времени его работы.
Анализ параметров современных РДТТ показывает, что макси-
мальное давление продуктов сгорания в камере находится в пре-
делах 4 ... 15 МПа, а время работы — от 1,5 до 100 с. Характер-
ной особенностью современных смесевых твердых топлив является
высокая температура продуктов сгорания (Т = 3000 ... 3500 К)
и значительное содержание частиц конденсата (до 40 % по массе).
При таких параметрах продуктов сгорания процесс теплообмена
в современных РДТТ протекает весьма интенсивно. Анализ тепло-
вой напряженности основных элементов современных РДТТ пока-
зывает, что удельные тепловые потоки к отдельным элементам
могут достигать (2,3 ... 11,6)-10е Вт/м2.
Очевидно, что без принятия специальных мер по тепловой
защите стенок двигателя с продолжительным режимом работы
может произойти разрушение по одной из следующих причин:
вследствие разогрева и механического разрушения стенок или
вследствие -прогорания стенок, оплавления или деструктивного
разрушения материала.
Поэтому при проектировании РДТТ стремятся создать такую
конструкцию двигателя, чтобы в течение всего рабочего процесса
температура несущих оболочек и других элементов конструкции
не превышала допустимых значений. Достигается это правильным
выбором схемы тепловой защиты силовых стенок, обоснованным
подбором материалов для конструкции и определением необхо-
димых толщин ее отдельных элементов.
Как правило, силовые стенки РДТТ защищаются от воздей-
ствия высокоэнтальпийных продуктов сгорания при помощи
теплозащитных материалов (ТЗМ). Материалы по газовому тракту
РДТТ работают в потоке химически активных газов, при высоких
температурах, давлениях и скоростях газов, удельных тепловых
потоков и температурных градиентов. Необходимо отметить и то,
10*
147
что разнообразие геометрических форм заряда (наличие щелей,
ребер, внезапных расширений и сужений) приводит к сложной
гидродинамической картине движения газа в проточной части
РДТТ. В таких условиях большинство ТЗМ проточной части
работают с уносом массы, что может быть обусловлено как тепло-
вым воздействием высокоэнтальпийного потока газов (коксова-
ние, пиролиз, оплавление, сублимация и т. д.), химическим и меха-
ническим воздействием высокоскоростного потока газов с конди-
сированной фазой на нагретую поверхность, а также всеми упомя-
нутыми факторами, вместе взятыми.
Рассматривая те или иные механизмы уноса массы ТЗМ по газо-
вому тракту РДТТ, можно отметить, что основным фактором,
определяющим работоспособность материалов при любом меха-
низме уноса массы является степень их нагревания, что при задан-
ных температуре и давлении газов в камере сгорания определяется
скоростью их движения.
По интенсивности воздействия газового потока на ТЗП и эро-
зионно стойкие материалы газовый тракт РДТТ можно разбить
на следующие зоны:
1)	застойная;
2)	переднего днища (скорости движения продуктов сгорания
до 50 м/с);
3)	соплового днища (скорость движения продуктов сгорания
до 300 ... 350 м/с);
4)	дозвуковая соплового тракта (скорости продуктов сгорания
от 350 м/с и до звуковых);
5)	критическая соплового блока;
6)	сверхзвуковая соплового тракта (скорости до 2500 ...
2800 м/с).
Для первых трех зон основным назначением ТЗМ является
защита несущих элементов конструкции от чрезмерного нагрева.
Для последних трех зон — сохранение заданной геометрической
формы. Это обстоятельство и определило основное деление мате-
риалов на ТЗП и эрозионно стойкие (ЭСП). Так как условия ра-
боты и конкретные требования к материалам изменяются в широ-
ких пределах, следует всегда учитывать относительную условность
такого деления.
В связи со сложными газодинамическими свойствами потока
в РДТТ для правильного выбора и назначения ЭСП и ТЗМ тре-
буется тщательное изучение сложного газодинамического, тепло-
вого и химического воздействия потока сгорания твердых топлив
на материалы с учетом конструктивных особенностей РДТТ, про-
цессов взаимодействия между потоком и материалом с учетом
изменения свойств и структурных превращений последних, воз-
можного влияния применяемых материалов на характеристики
РДТТ.
Указанные направления охватывают широкий круг вопросов
термодинамики, газовой динамики, тепломассообмена, физиче-
148
ской химии, внутренней баллистики твердотопливных двигателей,
материаловедения и т. д.
Недостаточная точность аналитических методов указанных
явлений вызывает необходимость использования эксперименталь-
ных данных. Поэтому в практике отработки теплозащитных мате-
риалов для РДТТ в настоящее время распространение получил
метод, основанный на применении интегральных энергетических
характеристик ТЗП, определяемых в специальных моделирующих
условиях малогабаритных РДТТ.
Оценка уноса массы в РДТТ в этом случае сведена к оценке
основных характеристик, определяющих работоспособность и весо-
вое совершенство материала в зависимости от внешних условий
работы (скорости, давления, температуры и химического состава
обтекающего потока), в том числе:
а)	скорости перемещения зоны деструкции в глубь покрытия,
характеризуемой конкретной для каждого материала изотермой Vr;
б)	скорости перемещения поверхности уноса Уу;
в)	параметра эффективности L = характеризующего ве-
совое совершенство материала.
Анализ свойств потоков продуктов сгорания в камере, анализ
применяемых схем и характеристик ТЗП позволяет выделить
следующие основные типы обтеканий.
1.	Обтекание поверхностей при малых скоростях потока
(до 40 ... 50 м/с), включая так называемые застойные зоны. Тепло-
защитные покрытия в этих условиях работают практически без
уноса твердого коксоподобного слоя, образующегося в результате
пиролиза — происходит лишь пиролиз (деструкция) материала
с сопутствующими процессами (вдув газообразных продуктов
пиролиза, науглероживание коксового слоя и т. д.).
2.	Обтекание при скоростях потока от 50 м/с до 300 ... 350 м/с.
Здесь иногда целесообразно выделить две подгруппы в зависимости
от диапазона скоростей: обтекание при скоростях потока до 150 м/с
и обтекание .при скоростях потока до 350 м/с. При этих условиях ,
наряду с пиролизом материала происходит также унос коксо-
вого слоя; скорость процессов пиролиза и уноса растет с увеличе-
нием скорости потока.
3.	Сложное обтекание — отрывное течение, набегающий поток,
изменение напряжения потока и т. д.
Указанные характеристики (VT, Vv, L) должны быть опреде-
лены для каждого ТЗМ.
7.2. ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ И ЭРОЗИОННО СТОЙКИЕ
МАТЕРИАЛЫ
На конструктивные элементы РДТТ воздействуют зна-
чительные внутренние и внешние тепловые нагрузки. Внутренние
тепловые нагрузки обусловлены высокими температурами про-
149
дуктов сгорания твердых топлив при больших давлениях и ско-
ростях движения газов. Внешние тепловые нагрузки обусловлены
воздействием высокотемпературных газов при запуске ракеты
(особенно при пуске из шахты) и из-за аэродинамического нагрева
при полете в плотных слоях атмосферы. Поэтому для несущих
элементов конструкции, выполняемых из высокопрочных сталей,
сплавов и стеклопластиков, заметное снижение прочности кото-
рых начинается при сравнительно небольших температурах, необ-
ходима специальная защита от теплового воздействия.
ТЗП корпусов и днищ. В качестве ТЗП для внутренних по-
верхностей корпусов все шире применяются эластичные, сравни-
тельно легкие материалы на основе каучуков и совмещенных
связующих. При выборе ТЗП для внутренней защиты камеры сго-
рания двигателя существенное значение имеют ее габаритные
размеры и условия работы. Под внутренней теплозащитой корпу-
сов и днищ подразумевают ТЗП и защитно-крепящий слой (ЗКС).
Назначение ТЗП — защита несущих обечаек конструкции от
воздействия высокотемпературного газового потока.
Назначение ЗКС — обеспечение прочного скрепления напол-
нителя с обечайкой корпуса и защита твердого топлива от внеш-
них тепловых потоков (аэродинамического нагрева).
К ТЗП предъявляются следующие требования: возможно
более высокая температура плавления; повышенная устойчивость
к термической и термоокислительной деструкции и газовой эро-
зии; химическая стойкость относительно различных сред; низкая
тепло- и температуропроводность; высокая теплоемкость; низкая
плотность; надежная адгезия как к металлической поверхности,
так и к заряду или ЗКС.
К ЗКС предъявляются следующие требования: низкая плот-
ность; прочностные и жесткостные характеристики должны быть
близки по величине к характеристикам заряда; стабильность
свойств во времени; надежная адгезия к поверхности несущей
обечайки или ТЗП и к поверхности заряда; достаточная негигро-
скопичность ЗКС.
Для защиты стенок камер сгорания двигателей от теплового
и эрозионного воздействия применяются эластичные ТЗП на
основе каучуков и жесткие ТЗП из текстолитов или пресс-материа-
лов.
Основными компонентами материалов защиты камер сгорания
являются: ' связующие (высокомолекулярные! смолы, каучуки,
композиции каучуков и смол) и наполнители (измельченные окис-
лы, минералы, отвержденные и измельченные смолы). Для обеспе-
чения технологичности в рецептуру покрытия вводятся специаль-
ные добавки.
ТЗП на основе каучуков обладают большой эластичностью,
низкой температуропроводностью, сравнительно низкой плот-
ностью, стабильными теплозащитными свойствами, технологич-
ностью нанесения. Однако существенным недостатком их является
150
низкая эрозионная стойкость при больших скоростях газового
потока.
Жесткие ТЗП характеризуются высокой эрозионной стой-
костью, стабильными теплозащитными свойствами, высокими
физико-механическими показателями. Однако они обладают малой
эластичностью (относительным удлинением), что может приводить
к разрушению ТЗП при работе двигателя. Вследствие больших
деформаций несущих обечаек может происходить разрушение
покрытия во времени, а также при транспортировке и вибрациях.
К покрытиям, которые по своим свойствам являются проме-
жуточными между эластичными и жесткими и сочетают их поло-
жительные свойства, относятся прорезиненные и наполненные
ткани. Свойства таких материалов зависят от компонентов резин
и ткани. При этом влияние ткани определяется не только приро-
дой волокна, но и типом плетения.
В зависимости от состава ТЗМ выпускаются в виде листов,
гранул, порошков. Способ нанесения на детали изделия выбирается
в зависимости от исходного состояния полуфабриката.
Для крепления ТЗМ к поверхности корпусов применяются
клеевые композиции, которые должны удовлетворять следующим
требованиям: обеспечение надежности адгезии ТЗП к поверх-
ности детали при длительном хранении изделия; высокая термо-
стойкость; определенная эластичность; технологичность; обеспе-
чение коррозионной защиты металлической поверхности изделия
(совместно с приклеенным ТЗП).
В наибольшей степени указанным требованиям удовлетворяют
многокомпонентные клеевые композиции на основе каучуков и вы-
сокомолекулярных смол.
Для защиты внутренних поверхностей камер сгорания ис-
пользуются материалы двух типов — на основе каучуков и тепло-
стойкие пластмассы.
Для внутренней тепловой защиты переднего днища и корпуса
РДТТ, работающих в условиях высоких температур, но неболь-
ших скоростей движения газов (ш < 50 м/с), как правило, при-
меняются фенольно-каучуковые материалы и резины без мине-
ральных наполнителей.
Для тепловой защиты элементов камеры сгорания в условиях
высоких скоростей продуктов сгорания (до 150 м/с) применяются
материалы такого же типа, но либо армированные асбестовой
тканью, либо с минеральными наполнителями, которые обеспе-
чивают высокую стойкость к эрозионному воздействию.
Для тепловой защиты заднего днища в зоне перехода к кор-
пусу (для зон двигателя с w до 300 м/с) наибольшее распростра-
нение получили слоистые материалы на основе асботкани, стекло-
тканей и углеродных тканей (табл. 7.1 и 7.2 [301).
В перечисленных типах материалов в качестве связующего
вещества используются фенольные и эпоксидные смолы, разложе-
ние которых происходит при температурах 250 ... 400 °C. Недо-
151
Таблица 7.1
ТЗП на основе тканей
Теплофнзнческне характеристики	Фенольное (ФН) свя- зующее с кремнезем- ной тканью	Кремннй- органнче- ское связу- ющее с кремнезем- ной тканью	Эпоксид- ная смола с кремне- земной тканью	Фенольно- формальде- гндное связующее с асбо- тканью
Плотность, 1 • 10-3 кг/м3	1,48	1,50	1,63	1,60
Коэффициент теплопро- водности при 20 °C, Вт/(м- К)	0,27	0,26	0,37	0,4
Удельная теплоемкость при 20 °C, кДж/(кг- К)	1,05	0,88	1,10	1,15
Таблица 7.2
ТЗП из фенольных смол с тканью
Характеристика	Фенольная смола с угле- родной тканью	Фенольная смола с квар- цевой тканью
Плотность, 1 • 10-3 кг/м3	1,40	1,6
Прочность на сжатие, 1 • 10~9 Па Прочность на изгиб, 1-Ю-8 Па	0,17	0,16
	0,17	0,14
Модуль упругости при изгибе, 1-Ю-8 Па	0,014	0,02
Прочность на срез, 1-Ю'8 Па Теплопроводность Вт/(м-К):	0,025	—
при 93 °C	0,12	—
при 66 °C	0,16	—
Удельная теплоемкость при t = 66 °C, 1-10-3 Дж/(кг- К)	1,21	
статком указанных слоистых материалов является низкое удли-
нение при растяжении, обычно не превышающее 1 ... 1,5 %, что
приводит к определенным трудностям при применении их в ка-
честве ТЗМ для корпусов. Для повышения эластичности подоб-
ных материалов на основе фенольно-формальдегидных смол с лю-
бым наполнителем в них вместо части фенольной смолы вводят
каучук, чаще бутадиенакрилонитрильный. Физические свойства
и стойкость к уносу меняются при этом несущественно, но умень-
шается прочность на растяжение. К числу резиноподобных мате-
риалов, применяемых в зонах с небольшими скоростями газов,
относятся композиции, подобные нитрильным, бутадиен-нитриль-
ным, полиуретановым и бутиловым каучукам. Полиуретановое
ТЗП применено на первой ступени ракеты «Минитмен» в верхней
части корпуса. Считается, что наиболее приемлемыми свойствами
обладают материалы на основе сополимера полибутадиенакрило-
нитрила, который применяется на многих РДТТ, в том числе на
РДТТ ракет «Минитмен» и «Поларис». Эти же материалы, арми-
рованные такими наполнителями, которые обеспечивают высокую
152
стойкость к эрозионному воздействию, используются для тепло-
вой защиты других элементов камеры сгорания. В качестве напол-
нителей добавляются асбест, двуокись кремния, углерод, графит
и другие материалы в виде порошка, волокон, гранул.
В термостойких пластмассах в качестве связующего вещества
в основном используются кремнийорганические, фенольные,
эпоксидные, полиэфирные смолы. Наибольшее распростране-
ние получили фенольные смолы. Армирование пластмасс осущест-
вляется неорганическими наполнителями: кремнеземными, квар-
цевыми, угольными, графитовыми, асбестовыми, керамическими.
Содержание наполнителя обычно 25 ... 35 %.
Для тепловой защиты наружных поверхностей РДТТ исполь-
зуется несколько типов материалов; наибольшее применение полу-
чили тонкослойные ТЗМ на основе эпоксидной смолы с неоргани-
ческими наполнителями, наносимые методом напыления и покры-
тия на основе объемных стеклотканей. При этом первый тип покры-
тия используется для условий, когда температура восстановле-
ния набегающего потока воздуха не превышает 2000 ... 2500 К,
второй тип — при температурах более 3000 К.
Кроме того, в США в качестве внешнего ТЗМ применяется
пробковое покрытие «Инсульк 2755».
Нанесение ТЗП на внутренние поверхности камер сгорания.
Нанесение ТЗП на внутреннюю поверхность корпусов может осу-
ществляться механизированным (напыление порошков, центробеж-
ное нанесение паст) или ручным (выкладка листов, засыпка гра-
нул) методами. Процесс нанесения сводится к следующему: перед
нанесением ТЗМ внутренняя поверхность детали очищается на
пескоструйной установке, после чего очищенная поверхность
подвергается химической очистке растворителями. Наносится
клеящий состав, производится выкладка листов ТЗМ (отвержден-
ного или неотвержденного). В случае применения отвержденного
материала изделие выдерживается под небольшим давлением в те-
чение определенного времени при температуре помещения. Нане-
сение предварительно отвержденного ТЗП дает возможность изго-
товлять сложные профили с жесткими допусками, снимает внут-
ренние напряжения, возникающие при термообработке в процессе
формования. В случае неотвержденного материала производится
термообработка материала в термокамере под давлением
0,8 ... 1 МПа при температуре 140 ... 160 °C в течение определен-
ного времени. Для создания давления применяются специаль-
ные стапели в виде металлических барабанов, смонтированных
на планшайбе опорного устройства. На барабан надевается рези-
новый мешок для передачи давления на ТЗП.
Термокамера для отверждения ТЗП представляет конструк-
цию, включающую в себя рабочий объем, калориферы с системой
вентиляторов, приборы управления температурным процессом,
гидровакуумную систему. По окончании термообработки готовое
покрытие подвергается контролю. Контроль производится как
15S
на образцах-свидетелях *, так и непосредственно на изделии
(разрушающие и неразрушающие методы). На образцах- свидете-
лях контролируются физико-механические свойства, степень от-
верждения, плотность. Непосредственно на изделии контроли-
руются качество склеивания (адгезия), геометрические размеры,
твердость и полнота полимеризации по твердости.
Качество адгезии ТЗП, ЗКС к металлу определяется ультра-
звуковыми приборами. Для осуществления контроля изготавли-
ваются эталоны, на которых полностью повторяется схема вы-
кладки ТЗП и ЗКС и конфигурация детали. Кроме того, при не-
обходимости качество адгезии определяется непосредственным
отслаиванием ТЗП и ЗКС от металлической поверхности на изде-
лии. При этом определяется фактическая прочность адгезии.
Эрозионно стойкие покрытия сопл. Условия работы сопл РДТТ
предъявляют к ТЗП этого узла жесткие и многосторонние требо-
вания. Выбор материалов для элементов сопла определяется двумя
основными критериями: распределением температуры вдоль сопла
во время работы двигателя и химическим и эрозионным действием
продуктов сгорания. Материалы для сопл РДТТ должны обладать
жаростойкостью и жаропрочностью при температурах до 3500 К;
достаточной конструктивной прочностью; эрозионной стойкостью
в высокотемпературном сверхзвуковом потоке, насыщенном твер-
дыми частицами; минимальной массой; совместимостью с окружаю-
щей и внутренней средой.
Достаточно легкое сопло может быть получено только при
использовании в конструкции сопла принципа многослойности,
когда каждый отдельный слой конструкции выполняет строго
определенную функцию, а вся сборка в целом обеспечивает рабо-
тоспособность при удовлетворительных характеристиках сопла.
Детали соплового блока по функционированию и месту распо-
ложения могут быть разделены на следующие группы: воротник,
входной конус, облицовка соплового вкладыша, армировка сопло-
вого вкладыша, выходной конус, раструб. В качестве материа-
лов для вкладышей критического сечения сопловых блоков РДТТ
используют тугоплавкие металлы и их сплавы, графиты, а для
крупногабаритных РДТТ — армированные пластмассы, детали
из углерод—углеродных композиций; для входных и выходных
конусов и раструбов — армированные пластмассы.
Выбор материалов для изготовления вкладыша минимального
сечения сопла РДТТ определяется назначением и условиями ра-
боты детали в двигателе. Назначением вкладыша является обеспе-
чение стабильности величины диаметра критического сечения
сопла при условии воздействия на деталь химически активного
потока продуктов сгорания твердого топлива.
* Образцы-свидетели — пластинки из того же материала, что и корпус
двигателя, проходящие вместе с ним весь технологический процесс нанесения
ТЗП. После завершения процесса нанесения ТЗП образцы-свидетели подвер-
гаются всесторонним испытаниям.
154
Таблица 7.3
Типичные характеристики материалов для сопл при Т ~ 293 К
Характеристика	Теплопроводные жаростойкие материалы		
	Графит ATJ	Пиролитиче- ский графит	Вольфрам (кованый)
Плотность, г/см3 Коэффициент тепло- проводности , Вт/ (м2 • К):	1,73	1,80 ..: 2,26 **	19,0
вдоль волокна или слоя основы	104 ... 23,7 *	142,5 ... 89,1 *	142,5 ... 89,1 *
поперек волокна или слоя основы	59,4 ... 22,3 *	1,78 ... 0,45 *	—
Удельная теплоем- кость, Дж/(кг-К) Температурный коэф- фициент, 1-10® К'1: вдоль волокна или слоя основы поперек волокна или слоя основы	0,25 ... 0,6 ** 2,7 4,0	0,22 ... 0,5 ** 4,5 36	0,033 ... 0,047 ** 2,4
Характеристика	Композиционные абляционные материалы		
	Угольная ткань	Графитовая ткань	Кварцевая ткань
Плотность, г/см3 Коэффициент теплопро- водности , Вт/ (м2 • К): вдоль волокна или	1,43 . 1,23 ... 1,38 **’	1,45 3,40 ... 4,31 ***	1,75 0,52 ... 0,56 ***
слоя основы поперек волокна или	0,71 ... 0,86 ***	1,02 ... 1,36 ***	0,45 ... 0,48 ***
слоя основы Удельная	теплоем-	0,20 ... 0,36 ***	0,24 ... 0,39 ***	0,24 ... 0,30 ***
кость, Дж/(кг-К) Температурный коэф- фициент, 1Т0” К”1: вдоль волокна или слоя основы поперек волокна или слоя основы	6,7 9,5 ... 55,8 ***	9,5 31,7	7,0 29,7
* Наименьшее значение соответствует температуре 2473 К-
** Наибольшее значение соответствует температуре 2473 К-
** Наибольшее значение соответствует температуре 673 К.
К материалу вкладыша предъявляются требования повышен-
ной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионной стой-
кости. В табл. 7.3 [30] приведены основные типы материалов.
В качестве материала для вкладышей сопл РДТТ с небольшими
размерами критического сечения (до 300 мм) большое применение
находит графит (главным образом, специально обработанный),
волокнистый композиционный материал углерод—углерод и реже
жаропрочные металлы — молибден и вольфрам. Так, сопловые
вкладыши РДТТ БРСД «Поларис А-1» изготавливаются из молиб-
155
дена (из поковки, методом раскатки с утонением стенки), а сопла
РДТТ одной из ступеней МБР «Минитмен» имеют вкладыши из
графита повышенной плотности.
Для защиты сопловых вкладышей в технически и экономи-
чески обоснованных случаях на их рабочие поверхности тем или
иным способом наносят специальные покрытия. Вкладыши из
графита могут быть покрыты вольфрамом и его сплавами, карби-
дом вольфрама, молибденом и его сплавами, окислами алюминия,
тантала и некоторых других металлов, специальными графитоке-
рамическими покрытиями.
Иногда вместо нанесения на графит защитных покрытий ока-
зывается достаточным провести рекристаллизацию поверхност-
ного слоя с получением так называемой структуры суперграфита,
специальную обработку детали с целью получения на рабочей
поверхности слоя повышенной жаропрочности из карбидов ти-
тана, циркония и т. д.; силицирование, в результате чего в поверх-
ностном слое детали образуется структура, в которой графит
оказывается связанным с карбидом кремния.
Эффективным, но дорогостоящим и технологически сложным
способом обеспечения эрозионной защиты графитовых вкладышей
является нанесение на их рабочую поверхность защитного покры-
тия из вольфрама. Покрытие может наноситься газопламенным
или плазменным напылением, электролитическим осаждением,
спеканием в вакууме (для нанесения покрытий и для непосред-
ственного изготовления вкладышей пиролитическим осаждением
из газообразного состояния).
К материалам, применяемым для вкладышей сопл РДТТ, отно-
сится также пиролитический графит. Процесс его образования
заключается в высокотемпературном пиролизе содержащих угле-
род газов и осаждении освобожденного углерода на технологиче-
ской графитовой оправке. Пирографит — это ориентированный
кристаллический графит.
Интерес к пирографиту объясняется его исключительной
анизотропией теплопроводности: в тонком слое можно реализо-
вать перепад температур до 2000 К. Следует отметить ряд суще-
ственных недостатков пирографита, затрудняющих практическое
использование этого материала в реальных конструкциях. К ним
следует’прежде всего отнести хрупкость; низкую прочность скре-
пления с другими материалами, применяющимися в конструкции
сопл, склонность к расслоению в процессе хранения.
Наиболее эрозионно стойкими при минимальной массе кон-
струкции, по сравнению с перечисленными, являются трехмерные
композиции углерод—углерод (трехмерные углеграфиты). Наи-
больший эффект получается при использовании трехмерных угле-
графитов взамен вольфрам- и молибденсодержащих материалов
для неразрушающихся вкладышей минимального сечения сопла,
окон перепуска газа и клапанов газодинамических систем упра-
вления вектором тяги.
156
Для изготовления раструба сопла и его элементов широкое
применение в качестве теплозащитного и конструкционного
материалов находят стеклопластиковые и углепластиковые мате-
риалы. Теплопроводность стеклопластиков составляет 1/80 тепло-
проводности коррозионно-стойкой стали. Для изготовления стек-
лянных волокон применяются различные марки стекол: безборное
алюмомагнезиальное, или «щелочное», алюмоборсиликатное, или
бесщелочное, с содержанием окислов щелочных металлов не более
2 %, кварцевое с содержанием окиси кремния 100 % и кремнезем-
ное с содержанием окиси кремния 96 ... 98 % [30].
Кремнеземные и кварцевые волокна не теряют своих свойств
до температуры 1370 ... 1770 К (т. е. на 500 ... 600 °C выше тем-
пературы применения волокна из бесщелочного алюмоборсили-
катного стекла), что определяется их высокой температурой пла-
вления 2020 ... 2070 К.
Наибольшее применение в качестве связующих для изготовле-
ния конструкций РДТТ из стеклопластиков нашли модифициро-
ванные и эпоксидные смолы в сочетании с другими смолами,
Наиболее хорошо изученными являются фенольные смолы.
Эти смолы имеют хорошую химическую стойкость, механическую
прочность, хорошие диэлектрические свойства, низкую стоимость
и способность к переработке литьем под давлением. Фенольные
смолы, по сравнению с другими типами смол, имеют наибольшее
применение в теплозащите вследствие способности образовывать
при высоких температурах высокопрочный кокс. Недостатком
является их повышенная хрупкость.
Эпоксидные связующие имеют высокую прочность, хорошую
адгезию и химическую стойкость, очень низкое водопоглощение
и малую усадку. Обычное применение эпоксидных смол ограничи-
вается температурой 450 К. Модифицированные эпоксидные свя-
зующие, особенно те, которые содержат фенольную основу, при-
годны к использованию при высоких температурах. При исполь-
зовании в качестве отвердителя фенольной смолы резольного
типа повышается теплостойкость и огнестойкость эпоксидных
смол.
Кремнийорганические смолы характеризуются хорошей тепло-
стойкостью, высокими механическими свойствами и способностью
длительно использоваться при температуре 420 ... 470 К, а крат-
ковременно — при температуре до 570 К.
Пропитанные тканые ленты изготавливаются из стекло- или-
углелент или тканей обычного тканевого переплетения и предна-
значены для намотки теплозащитного слоя укладкой слоев парал-
лельно потоку.
В перекрестных лентах волокна стеклонитей располагаются
под углом (чаще всего 45°) к направлению ленты. Перекрестные
ленты предназначаются для намотки деталей ТЗП с укладкой
слоев перпендикулярно или под определенным углом к потоку.
Перекрестные ленты изготавливаются вырезкой по диагонали из
157
стеклотканей при перекрестной укладке слоев однонаправленной
ленты с последующей разрезкой на перекрестную ленту необходи-
мой ширины.
Раструбы с углом раскрытия не более 30° изготавливаются
методом окружной намотки, т. е. укладкой лент параллельно
оси вращения на оправку, имеющую профиль наружной поверхг
ности, идентичный внутреннему профилю будущего раструба.
Намотка производится по следующей схеме: леита с раскладчика уклады-
вается на заходиый цилиндр оправки и далее спирально навивается иа оправку
с определенным шагом в зависимости от угла раскрытия до съемного кольца
оправки, где при остановленной подаче подматывается необходимое утолщение.
По окончании намотки заготовка отверждается в гидроклаве при определенной
температуре и давлении, зависящих от марки материала. Далее полимеризо-
ванная заготовка снимается с оправки, механически обрабатываетси по наруж-
ной поверхности и торцам и вклеивается в металлическую оболочку.
При изготовлении раструбов полностью из стеклопластика сначала нама-
тывается эрозионно стойкий слой. Далее заготовка отверждается в гидроклаве
и механически обрабатывается. Затем на заготовку по геодезическим линиям
наматывается силовой слой из однонаправленной ленты под различными углами
к оси в диапазоне 0 ... 30° в зависимости от геометрии и размеров оправки. Углы
укладки стеклоленты могут меняться от слоя к слою или через некоторое количе-
ство слоев. Основным условием намотки силового слоя раструба с соблюде-
нием всех требований по прочности и качеству является укладка ленты по гео-
дезическим линиям.
Для намотки деталей, работающих в критическом сечении сопла, приме-
няется перекрестная лента, структура которой позволяет производить укладку
ленты под углом до 90° к оси детали. Намотка деталей перекрестной лентой чаще
всего производится на станках карусельного типа с вертикальным расположе-
нием оправки. Перекрестная лента, пройдя раскладчик, размягчается при по-
вышенной температуре и растягивается с одной стороны, а затем укладывается
на горизонтальную плоскость вокруг оправки или под некоторым углом к оси
вращения.
После намотки заготовка детали подвеогается термообработке в гидро-
клаве при давлении до 7 МПа.
Тугоплавкие материалы. В современных РДТТ нашли [приме-
нение такие тугоплавкие металлы, как вольфрам, молибден, тан-
тал и их сплавы.
Молибден. Относительно низкая плотность, высокая тепло-
проводность и высокая теплоемкость молибдена позволяют при-
менять его для изготовления облицовок в сопловых блоках РДТТ.
Почти все молибденовые детали изготовляются ковкой. Исследо-
вания показали относительную стойкость молибдена к эрозии
и химическому воздействию продуктов сгорания твердых топлив,
содержащих алюминий. Однако необходимо иметь в виду, что
при температуре поверхности молибдена около 2050 ... 2100 К
воздействие окислительной среды на молибден приводит к его
окислению. При температуре 2150 ... 2200 К образуется легко-
плавкая эвтектика Мо—МоО2, вымываемая потоком газа с боль-
шой скоростью. В тех случаях, когда продукты горения твердого
топлива не окисляют молибден, предел работоспособности его
определяется температурой, близкой к температуре его плавле-
ния. Температура плавления и жаропрочность молибдена может
быть повышена при его легировании вольфрамом.
158
Таблица 7.4
Характеристики некоторых тугоплавких металлов
Характеристики	Мо	Та	W
Температура плавления, К	 2 890	3 269	3 680
Температурный коэффициент в ин- тервале 290 ... 2000 К, К'1 Коэффициент теплопроводности, Вт/(м2-К), при:	6,7	7,7	5,10
290 К	136	62	156
1000 к	113	71	ПО
1500 К	94	76	104
2000 К	78	80	98
2500 К Предел прочности при растяжении, МПа при:	70	98	95
290 К	670/260	500	1 500/300
1000 к	450/120	190	800/180
1500 К	170/60	85	350/100
2000 К	43/25	35	140/60
2500 К '	7	14	45/35
Плотность, кг/м3	10 200	16 600	19 200
Некоторые свойства молибдена, тантала и вольфрама приве-
дены в табл. 7.4. [30].
Тантал. Тантал имеет более высокую температуру плавления,
чем молибден, но при высоких температурах быстро взаимодей-
ствует с водяным паром, окисью углерода, соляной кислотой.
Более стойким является сплав тантала с вольфрамом. Некото-
рые характеристики тантала приведены в табл. 7.4.
Вольфрам. В связи с повышением температуры горения совре-
менных высококалорийных топлив до 3600 К в определенных слу-
чаях для наиболее теплонапряженных элементов конструкции
соплового блока нашел применение вольфрам. Так, из вольфрама
изготавливаются сопловые вкладыши ракет «Минитмен» и «Пола-
рис».
Вольфрам обладает наиболее высокой эрозионной стойкостью
и достаточно высоким сопротивлением химическому воздействию’.
Ценным качеством вольфрама является высокая температура
плавления, стойкость к воздействию тепловых ударов и самая
большая удельная прочность при высоких температурах. Суще-
ственным недостатком является большая плотность.
При использовании вольфрама необходимо иметь в виду,
что унос материала в большинстве случаев может начинаться
задолго до достижения на внутренней поверхности детали темпе-
ратуры плавления или испарения, определяющих изменение физи-
ческого состояния материалов. Заметный унос вольфрама в усло-
виях критического сечения при сгорании твердых топлив без
159
металлических добавок в составе (при условии, когда продукты
распада топлива имеют окислительную способность по отношению
к вольфраму) начинается уже при температуре поверхности
1970 К.
При применении твердых топлив, в составе продуктов сгорания
которых имеются конденсированные частицы окиси алюминия
А12О3, они попадают вначале на относительно холодную поверх-
ность облицовки вкладыша, оседают на стенке, образуя слой,
защищающий материал вкладыша. Увеличение толщины слабо
теплопроводного слоя А12О3 в дальнейшем приводит к нагреванию
его поверхности до температуры 2323 ... 2370 К, определяющей
плавление окислов А12О3. С этого момента происходит интенсив-
ный унос осевшего слоя до оголения вольфрама.
Если продукты сгорания *гвердого топлива не окисляют или
слабо окисляют вольфрам, то можно обеспечить работоспособ-
ность вольфрама до более высоких температур. Если продукты
сгорания твердого топлива имеют большую окислительную спо-
собность по отношению к вольфраму, то начинается окисление
вольфрама и разрушение его.
Графит. Это широко распространенный материал для тепло-
напряженных элементов сопл РДТТ. Он обладает высокой темпе-
ратурой сублимации, высокой теплопроводностью, достаточной
прочностью, особенно при высоких температурах, достаточно
высокой коррозионной и эрозионной стойкостью.
Имеется много видов промышленных графитов, из которых
наиболее широкое применение для изготовления сопловых эле-
ментов нашли поликристаллический (плотный графит), силици-
рованный и пиролитический графиты.
Поликристаллические графиты состоят из графитовых кри-
сталлов, соединенных вяжущей основой. Различные поликристал-
лические графиты имеют плотность (1,6 ... 2,0)- 103 кг/м3. Гра-
фиты с большой плотностью (1,8 ... 2,0)- 103 кг/м3 характери-
зуются достаточно высокой стойкостью к эрозии. Широко ис-
пользуются и силицированные графиты, высокая эрозионная
стойкость которых обусловливается высокой температурой раз-
ложения составляющих (карбида кремния и графита), достаточ-
ной прочностью, хорошей теплопроводностью, низким коэффи-
циентом теплового расширения. Недефицитность исходного сырья,
сравнительно несложная технология силицирования способ-
ствуют его использованию для сопловых блоков РДТТ. Основные
характеристики силицированных графитов представлены в табл.
7.5 [30].
Все большее внимание уделяется пиролитическим графитам.
Плотность этого материала совпадает с теоретической плотностью
чистого графита (2200 кг/м3). Высокая степень ориентации зерен
определяет максимальную анизотропию, что является чрезвы-
чайно важным для материала соплового вкладыша при высоких
температурах. Теплопроводность пирографита в направлении
160
Таблица 7.5
Характеристики графитов
	Материал	
Характеристики	Пирографит	Графит сили- цированный
Плотность, 1-Ю"3 кг/м3 Удельная теплоемкость, 1 -10-:‘ Дж/(кг-К) Теплопроводность, Вт/(м-К): вдоль пластинки перпендикулярно поверхности пла- стинки Предел прочности при 20 °C, 1-10~9 Па Удельная прочность, 1 • 10~в Па-м3/кг: при 290 К при 2970 К	2,2 ... 2,23 0,971 372 3,59 0,103 ... 0,137 0,47 ... 0,62 1,7	1,6 ... 2,0 0,712 0,014 ... 0,028 0,09 ... 0,14
ориентации зерен может быть на два порядка выше, чем в перпен-
дикулярной направлении. Прочность в плоскости расположения
зерен также значительно выше, чем прочность обычных видов
графита.
Сочетание удовлетворительных механических характеристик
при высоких температурах, приемлемой стойкости к эрозии,
анизотропии теплопроводности наряду с высокой температурой
сублимации позволяет рассматривать пиролитические графиты
как весьма обнадеживающие материалы, в принципе допускающие
создание вкладышей в критическом сечении сопла, работоспособ-
ных до температуры 3500 К.
При рассмотрении графитовых материалов необходимо иметь
в виду, что графиты (в том числе и силицированные) в условиях
сопловых блоков характеризуются значительным уносом массы
начиная с температуры 2070 ... 2170 К. Вследствие плохой сма-
чиваемости оседание слоя А12О3 на графит происходит менее
интенсивно, чем на металл. Если учесть, что графит сублимирует
при 3500 К, то очевидно, что унос массы графита обусловливается
его химическим взаимодействием с продуктами сгорания (окисле-
ние углерода продуктами горения). Механическая доля (испаре-
ние) в общем уносе графита для условий соплового блока невелика.
Материал с нормированным уносом массы. Армированные
пластмассы обладают такими существенными преимуществами
перед другими материалами, как низкая теплопроводность, воз-
можность изготовления элементов сопла в очень широком диапа-
зоне геометрических размеров, и способностью поглощать боль-
шие количества тепловой энергии при своем разрушении.
В крупногабаритных РДТТ армированные пластмассы исполь-
зуются также в качестве основной тепловой защиты критического
сечения вместо тугоплавких металлов и графитов. Это стало воз-
можным за счет создания армированных пластмасс с относительно
11 Фахрутдинов И. X. и др.	161
малыми скоростями эрозии (wyH <0,1 ... 0,3 мм/с), обеспечивае-
мыми посредством ориентации волокон наполнителя. Так, угле-
графитовые пластмассы (в которых определенная часть волокон
ориентирована перпендикулярно направлению потока газов)
имеют скорость эрозии около 0,1 мм/с и менее. В связи с тем, что
при ^повышенных энергетических характеристиках твердых топлив
становится практически невозможным обеспечить безразгарную
работу критического сечения без дополнительной защиты, наибо-
лее простым решением проблемы является применение (особенно
для крупноразмерных РДТТ) соплового блока с нормированным
уносом массы. При этом заданная программа изменения тяги
согласована с нормированным изменением площади критического
сечения сопла путем подбора формы заряда.
Основная задача при этом заключается в том, чтобы устано-
вить факторы, влияющие на изменение линейной скорости уноса
массы и дать математическое описание процесса уноса.
В настоящее время все элементы газового тракта крупногаба-
ритных сопл РДТТ, как правило, выполняются из армированных
пластмасс (например, сопловой блок РДТТ ракеты «Титан-ЗС»;
РДТТ ВКС «Спейс Шаттл»).
Армированные пластмассы могут иметь весьма большое разно-
образие по составу наполнителя, связующего, технологии изго-
товления и свойствам.
В первом приближении все армированные пластмассы можно
разделить на две группы: армированные пластмассы на основе
углеграфитовых тканей и армированные пластмассы на основе
стекла и кремнеземных волокон.
Основные харакгеристики ряда армированных пластмасс пред-
ставлены "в табл. 7.2.
7.3. ТЕМПЕРАТУРНОЕ СОСТОЯНИЕ
КОНСТРУКЦИЙ РДТТ
Расчет температурного состояния узлов РДТТ в общем
случае сводится к решению уравнения теплопроводности для
многослойной цилиндрической стенки, либо плоской с перемен-
ными по слоям теплофизическими свойствами при известных на-
чальных и граничных условиях.
В условиях РДТТ граничные условия, связанные с взаимо-
действием тела с окружающей средой, могут быть заданы в виде
температуры окружающей среды и законов теплообмена между
поверхностью тела и окружающей средой.
В связи с этим любой расчет температурного состояния эле-
ментов конструкции предполагает предварительное определение
тепловых потоков к элементам конструкции.
Тепловые потоки к элементам конструкции. Процесс теплооб-
мена в РДТТ является сложным физическим явлением, что связано
как с особенностями этого процесса, так и с тем, что процесс
162
теплообмена в РДТТ сопровождается целым рядом побочных
факторов: нестационарностью теплообмена, вызванной изменением
параметров, нагревом конструкции и изменением геометрии про-
точной части по времени; разнообразием геометрических форм
заряда, а следовательно, и проточной части камеры сгорания,
приводящим к появлению щелей, ребер, внезапных расширений,
сужений в канале и т. д.; сложной газодинамикой потока в камере
сгорания, вызванной разнообразием геометрических форм и не-
прерывным газообразованием с поверхности горения твердо-
топливного заряда; влиянием на теплообмен конденсированных
частиц (А12О3 и др.); влиянием на теплообмен оттока массы, уно-
симой от теплозащитных и эрозионно стойких материалов по-
крытий.
При рассмотрении условий работы конструктивных элементов
РДТТ необходимо иметь в виду, что процессы теплообмена в этих
двигателях осложняются процессами химического и механического
взаимодействия между теплозащитными (или эрозионно стой-
кими) материалами и продуктами сгорания твердого топлива.
В общем случае процесс подвода тепловой энергии к деталям
РДТТ происходит в результате конвективного и лучистого тепло-
обмена, а также частицами окислов металлов, находящимися
в продуктах сгорания твердых топлив. Удельная доля каждой
составляющей процесса теплообмена в общем балансе теплового
воздействия не одинакова по-ходу тракта двигателя. Так, радиа-
ционная доставляющая теплоподвода к деталям газового тракта
соплового блока составляет не более 10 ... 20 % общего тепло-
вого потока, а влияние конденсированной фазы в области крити-
ческого сечения наблюдается главным образом в начальный
период работы двигателя (1 ... 2 с).
В области переднего днища конвективная составляющая тепло-
обмена составляет незначительную долю от суммарного, а в об-
ласти соплового днища (особенно многосоплового) влияние оса-
ждения конденсированной фазы на процесс теплообмена может
быть очень существенным. Поэтому результаты расчета будут
иметь достаточную точность, если при расчете пренебрегаете» той
или иной несущественной составляющей теплообмена в зависи-
мости от того, какая зона двигателя рассчитывается.
Таким образом, интенсивность теплообмена между средой
и телом зависит от сложных физико-механических процессов,
протекающих у границы раздела. Эти процессы можно с допусти-
мой точностью описать упрощенной формулой теплоотдачи, со-
гласно которой количество тепла dQ, отдаваемое или воспринимае-
мое элементом поверхности твердого тела dF за время dx, пропор-
ционально разности температур поверхности Tw и окружающей
среды Тг.
dQ = a(Tw—Tr)dFdx,	(7.1)
где а — коэффициент теплоотдачи.
П*	163
С помощью коэффициента теплоотдачи должны учитываться
все особенности теплообмена. Он является функцией большого
числа переменных: скорости движения газов, температуры Tw, Тг,
положения тела относительно газового потока, размеров тела,
физических параметров газовой среды (теплопроводности, вяз-
кости, теплоемкости и др.).
В общем случае коэффициент теплоотдачи в условиях газового
тракта РДТТ можно представить как
схг = схк -|- схл — схк. ф,	(7.2)
где ак — коэффициент теплоотдачи конвекцией; ал— коэффи-
циент теплоотдачи излучением; ак. ф — коэффициент теплоотдачи
от осаждения конденсированной фазы.
В тепловых расчетах используют также величину a,Flcv,
где ср — теплоемкость продуктов сгорания. Поэтому в дальней-
ших рассуждениях под коэффициентом теплоотдачи будут под-
разуметься величины
Коэффициент теплоотдачи по тракту двигателя. Из общей тео-
рии тепломассообмена известно, что конвективный теплообмен
между газом и стенкой определяется в основном газодинамиче-
скими параметрами потока, которые, в свою очередь, зависят от
геометрии проточной части и распределения скоростей в потоке.
Схему газодинамического тракта условно можно разделить на
следующие характерные районы для расчета коэффициентов кон-
вективного теплообмена в РДТТ:
зону переднего днища;
зону щелевой части топливного заряда (в дальнейшем в ка-
честве основного примера будем рассматривать РДТТ с канально-
щелевым зарядом);
зону заднего днища односоплового двигателя (или зону зад-
него днища четырехсоплового двигателя);
сопло двигателя.
В общем виде задача по конвективному теплообмену в РДТТ
ставится следующим образом. Должны быть известны: конструк-
тивная схема двигателя и топливного заряда; изменение формы
топливного заряда по времени, определяемое скоростью горения
топлива; изменение давления в камере сгорания.
Для выбранного топлива, при заданной степени расширения
(Рк/Ра), на основании термодинамического расчета должны быть
определены: состав продуктов сгорания и массовая доля конден-
сированной фазы; температура продуктов сгорания Тк; показа-
тели адиабаты для продуктов сгорания в камере k и в сопле kc\
газовая постоянная продуктов сгорания R.
Для найденного состава продуктов сгорания по известным ме-
тодикам [8, 9, 311 в зависимости от температуры продуктов сго-
рания рассчитываются следующие теплофизические параметры
продуктов сгорания: коэффициент динамической вязкости про-
164
дуктов сгорания р = р (Т), коэффициент теплопроводности про-
дуктов сгорания X = JI (Т), число Прандтля продуктов сгорания
Рг, энтальпия продуктов сгорания 1 = 1 (Т).
К другим важным исходным данным, кроме приведенных,
относятся также поля скоростей для характерных скоростей,
входящих в число Рейнольдса.
Перечисленные данные являются исходными для расчета коэф-
фициентов конвективного теплообмена.
Коэффициенты теплоотдачи в зоне переднего днища. В связи
с тем, что конвективный теплообмен зависит главным образом от
характерной скорости, входящей в число Рейнольдса, то должны
быть определены поля скоростей в районе переднего днища при
различных конструктивных компоновках. Поле скоростей за-
висит от геометрии газового тракта, условий газообразования,
гидравлических сопротивлений, режима течения, положительного
градиента давления при стекании струек к центральной зоне
днища, отрыва пограничного слоя и т. д.
Для оценки конвективного теплообмена в районе переднего
днища удобен способ расчета местных, осредненных по «живому
сечению» скоростей газового потока вдоль поверхности переднего
днища с учетом геометрии топливного заряда и скорости газо-
образования.
Расчет основывается на следующих допущениях:
1)	течение газов и теплообмен в камере сгорания являются
квазистационарными и определяются геометрией проточной части,
соответствующей рассматриваемому моменту времени т;
2)	газовый поток в камере сгорания является практически не-
сжимаемым, так как число Маха существенно меньше единицы;
3)	температура поверхности проточной части при расчете кон-
вективного теплообмена принимается постоянной (при использо-
вании современных ТЗМ температуру поверхности можно принять
равной 2000 ... 2300 К, что соответствует температуре разруше-
ния ТЗМ на основе наполненных резин). На рис. 7.1 приведены
основные варианты конструктивных схем зон переднего днища.
В схеме 7.1, а конвективный тепловой поток от продуктов
сгорания весьма мал. В этом случае оценку осредненных коэф-
фициентов теплоотдачи можно производить по формулам свобод-
ной конвекции, учитывая положение двигателя в пространстве.
В частности, для горизонтального положения двигателя может
быть использована следующая зависимость:
Nu = 0,135 (PrGr)1/3,	(7.3)
где Nu = aX/Z — число Нуссельта; Рг = цс^/Х — число Прандтля;
Gr - gpATT/v2 — число Грасгофа; а — коэффициент теплоотдачи;
X — коэффициент теплопроводности продуктов сгорания; I — ха-
рактерный размер, в данном случае он может быть принят равным
диаметру камеры; ц — коэффициент динамической вязкости; ср —
удельная теплоемкость продуктов сгорания; g — ускорение сво-
165
Рис. 7.1. Схемы зон переднего днища:
а, б, в, г, д — варианты
бедного падения; Р — коэффициент объемного расширения про-
дуктов сгорания; АТ — разность между характерными темпера-
турами газа и стенки, АТ = Тк — Tw.
Теплофизические характеристики продуктов сгорания, вхо-
дящие в выражение (7.3), берутся при средней температуре 1
Т = 1/2 (Тк + Tw).
При вертикальном расположении двигателя в формуле (7.3)
коэффициент 0,135 заменяется коэффициентом 0,095.
Оценку скорости потока в области переднего днища, распо-
ложенного против торца заряда, следуем производить по прибли-
женной формуле, составленной на основании уравнения расхода
для поверхности газообразования и местного проходного сечения
в данный момент времени
и^Тк	(7.4)
ГК Г \ 1» Г)
где S (т, г) — площадь поверхности горения выше расчетного-
сечения; F (т, г) — площадь проходного сечения в цилиндриче-
ском сечении радиуса г.
Так, для схемы 7.1, в формула (7.4) принимает вид
(г\ — итР1^кТк Ro— fo	(7
W{r)~----К------2Й~’	(7’5>
где — максимальный радиус топливного заряда (рис. 7.2); I —
расстояние точки днища с координатой г от торцевой поверхности
заряда в данный момент (радиус внутреннего канала заряда
гк < г < Ro).
Режим течения в пограничном слое и интенсивность конвек-
тивного теплообмена определяются целым рядом условий, глав-
ным из которых является величина числа Рейнольдса Re.
Максимальное значение числа Re, рассчитанного для условий
обтекания переднего днища,
(Rex),nax=,-^=105...10\
Г
где х — координата, отсчитываемая по дуге ОАВ (см. рис. 7.2).
166
Рис. .7.2. Расчетнай схема
для зоны переднего днища
Критическое число Re, характери-
зующее переход из ламинарного режима
течения к турбулентному, лежит в
пределах
. (Rex)KP ~ 3-Ю5.. .4-10\
Для расчета местных коэффициен-
тов теплоотдачи в область переднего
днища при турбулентном режиме тече-
ния обычно используют критериальные зависимости, полученные
для расчета турбулентного теплообмена на пластине в сжимаемом
газе (для этого вводим понятие эффективной длины пластины). Эф-
фективной длиной хЭфф называют длину плоской пластины, на ко-
торой при обтекании потоком газа с постоянными параметрами риу
нарастает такой же тепловой пограничный слой, как и на длине
х рассматриваемого тела с переменными параметрами потока pw
вне слоя.
В соответствии с работой [30]:
Nua, = 0,0296Rea,,8Pri'42(^')O'4(l + ^-гМ2)0’"
/	\	\ Хэфф /
(7-6)
где Nila, = Re^ = Ргш =	; х — координата, от-
считываемая по дуге ОАВ (см. рис. 7.2); w — местная скорость
потока; Те — температура восстановления потока; Tw— темпе-
ратура стенки; г — коэффициент восстановления температуры.
В предположении Tw = const для оценки хЭфф может быть
использовано выражение:
j R^p^dx
Хафф = ° Р5/4Рида ’	(7,7)
где R — радиус кривизны поверхности тела в данной точке.
Теплофизические характеристики продуктов сгорания в вы-
ражениях (7.6) и (7.7) должны быть определены при температуре
стенки.
При расчете коэффициента теплоотдачи от реагирующей смеси
газов с достаточной точностью можно также использовать соот-
ношение (7.6), заменив в нем отношение (Tw!Te) на (IwIIe) (Jw —
энтальпия продуктов сгорания при температуре стенки; 1е —
энтальпия продуктов сгорания при температуре восстановления).
Если местное число Re меньше критического, то определяется
число NuK, для ламинарного режима течения:
Nua, = 0,323^iRe^2PrL/3(x/W1/2,	(7.8)
167
Рис. 7.3. Расчетная схема зоны пе-
реднего днища при наличии щелей
заряда
Рис. 7.4. Расчетная схема зоны зад-
него днища при наличии щелей за-
ряда
где
п—1
К	(°’45 + °'55 + + 0.18	(7.9)
поправка на переменность физических свойств продуктов сгора-
ния, которая может быть определена из выражения
[1+0,16(1 +2^(_2/_)1/3]1/2;	(7.10>
.поправка на влияние продольного градиента скорости
f	dw х
'	дх w ‘
В качестве истинных значений коэффициентов теплоотдачи при-
нимаются максимальные их значения, полученные с использова-
нием результатов расчета Nu^ по зависимостям (7.6) и (7.8).
Для учета влияния конденсированной фазы на теплообмен
в зоне днища можно воспользоваться обобщениями работы [34]:
+ = I + 0J5(r+r)’''-	<7Л1>
где а' — коэффициент теплоотдачи с учетом влияния конденси-
рованной фазы; т = пгл ф/т^ — массовая доля конденсирован-
ной фазы; тк. ф — масса конденсированной фазы; /п2 — суммар-
ная масса конденсированной и газовой фаз в единице объема..
Формула (7.11) справедлива при 0 с т с 0,5.
Коэффициенты теплоотдачи в районе щелевых компенсаторов
заряда ТРТ. Расчет коэффициентов теплоотдачи в районе щелевых
компенсаторов заряда производится по тем же зависимостям,
что и для района переднего днища. Расчетная схема определения
местных скоростей в щелевом компенсаторе, обращенном к перед-
нему днищу, приведена на рис. 7.3.
В соответствии с этой схемой
(х) = “т^кГк 4- ’	(7-12>
Щv > Рк х -]-е о	v '
0 < х < /щ.
При этом принималось, что в любой момент времени гидрав-
лическое сопротивление щелевого канала одинаково, как при
168
Рис. 7.5. Схемы предсопловой зоны заднего днища:
й, б, в, г — варианты
истечении газа через торец, так и при истечении в центральный
канал. Тогда расход газа через торец щели в первом приближе-
нии будет пропорционален отношению площади торца щели (еб)
и полной площади «живого сечения» (хб + еб) щели, через кото-
рую вытекает газ.
При расположении щелевой части топливного заряда со сто-
роны заднего днища расчетная схема определения местных ско-
ростей газа, обтекающего корпус, приведена на рис. 7.4.
Скорость газа для момента, когда <0,1, может быть оп-
ределена как
(х) =	.	(7.13)
С момента — > 0,1
е
Wi (х)=»тРт№ S(t,x)	(714>
~К Г (Т, Л)
где F (т, х) — площадь проходного сечения проточной части в дан-
ный момент времени; S (т, х) — суммарная площадь поверхности
горения заряда выше расчетного сечения х.
Коэффициенты теплоотдачи в зоне заднего днища. Основные
варианты конструктивных схем района заднего днища и топлив-
ного заряда односоплового РДТТ приведены на рис. 7.5.
Расчет коэффициента теплоотдачи \в зоне заднего днища не-
возможен без определенного представления о гидродинамических
свойствах потока. Расчетное определение местных скоростей га-
зового потока в предсопловых объемах РДТТ, работающих по
схемам рис. 7.5, б, г, затруднено в связи со сложностью анали-
тического описания имеющих здесь место явлений отрыва потока,
наличием рециркуляционных зон и пространственной картиной
растекания продуктов сгорания по заднему днищу. Поэтому в тех
случаях, когда отсутствуют экспериментальные данные, характе-
ризующие картину течения потока в районе заднего днища одно-
соплового РДТТ, можно воспользоваться приближенными мето-
дами оценки максимальных местных скоростей газового потока.
Так, например, для схемы рис. 7.5, б течение можно представить
как распространение осесимметричной ограниченной струи, нап-
равленной к стенке при наличии продольного градиента давления.
169
При этом возникает рецир-
куляционное течение, выз-
ванное наличием стенки и
заряда.
Область течения в пред-
сопловом объеме приближен-
но можно разбить на следу-
ющие три характерные зоны
(рис. 7.6):
1) зона невозмущенного
потока ЛВС;
Рис. 7.6. Схема для расчета предсопло-
вой зоны
2) зона турбулентного пограничного слоя на границах раздела
двух встречных ограниченных струйных потоков, распространяю-
щихся вблизи стенки (BCD);
3) зона рециркуляционного течения с некоторой характерной
скоростью Шрец (DEC).
В первом приближении можно принять, что течение в неко-
торой центральной области рециркуляционной зоны можно упо-
добить смешению двух встречных струй. Положение границ об-
ласти смешения струй (СВ, CD), а также образующей поверхности
нулевой предельной скорости (СО) определяется простыми при-
ближенными соотношениями: tg 0,1; tg о« — 0,1; tg со а?
« — 0,18.
Для грубой оценки скорости рециркуляционного течения
можно использовать приближенную теорию турбулентных струй,
распространяющихся в ограниченном пространстве. Образующая
поверхности нулевых скоростей СО пересекается с задним дни-
щем по линии, проходящей-через точку О и являющейся линией
растекания потоков. При этом скорость в точке О равна нулю
(®рец)о = 0.
Вдоль дуги ОВ поток разгоняется, и в точке В местная ско-
рость достигает скорости невозмущенного потока, равной w (г).
В первом приближении можно принять, что на участке ОВ мест-
ная скорость изменяется по линейному закону. При этом макси-
мальное значение скорости рециркуляции за уступом (топливным
зарядом) здесь можно принять ~ 40 % от скорости основного
потока:
(®рец)шах/® 0,4.
(7-15)
Вследствие подтормаживания истинные скорости газового
потока, обтекающего заднее днище, скорости w и шрец во встреч-
ных безграничных струях будут меньше. Учитывая, что оценка
ведется по максимальной скорости, можно считать скорость об-
текания участка DE заднего днища постоянной и (сС'рец),пах = 0,4ж.
Вдоль дуги OD поток разгоняется от скорости, равной нулю,
до (Шрец)тах. Для предварительных оценок МОЖНО принять, что
на участке OD местная скорость меняется по линейному закону.
Для оценки теплообмена в окрестности критической точки
170
необходимо знать величину градиента скорости вдоль стенки.
На основании принятой расчетной схемы (см. рис. 7.6) имеем
следующие приближенные значения градиента скорости:
на участке О В:
dw ~ wb .
на участке 0D-.
~Q4 wb
dx ’ xQD '
(7.16)
(7-17)
При этом растекание потока от точки О происходит в меридио-
нальной плоскости. Поэтому в окрестности точки О можно счи-
тать течение газа плоскопараллельным. Для расчета коэффициента
теплоотдачи при ламинарном режиме течения в окрестности кри-
тической точки О следует принимать максимальное значение 0
из (7.16) или (7.17). Для оценки конвективного теплообмена
в районе критической точки О при турбулентном режиме обычно
используют упрощенную формулу:
Nuo,да 0,0375 Re^Pr’W-M0’6,	(7.18)
\ РйУ /
где Re№ = -^.
При ламинарном режиме течения
Nuo, да 0,71 ( 1-г 0,08-—^) Rei,’5Pri’4 ( —77—У73-	(7.19)
\	1 е !	\ Ци’Р^' /
Коэффициенты теплоотдачи в сопле. Для расчета коэффициента
конвективного теплообмена а в сопле можно воспользоваться ме-
тодикой расчета конвективного теплообмена при обтекании кри-
волинейной стенки турбулентным потоком:
Nu^0,0296RerPrW^)°'4(l + ^-М2г)°Л1 (-^-У’2,
(7.20)
(1+-ЦАм2)
где Те = тЛ-----; г = 0,88;
(i+V-M2)
X
[ РцуЬУ^5/4 dx
______ V	)к | Х9	.	/^7 П1\
Хэфф - Хэфф0 ра^5/4	+	^5/4	’	(7-21).
хЭффо R — текущий радиус по сечению сопла; w — текущая
скорость потока по сечениям сопла; х0 — начало отсчета стабили-
зированного течения потока в сопле; индекс к относится к пара-
метрам, отнесенным к сечению на входе в сопло.
171
Для завершения обзора расчетных методик определения коэф-
фициентов теплоотдачи по тракту двигателя рассмотрим прибли-
женную зависимость, которая может быть использована для рас-
чета а в сопловых блоках ракетных двигателей:
Кр
где £)кр — диаметр критического сечения; гс — радиус кривизны
в критическом сечении; р0 — вязкость продуктов сгорания в ка-
мере сгорания; ср — удельная теплоемкость продуктов сгордния;
Рг — число Прандтля, в первом приближении можно определить
по зависимости
Рг =-----------
1,946 — 0,74
(k — показатель адиабаты); Рк — давление в камере сгорания;
g — ускорение свободного падения; с* — характеристическая ско-
рость,
с* =
т
(т — массовый расход в единицу времени через сопло); о — попра-
вочный коэффициент, учитывающий изменение теплофизических
свойств продуктов сгорания поперек пограничного слоя, равный
- I» +^)+L]—(!
Здесь Tw — температура стенки; Тк — температура в камере
сгорания; п — показатель степени в зависимости вязкости от
температуры.
В заключение коротко рассмотрим вопрос об учете уменьше-
ния конвективных тепловых потоков к элементам вследствие
вдува массы разрушающихся теплозащитных и эрозионно стойких
материалов.
Уменьшение конвективного теплового потока из-за вдува
массы может быть определено при помощи зависимостей:
1-0,19
<7ко	\ Ма 1	0
где qK, qK0 — конвективные тепловые потоки без учета вдува и
с учетом; Ме, Ма — молекулярные массы газообразных продук-
тов сгорания и уносимого материала, соответственно; b — пока-
затель степени, равен 0,35 при 0 < МеМа < 1, до 0,7 при 1 <
< Ме/Ма <8; Во = р га“ — массовая скорость уноса
материала; ре, we— плотность и скорость в невозмущенном потоке;
St0 = ——-------число Стантона; а0 — коэффициент теплоотдачи
среРе®е
без учета вдува; срё — удельная теплоемкость продуктов сгорания.
172
Лучистый теплообмен по тракту двигателя. В общем случае
удельный лучистый тепловой поток от продуктов сгорания может
быть определен следующим образом:
7л = °о8ст. эфф [бг. эфф (Уг/ЮО)4 — аг (Тст/100)4],	(7.23)
где о0 — постоянная .Стефана—Больцмана
[о0 = 5,670-10-8 Вт/(м2-К4)1; Тг, Тст — температуры газа и стен-
ки, К; Ej.. Эфф; ест. эфф — эффективная степень черноты продуктов
сгорания и стенки; есг— степень черноты стенки (для теплоза-
щитных покрытий ест« 0,8); аг — коэффициент поглощения.
Продукты сгорания металлсодержащих смесевых топлив излу-
чают сплошной спектр как в видимой, так и в ближней (инфра-
красной, областях спектра.
Излучение серое (k = 0,3 ... 0,5 мм-1), зависит от состава
топлива и давления в камере сгорания. При столь высоких зна-
чениях коэффициента ослабления излучения от продуктов сго-
рания на стенку камеры практически попадает излучение только
от объема прилегающей к ней полусферы с радиусом порядка 10 мм.
Излучение участков потока, находящихся в нерасчетной полу-
сфере, поглощается в ее объеме. Далее, так как коэффициент
поглощения аг = 1 — ехр (— kl), то при k < 0,3 мм-1 и I < 10 мм
аг — 0,95. Поэтому можно считать, что на коэффициент погло-
щения аг практически не влияет геометрия свободных объемов
двигателя и кривизны поверхности стенки. Нет и многократных
отражений лучистого потока от стенок. Следовательно, в выра-
жении (7.23) можно принять ест, эфф = ест; аг = 1, тогда
7 л = °о8ст [бг. эфф	~ (‘юо’) ] '	(7-24)
Здесь величина степени черноты продуктов сгорания е,.. Эфф оп-
ределяется, с учетом наличия в продуктах сгорания конденсиро-
ванных частиц. При этом можно использовать формулы, позво-
ляющие приближенно рассчитать степень черноты продуктов сго-
рания металлсодержащего твердого топлива. Для определения
Ер. Эфф может использоваться выражение
£г.Эфф= 1 -(1 — вг)ехр (0,64->
где ег — степень черноты газовой фазы; m — массовая доля кон-
денсированной фазы в продуктах сгорания; I — длина пути луча
(7=10 мм); d — диаметр конденсированных частиц (d « 5 ...
10мкм);рг—плотность газовой фазы в рассматриваемой области
потока; кг/м3; рк. ф — плотность вещества, образующего конден-
сированную фазу, кг/м3.
173
Степень черноты газовой фазы может быть определена по за-
висимости:
ег = 1 — (1 — ец2о) (1 — енс1) (1 ‘ есо) (1 — еСо,),
где еНг0, есо, есо2 — степень черноты для соответствующих ком-
понентов газовой фазы. Влиянием остальных газов пренебрегают
вследствие малого содержания их в продуктах сгорания. Вели-
чины еСо2 = f (Тг, рсо2, I) и еН2о = f (рн2о, Тт, рн2б, 0 могут
быть определены по экспериментальным данным работы 13]; рц2о
и рсо2 — соответственно парциальные давления паров воды и
СО2 в продуктах сгорания.
Для расчета есо и eHci может быть использован приближенный
метод расчета степени черноты двухатомных молекул. Для совре-
менных смесевых топлив, содержащих добавки алюминия, сте-
пень черноты продуктов сгорания лежит в пределах 0,5 ... 0,75.
Определив значение gp. эфф, можно по формуле (7.24) рассчитать
</л, а, следовательно, и
____________Ял_____
СрГ СР (Л* — ст)
Как было отмечено, для современных ТЗМ температура на
поверхности ТЗП быстро достигает температуры разрушения
(уноса), которая может быть принята равной 2000 ... 2300 К. Если
известны величины лучистых тепловых потоков в камере двига-
теля то вдоль газового тракта они могут быть определены в пер-
вом приближении по следующим соотношениям:
D = Di/DKp	1,2	1,0	1,5	2,5
Ял	Ялн	0,5<?лк	0,1<7лк	0,02<?лк
Рис. 7.7. Схема расчета двух-
слойной пластины
Рис. 7.8. Схема для расчета двухслойной
стенки при уносе ТЗП
174
Температурное состояние несущих оболочек. Несущие оболочки
элементов РДТТ, как правило, защищаются бт непосредственного
воздействия высокотемпературных газов нанесением на них теп-
лозащитных и эрозионно стойких материалов. Большинство
реальных элементов конструкции, работающих в условиях неста-
ционарного нагрева, в тепловом отношении могут быть сведены
к расчетным схемам, приведенным на рис. 7.7 и 7.8. Расчет темпе-
ратурного состояния узлов РДТТ в общем случае сводится к ре-
шению уравнения теплопроводности для многослойной цилиндри-
ческой либо плоской стенки с переменными по слоям'теплофизи-
ческими свойствами при известных начальных и граничных усло-
виях.
Возможности аналитического решения задачи теплопровод-
ности в многослойных плоских стенках, а тем более в многослой-
ных цилиндрических стенках ограничены. Это связано с тем,
что реальные условия теплообмена существенно меняются во
времени и нелинейно зависят от температуры поверхности, а ма-
териал стенки при этом тоже изменяет свои теплофизические
характеристики. Кроме того, в ТЗМ могут проходить процессы
термического разложения и иметь место фазовые переходы и т. д.
Полное влияние этих факторов при аналитическом решении задачи
учесть в общем случае обычно не удается. Поэтому в таких слу-
чаях переходят к приближенной математической модели процесса
нестационарной теплопроводности и решение с применением ЭВЦМ
проводится либо методов элементарных балансов, либо методом
конечных разностей.
В ряде частных случаев решение может быть получено и ана-
литически. Рассмотрим один из таких случаев. При расчетах
температурного состояния многие элементы РДТТ приближенно
можно рассматривать как двуслойную пластину, состоящую из
тонкой металлической стенки и слоя ТЗМ. Для тонкостенных обо-
лочек с ТЗП, применяемых в РДТТ, характерно малое отношение
суммарной толщины силовой стенки и теплозащтиного покрытия
к радиусу кривизны. Если это отношение не превышает 0,1, то
с достаточной степенью точности оболочка может рассматриваться
как двухслойная пластина (см. рис.7.7). При сравнимых по ве-
личине толщинах слоев металла 6М и покрытия 6, первый имеет
незначительное в сравнении со вторым термическое сопротивле-
ние. Поэтому металлическая стенка может рассматриваться лишь
как слой, аккумулирующий тепло, а ее температуру Тм можно
считать одинаковой по толщине.
При расчете нестационарного распределения температуры
в двухслойной Пластине принято считать, что с обеих сторон
пластины имеет место конвективный теплообмен. Принято счи-
тать также, что условия теплообмена могут быть различны с каж-
дой стороны пластины, но не меняются вдоль ее поверхности.
Следовательно, температура пластины меняется лишь в направ-
лении одной пространственной координаты х, начало отсчета
175
которой находится в плоскости контакта металла и покрытия.
В такой постановке решение представляется в виде:
Т (у т\ __ Bii?"ci + BigTе2 -|~ BitBi2 [Тсз — (Ге! — Тс2) х]_
k ~	BU + Bi2 -4- BixBi2
оо
S^^-exp [- p2F0] {Bi! (Tel -Т„ач) Гсо8И„х +
M-nzn	L
n—1
+ (Bi2 - kyft 1 + Bi2 (Tc2 - T„a4) [cos и„ (1 - X) +
f*n J
I R: sin Bn (! — *) 1 )
'	1 Bn J J ’
где В1’1 = а1Л-; Bi2 = a2-^--критерий Био; k = СмРм^~; см,
Л	Л	СОО
Рм. — удельная теплоемкость, плотность и толщина металличе-
ской стенки; с, р, 6 — соответственно теплоемкость, плотность и
толщина покрытия; А —теплопроводность покрытия; Fo = -|г~
критерий Фурье; а — коэффициент теплопроводности покрытия;
т — время работы; zn = Bii 4 Bi2 — /гр,} + (Вц + Bi2 -ф /гр,}) р„' х
X sin р„ cos рп + 2BiiBi2 (р< sin р,,)2; р« — корни характери-
стического уравнения
_ 1	(1 +feBit) в2 — BitBi2 .
В Bix + Bi2 — &в2
х = х/8.
Из формулы (7.24) легко получить выражение для температуры
металлической стенки, положив, х = 0:
у / \   Bit Tei + Bi2 Уег + Bii Bi27'c2   VI 2 sin Bn pyr, v
1	Bix-ф Bi2-ф BixBi2	Zj BnZn P
n=\
X [1 — p«F0] jBil (Tcl — Tиач) + Bi2 (Tc2 — Tнач) cos pn 4“
+ Bii^LPn.]j,.	(725)
Для ряда элементов интенсивность теплообмена со стороны
металла обычно существенно меньше, чем со стороны покрытия
(Bi2 < BiJ. Поэтому можно принять Bi2 = 0. Тогда выражение
(7.25) можно упростить:
Т(х, т) = Тс1-(ТС1-^нач)0,
оо
где 0 = V 2 Sln Vn exp [— v2F0] (cos vnx — kvn sin v„x), (7.26)
xrlyn
n=l
, k	k , \ sin vn
y- = 1 - w H (1 +	— cosVn’
176
<vn — корни характеристического уравнения
,	Bi, — kv
tg V = v(l +feBix) •
В инженерных расчетах первоочередной задачей
определение температуры металлической стенки как
несущего нагрузку. Температура Тм (т) находится
при х ~ О
является
элемента,
из (7.24)
Ти(х) = T’ci —(Tci — Тнач) Е В„ехр[—v„F0],
п=1
D 2 Sil1 Vn
где Вп=——
vnVn
Значения vn могут быть взяты из [14]. Подобное решение с рядом
допущений имеется и для случая трехслойной пластины [34].
Рассмотрим метод расчета температурного состояния двух-
слойной пластины при наличии уноса массы ТЗМ. Известно, что
при теплообмене в газовом тракте РДТТ имеются два периода на-
грева материала. В первый период температура поверхности ма-
териала поднимается до температуры разрушения. Время, необ-
ходимое для достижения этой температуры, можно оценить на
основании работы [15]. После того как температура поверхности
достигает значения температуры разрушения, начинается второй
период, во время которого разрушению при этой температуре под-
вергаются внутренние слои материала. Часть материала непре-
рывно уносится с поверхности, часть коксуется, а некоторая часть
остается неизменной. Модель явления представлена на рис. 7.8.
Задачи температурного состояния двухслойной пластины при
наличии уноса решаются при следующих допущениях: тепловой
 поток является одномерным; в коксовом слое устанавливается
тепловое равновесие, учитывается только теплота разрушения
связующего материала (теплота химических реакций в материале
и на его поверхности не учитываются), пористость разрушающе-
гося материала пренебрежимо мала; влиянием вдува и диффузии
газов можно пренебречь, коэффициенты теплопроводности и тер-
модиффузии материала и суммарный коэффициент теплоотдачи
постоянны, градиентом температуры в материале первоначальной
структуры можно пренебречь.
Одномерное уравнение теплопроводности имеет вид
^—4^'	(7-27)
дх дх2	'	’
Имея в виду, что £ = х — s (т),	(7.28)
уравнение (7.27) можно преобразовать введением переменной
дТ	/ д2Т \ . ds дх	. оп.
= а ) + ТЗ--------5?" •	(7.29)
дх	\ <9д2 1 1 dx <9g	'	'
Уравнение (7.29) является уравнением для коксового слоя. Про-
цесс теплопроводности в материале первоначальной структуры
12 Фахрутдинов И. X. и др.
177
описывается уравнением (7.27). Начальные и граничные условия
имеют вид:
Тс (х, 0) = Ts (х, 0) = Тс,	(7.30)
Тс (0, т) = Тк\ ,	(7.31)
Тс (6е, т) = Тт\	(7.32)
Т5^е, т) = Тт-,	(7.33)
Т. (6в, т) = Tt,	(7.34)
где индексы означают:
с — коксовый слой; s — материал в первоначальном состоянии;
i — начальный момент времени; пг — разрушение; к — поверх-
ностный слой.
Кроме того, из уравнений баланса тепла получаем еще два
граничных условия:
1) при 5 = 0	(7.35)
2)при5 = 8с Х,(^.)-Х.(^) = Ир,(-^-).	(7.36)
После подстановки выражения (7.32) в уравнение (7.36) получиц
g = 6С; - Хс 4^=- = Яр, ,	(7.37)
где Я — теплота коксования.
Решение для коксового слоя. Определяющими уравнениями яв-
ляются (7.29), (7.32), (7.35) и (7.37). В соответствии с работой [15],
1
s = 2(о (ат) 2 ,	(7.38)
где (о — коэффициент пропорциональности, определяемый ис-
ходя из условий внешней среды.
Из уравнения (7.38) следует, что перемещение движущейся гра-
ницы s пропорционально квадратному корню из произведения
коэффициента температуропроводности на время. Скорость раз-
рушения равна производной от выражения (7.38) по времени, или
ds	—
-~~«(ат)2.	(7.39)
В этом случае одним из решений уравнения (7.29) является
. 7’ = В‘ + В«ег'(т^- + “)-	Р-4»)
Константы В^и В2 определяются из граничных условий (7.31) и
(7.32). Решение для коксового слоя будет иметь вид
ГЕ	1
erf - 4- (о — erf w
=_Н_И)1/2______J_____		(7 4!)
Tm — TK	erf 2(o — erf to	\1ЛЧ
178
в
получим
(7-42)
(7.43)
и
а
После дифференцирования выражения (7.41) по £, подстановки
уравнения (7.35) и (7.37) и последующих упрощений
___________Тк Тт______________________ «г /гр   j, \.
(лат)1/2 [erf 2<о — erf <о] exp <o2_* K’
C	® [erf — erf co] exp 4w2.
H (л)1'2
помощью этих двух уравнений можно найти неизвестные Тк
со. Тогда толщина слоя кокса определяется по уравнению (7.38),
скорость.разрушения — по уравнению (7.39).
Для слоя материала с первоначальной структурой опреде-
ляющими уравнениями являются уравнения (7.27), (7.33), (7.34).
Как и ранее, одним из решений является
. 2(asT)1,2 ]’
Константы В3 и В4 определяются из граничных условий и
нений (7:33) и (7.34). Конечный результат выглядит так
С Г Х 1 t Г ( °C \1/21
erf ------J75— — erf (0 ( —2- )
Ts-Tm L 2 (asT)1/2 j L \ as / J
Ti-Tm
Ts = В3 — B4erf
(7-44)
урав-
(7-45)
' бе "I с Г ( Ф»
----- — erf <0 —£
2 (asx)1/2 J L \ «s
Хотя указанные решения получены без учета влияния вдува и
диффузии, их можно использовать и при наличии этих эффектов,
если внести соответствующие изменения в коэффициент тепло-
отдачи.
Примечание. Функция ошибок Гаусса выражается как
х
erf х = —Д=- f е*2 dx.
В приведенных формулах роль к играет комплекс ------
аргумент функции ошибок Гаусса erf е {х} = 1 — erf {х}.
В
--------------И®, т. е.
2 (ат)1/2 J
12*
ГЛАВА 8
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ЗАРЯДОВ
8.1.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОНТАКТНОЙ ПРОЧНОСТИ
ВКЛАДНОГО ЗАРЯДА
В этой главе даны основные сведения о методах оценки
прочности вкладных и скрепленных твердотопливных зарядов.
Для вкладного — рассмотрен случай опирания многошашечного
заряда на сопловую решетку. Для скрепленного— из большого
многообразия конструкций зарядов выбрана для анализа напря-
женно-деформированного состояния (НДС) канально-щелевая
форма цилиндрического заряда.
Кроме того, здесь прйведены некоторые специфические фи-
зико-механические особенности топливных зарядов, необходи-
мые для прочностного анализа.
Вкладной заряд, как правило, удерживается в камере сго-
рания сопловой решеткой или упором. Сопловая решетка приме-
няется для фиксирования одно- и многошашечных зарядов все-
стороннего горения. Упор применяется для вкладных зарядов
с горением по внутренним поверхностям. Расположение упора
относительно корпуса двигателя может быть различное: в районе
заднего днища, в средней части корпуса или ближе к переднему
днищу. Принципиальный разницы в определении контактных
напряжений для различных типов опор нет.
Наиболее общим является случай определения напряжений
для многошашечного вкладного заряда, опирающегося на сопло-
вую решетку. Напряжения, возникающие в месте контакта, рав-
ны отношению действующих сил к площади соприкосновения
заряда с опорной поверхностью. Расчет контактной прочности
необходимо вести для двух крайних состояний заряда:
для начального момента горения заряда, когда его торцевая
поверхность и площадь контакта, а также массовые силы и пере-
пад давлений имеют максимальные значения;
для последних стадий горения заряда, когда площадь контакта
и действующие силы минимальны.
Кроме того, необходимо рассматривать два крайних состояния
топлива — при максимальных положительной и отрицательной
температурах эксплуатации. При максимальной положительной
температуре топливо имеет наименьшую прочность. В месте кон-
такта, если поверхность соприкосновения торца заряда и решетки
(упора) недостаточна, может произойти смятие или прорезание
180
заряда. При максимальной отрицательной температуре заряд
становится жестким и хрупким. При недостаточной поверхности
контакта могут произойти сколы и образование трещин. Одно-
шашечные заряды, опирающиеся на решетку или на упор,
в начальный момент горения имеют постоянную поверхность
контакта. В многошашечных зарядах, опирающихся на ре-
шетку, площадь контактной поверхности зависит от взаимного
расположения заряда и решетки. Поэтому в первую очередь в ка-
честве расчетного случая следует рассматривать случай, соответ-
ствующий минимальной контактной поверхности.
Рассмотримz шашку многошашечного заряда, опирующуюся
на решетку с минимальной поверхностью контакта. На опорной
поверхности действует сила, равная сумме сил инерции и силы,
возникающей от перепада давлений между передней и предсопло-
вой полостями камеры сгорания:
N = STLpTnx + APKST = ST (LpTnx + APK),
где пх — коэффициент осевой перегрузки; АРК — перепад дав-
лений по длине заряда (ориентировочно равен 5 ... 15 % от Рк).
Контактные напряжения определяют по формуле:
®кон ^/^*кон-
Коэффициент запаса прочности по направлениям сжатия
«в = ов/оК0Н.
При определении коэффициента запаса прочности пв учитывается
температура, при которой работает заряд. Если полученные нап-
ряжения будут больше допустимых, то необходимо увеличить
поверхность контакта или увеличением числа ребер в решетке,
или же увеличением их ширины. Размеры окна решетки выби-
раются такими, чтобы диаметр шашки в последней стадии горе-
ния был больше диаметра окна. Для последних стадий горения
производится расчет на устойчивость тонкостенной шашки.
8.2.	РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
СКРЕПЛЕННОГО ЗАРЯДА
8.2.1.	Особенности физико-механических свойств
смесевых твердых ракетных топлив '
Горючее-связующее является полимерным материалом,
поэтому все особенности полимеров в большой степени относятся
и к смесевым топливам.
К числу физико-механических свойств твердого топлива от-
носятся его прочностные и другие характеристики, которыми оп-
ределяется деформация образца топлива в зависимости от усло-
вий его нагружения.
181
Рис. 8.1. Зависимости относительных де-
формаций е (а) и напряжений о (б) от
времени воздействия нагрузки для иде-
ально упругого материала 1 и полиме-
ра 2
Рис. 8.2. Зависимости модуля пол-
зучести Е (а) и податливости J (б)
от времени действия нагрузки т
Форма взаимосвязи между деформациями и напряжениями
может быть различной. Для линейно-упругого изотропного мате-
риала эта взаимосвязь имеет вид:
sx ~ ~£~ [°Х I1 (Ру “I" СТг)1 i	= "g" [О»	И (^г Ч- ^х)]; ez =
= 4-1^— +
где 8Х, 8^, е2 — деформация в направлении осей х, у,- г соответ-
ственно; стх, Сту, — нормальные напряжения на площадках,
перпендикулярных осям х, у, г; Ё — модуль Юнга, р. — коэффи-
циент Пуассона. Для вязкой жидкости	, где т]— коэф-
фициент вязкости; т — время.
Полимер обладает некоторыми свойствами упругого тела и
жидкости. На рис. 8.1 показаны сравнительные графические за-
висимости 8 (т) и ст (т) для идеально упругого материала и поли-
мера. Как видно из графиков, полимеру присущи свойства пол-
зучести (рис. 8.1, а) и релаксации (рис. 8.1, б). Эти особенности
сказываются на упругой характеристике материала. Примени-
тельно к смесевым твердым топливам, как к полимерным, отли-
чающимся от упругих материалов, вместо модуля упругости пра-
вильнее применять термины, характеризующие условные модули, —
модуль ползучести или релаксационный модуль в зависимости от
того, относится ли он к деформациям или к напряжениям. Модуль
ползучести Е (т) = —Релаксационный модуль Е (т) =
S (т)
р(т)
ео '
Иногда вводится понятие податливости, определяемой как
Нетрудно видеть, что модуль ползучести связан с податливостью
соотношением:
182
а соответствующие зависимости Е (т) и J (т) имеют вид, показан-
ный на рис. 8.2. Эти зависимости построены в логарифмических
координатах в связи с тем, что время т обычно охватывает большой
диапазон: от долей секунды до нескольких месяцев и лет. Изме-
няя температуру испытания, можно построить семейство подоб-
ных кривых.
Для фиксированной температуры условный закон Гука при-
мет вид:
т
ст = j Е (т - т0) de (т).
Имея экспериментальные зависимости ползучести или релак-
сации, можно описать напряженное состояние при одноосном
растяжении. Для описания зависимости Е = Е (т) „чаще всего-
пользуются простой эмпирической формулой вида:
Е (т) = Ейх~~т = хЕСТх~т,	(8.1)
где До — минутный модуль, величина которого определяется по-
кривым ползучести для значения т = 1 мин; т — показатель
ползучести, численно равный тангенсу угла наклона касательной
к кривой ползучести для рассматриваемого момента времени
с осью абсцисс (в логарифмических координатах); т — время;
х = £0/£ст — коэффициент; £ст— стандартный модуль. Приме-
няя формулу (8.1) в практических расчетах, следует иметь в виду,
что она удовлетворительно описывает лишь прямолинейный уча-
сток кривой ползучести, изображенный на рис. 8.2, а; при рас-
четах в более широком диапазоне времени т следует пользоваться
другими зависимостями, полнее описывающими эту кривую.
В силу ряда специфических свойств твердого топлива модуль £
релаксирует чрезвычайно медленно. При этом в зависимости от
габаритных размеров и массы заряда при длительном хранении
действие температурного изменения окружающей среды проте-
кает в течение времени до 30 суток, т. е. выравнивание темпера-
туры по своду протекает длительно. Поэтому в расчете темпера-
турных напряжений и деформаций следует учитывать модуль
упругости, соответствующий этим интервалам времени.
Выход двигателя на номинальный режим давления внутри
камеры происходит быстро (т = 0,06 ... 0,3 с), поэтому при рас-
чете напряжений и деформаций от действия внутреннего давле-
ния следует принимать £ для малых интервалов времени.
Таким образом, модуль упругости смесевого твердого топлива
существенно зависит от скорости приложения нагрузки. Кроме
того, физико-механические характеристики смесевых твердых
топлив зависят от скорости нагружения испытуемого образца.
Для удобства расчетов и сравнительного анализа характеристик
различных составов принята стандартная скорость испытания,
18»
равная е = 1,2- 10-31/с, а модуль упругости, определенный для
этого момента времени, называют стандартным модулем и обо-
значают ЕС1.
Распространены и другие обозначения стандартного модуля:
Ег%, Ез%, Ею% и т. д. Здесь процентный индекс означает величину
относительной деформации, при которой определяется модуль
(рис. 8.3). На рис. 8.3 80 — величина условная, так как кривая
деформирования образца ТРТ не имеет ярко выраженного началь-
ного прямолинейного участка, как это наблюдается, например,
у сталей. Если не указан процентный индекс, то имеется в виду
двухпроцентный модуль Ег°/0 = ЕСТ.
Таким образом, в инженерных расчетах следует применять
уравнения теории упругости, а вязкоупругие свойства ТРТ
учитывать принятием модуля ползучести, вычисленного по фор-
муле Е (т) = Еотгт или Е (т) = х£'стт-'п типа (8.1).
Физический смысл минутного модуля Ео не столь очевиден,
как у ЕСТ, поэтому удобнее выражать:
Е (т) = х£'стт-'п.
Коэффициент Пуассона характеризует изменение объема ма-
териала и может иметь величину в пределах от 0 до 0,5 (при уров-
нях деформации до 5 %). Так, например, при значении, равном
р, = 0,5, объемный модуль
' "'I 3(1 —2р.) I н-0,5
т. е. материал несжимаем (для сравнения: воде соответствует
К = 2,1 ГПа).
Значение ц = 0,5 имеют ненаполненные трехмерно сшитые
каучуки, а поскольку связующие ТРТ представляют собой рези-
ноподобные вещества, то коэффициент Пуассона у них близок к 0,5.
Установлено также, что коэффициент Пуассона зависит от
величины деформации, от вида деформации (растяжение или сжа-
тие) и, незначительно, от температуры., испытания.
Прочностные характеристики. На рис. 8.4 показана типичная
диаграмма растяжения ТРТ. Из диаграммы видно, что топлив-
ный образец, изготовленный в виде стандартной лопатки, разру-
шается при напряжении, меньшем максимального напряжения,
имевшего место в некоторой промежуточной момент. При этом
за предельное или критическое значение принимается максималь-
ное значение. Замечено, что отслоение частиц окислителя от свя-
зующего наступает при достижении о = <ткр. И хотя внешне на
поверхности образца не наблюдается видимых трещин, можно
принимать этот уровень напряжений соответствующим разрушаю-
щему. Кроме того, в этот момент резко увеличивается свободная
поверхность горючего-связующего, при воспламенении которого
происходит прогрессирующее объемное горение, приводящее к
взрыву двигателя. Несмотря на то, что образец разрушается при
184
Рис. 8.3. Определение модуля упру-
гости топлива по диаграмме растя-
жения (tg = | Е |)
Рис. 8.4. Типичная диаграмма рас-
тяжения смесевых твердых топлив;
больших значениях деформаций, за критическую принимается
(по тем же соображениям, что и напряжение) деформация, соот-
ветствующая Отах- Установлено, что Оцр и 8кр существенно за-
висят от скорости нагружения, температуры и гидростатического-
давления.
8.2.2.	Критерии прочности
В расчетах заряда на прочность расчетные величины .
следующие: 80 — деформация (тангенциальная) на поверхности
центрального канала заряда; ог, тте, оэкв — отрывное, сдвиго-
вое и эквивалентное напряжения в контактном слое заряд — кор-
пус. Условием прочности по деформациям является:
ее < 8кр или т] = --Ч— 1,
ее
где
X .к Г к У к АН е Р е п "1
бе = h рт8е + Пдн8е -ф- пРев ф- п„ж80ж],
где /д — суммарный коэффициент безопасности (определяемый:
экспериментально), учитывающий разброс физико-механических
характеристик топлива среди образцов, в партии, в объеме заряда
и т. д.; п — коэффициент согласования, учитывающий неточность
расчетных методик, различие в напряженных состояниях заряда
и лабораторных образцов топлива, масштабный эффект, различие
в скоростях нагружения заряда и образцов топлива (определяется
экспериментально); индексы: 8 — деформация; Т — температура;
АН — аэродинамический нагрев; Р — давление; пх — осевая пе-
регрузка.
Для сравнения результатов расчета напряжений в заряде-
с критической прочностью топлива, определяемой при одноосном
растяжении образцов, используются формулы эквивалентности;,
условие прочности по напряжениям имеет вид
го £	_
/2^экв *Гкр,
185
где
^ЭКВ
(Т0 4- 	(Т; = CTi при а0 - О,
2 I 3 4- Ра
(а* +	—3—Л .- сгг при ст0< О,
k k 4-с* 1 21/34-р’5
вой тензор; [(,, =
оч *4~ 04	<ь»
*4 > °2 > аз — главные напряжения; а0 =----------|--- — таро-
2(Тг Г~	—3—- параметр Лоде — Надаи;
2/34- pg <7
<тэкв — эквивалентное напряжение; k = - 377^--------—
=	V (Щ — ^)2 + (СТ2
напряжений;, а*, b *, с * — опытные коэффициенты.
Главные напряжения вычисляются по формулам для смешан-
ного трехосного напряженного состояния:
и' = Па;
ог =
интенсивность
»	ог 4- ож	т / / ох — о г \2 , ,
О §	। s j - тгх .
В результате сопоставления о', ст", сГ выбираются <т2, о-3
таким образом, чтобы выполнялось условие:
П1 }> П2 }> (Tg.
8.2.3.	Расчетные зоны заряда
Твердотопливный заряд может иметь сложную геомет-
рическую форму, но некоторые конструктивные элементы присущи
практически всем формам зарядов.
При расчете заряда на прочность необходимо обращать вни-
мание на наиболее опасные зоны, указанные на рисунке 8.5.
1.	Вершина-щелевой части заряда. Щелевая часть формируется
для образования дополнительной поверхности горения. При лю-
Рис. 8.5. Схема для расчета твердотопливного заряда РДТТ:
1 ... в — расчетные зоны; 7 — корпус; 8 — заряд
186
Рис. 8.6. Варианты исполнения элементов заряда:
а — варианты поперечных сечений щелей; б — варианты форм оснований щелей; в —
варианты форм концевых торцев
бой геометрической форме заряда вершины щелей из-за малости
радиуса закругления, как правило, являются местом концентра-
ции напряжений. На рис. 8.6, а приведены наиболее распростра-
ненные варианты конфигураций щелей.
2.	Основание щели. Затылочная часть щели также является
одной из нагруженных зон заряда. В зависимости от баллистиче-
ских, прочностных и технологических требований основание
щели может иметь одну из форм, представленных на рис. 8.6, б.
3.	Канал в средней по длине части. Он может быть цилиндриче-
ским или коническим. В случае конического канала оценка проч-
ности осуществляется для нескольких сечений по длине канала.
4.	Граница заряд—корпус. На границе заряд—корпус в сред-
ней части действуют тангенциальные и нормальные напряжения.
Наиболее опасными напряжения становятся при охлаждении сна-
ряженного двигателя. При этом в средней части двигателя уро-
вень напряжений бывает всегда ниже, чем на краях контактной
поверхности.
5.	Края контакта границы заряд—корпус. Они являются од-
ними из наиболее нагруженных мест. Напряженность этих зон
существенно зависит от конструктивного оформления торцев
(см. рис. 8.6, в), обусловленного сочетанием конструктивных,,
технологических, внутрибаллистических и других требований.
6.	Концентраторы напряжений. Часто для обеспечения требуе-
мого режима работы двигателя на торце заряда выполняются
выточки, выемки и прочее, которые также являются дополнитель-
ными концентраторами напряжений. При недостаточно обосно-
ванном выборе геометрии выточек (например, при слишком ма-
леньком радиусе закругления) последние могут стать причиной
разрушения заряда.
8.2.4.	Расчет напряжений в заряде
С момента изготовления до полного выгорания в полете
твердотопливный заряд испытывает воздействие внешних факто-
ров (изменений температуры, вибраций, внутрикамерного давле-
187
ния, инерционных нагрузок), выбывающих в заряде напряжения.
В техническом задании на разработку РДТТ особо оговари-
ваются некоторые виды нагрузок, от воздействия которых должна
быть проверена прочность двигателя (в том числе заряда, корпуса
и других элементов) не только расчетами, но и экспериментально.
Напряжения от давления внутри камеры. Для конкретного
ракетного двигателя твердого топлива внутрикамерное давление
Рк является функцией времени, осевой координаты z и темпера-
туры заряда Поэтому при расчете заряда на прочность необ-
ходимо рассматривать различные сечения заряда в моменты вре-
мени, соответствующие Рк = Л,кРкшах (где 0,1 < X,- с 1) во всем
температурном диапазоне эксплуатации двигателя.
В тех случаях, когда заряд скреплен с корпусом не только по
боковой поверхности, но и по торцам, распределение напряжений
и деформаций носит объемный характер. Кроме того, стенка кор-
пуса по длине не имеет постоянной жесткости в связи с наличием
на корпусе фланцевых соединений, сварных швов, поясов жестко-
сти и так далее, а заряд, как правило, имеет сложную геометри-
ческую форму. Детальный расчет в таких случаях весьма услож-
няется и может быть выполнен методами дискретного расчета (на-
пример, методом конечных элементов) с использованием ЭВМ и
экспериментальными методами (например, методом фотоупруго-
сти). Эти методы позволяют довольно точно воссоздать картину
НДС заряда. Однако расчеты удобней проводить, расчленив
сложную задачу на ряд более простых, приняв ряд допущений.
В приведенной далее методике приняты следующие допущения:
материалы камеры и заряда изотропные; двигатель и канал заряда
имеют цилиндрические формы; концевые эффекты не учитываются.
Последнее допущение позволяет применять решение задачи об-
общенной плоской деформации, т. е. принимать осевую деформа-
цию е, = const, а все поперечные сечения остающимися плоскими.
Общие выражения для радиального, тангенциального и осе-
вого напряжений при симметричном нагружении цилиндрического
тела (формулы Ламе) имеют вид:-
<Jr = А - В/г2;
<т0Р = Д^В/г2;	(8.1)
of = 2иА -ф Егрх,
где ц — коэффициент Пуассона; Е — модуль Юнга; А, В — кон-
станты.
Соответствующее выражение для радиального перемещения
имеет вид
= г | Ц? g ["4 (1 — 2ц) -ф-	— pef j.
188
Неизвестные константы Ат, 5Т, Ак, Вк, ez (индексы «т» и «к» обо-
значают соответственно топливо и корпус) можно вычислить ис-
ходя из следующих граничных условий:
при.	г	=	а	оут	=	— Рк'у
при	г	—	с	о>к	=	0;
.	р	р
при г = b аг<т = оГк;
,	р	р
при г = о иг? = ыГк;
Ь	с
2 л j (Jx/dr + 2л J OxRrdr = 0,
а	&
где г — текущий радиус; а, b — внутренний и внешний радиусы
цилиндрического заряда соответственно. Константы равны:
д _	_р .
г К’
А — Вк •
ЛК — С2 ,
=
2 {^к др Нт Нк^ р (Л)2	1) (Нт — Hk)j
/ — 1 \
£т(-лН-)+£к(Лгг-1)
I 9 (Нт ‘ Нк) [^2 (Мт Вк) —• Рт1 )
в ____________£к	(1 + Мт)(^2-1)М2 j_________
''и’<1-2М + И+-^-4±^-^-<1-2Ии+л1.)+	’
2 £т М2 —1 (нт — цк)2
_|___Л 2 —• t	1 Ч~ Нт
Ет Л12 - 1	1
1 + Ек № — 1 ЛР
где с — наружный радиус цилиндрической камеры; Л42 = (Ь/а)2;
№ = (c/fe)2 — безразмерные геометрические параметры. После под-
становки этих констан г в формулы Ламе имеем:
-2р.,. (^-_рк)+Е.ге^
189
Полученные выражения с достаточной степенью точности описы-
вают НДС заряда в принятой схеме расчета.
Особый интерес при исследовании прочности заряда представ-
ляют величины тангенциальных напряжений и деформаций при
г ~ а	1
0 - Нт) -	(1 2Ит)] -
р
•
Если конструкция такова, что осуществлено условие плоской
деформации (е2 = 0), то формулы для напряжений и деформаций
примут вид:
О« = 1 + МЦ1 - 2рт) +	о - 2t‘K + <V).
При г = а величины тангенциального напряжения и дефор-
мации составят:	ч
4М2^7^ );	(8.2>
8еР U = -ТГ (1 ~ 2Ит + Л42 - 4^2 (10Т ИтЛ). (8.3>
kJ IJ>	If \	i-J	'
В случае, когда жесткость обечайки корпуса существенно выше
жесткости топливного заряда, формулы (8.2) и (8.3) упрощаются
и принимают вид:
„Р| _п Л12(1 — 2Ит) —1 .
Ов |г=а ~	др (1 _ 2[гт) _f_ ! ’
Р I ~ рк(1 +Ит)(’-^ 2|1Т)(Л12—I)
8е|г=а~ £т [1 + ЛР (1 _ 2(1т)1
190
Все приведенные зависимости относятся к средней части за-
ряда, удаленной от концов.
Температурные напряжения. Современные РДТТ используются
в широком диапазоне температур окружающей среды. В течение
всего срока службы топливный заряд испытывает различные тем-
пературные перепады. Особенно опасными являются глубокие
охлаждения. У смесёвых топлив коэффициент линейного расши-
рения обычно на порядок выше соответствующего коэффициента
сталей и стеклопластиков, поэтому на границе корпус — заряд,
у скрепленного заряда возникают отрывные напряжения, а на
поверхности канала развиваются тангенциальные растягивающие
деформации.
Температурный перепад определяется как ЛТ = Т—Тр,
где Т — температура в рассматриваемой точке двигателя в дан-
ный момент времени; Тр — равновесная температура (темпера-
тура, при которой система заряд — корпус свободны от напря-
жений).
Расчет ведется с учетом следующих допущений: распределе-
ние температуры симметрично относительно оси и не зависит от
координаты х\ система корпус — заряд находится в состоянии
обобщенной плоской деформации (ех = const), при которой торцы
цилиндра могут свободно смещаться; заряд считается настолько
длинным, что можно пренебречь концевыми эффектами.
Общие выражения радиального, тангенциального и осевого
напряжений могут быть записаны следующим образом:
= D -	-A- j (Т - Тр) rdr;
р
Tp)rdr-(T-Tp)
атх = 2yD + Еетх - (Т - Тр),
1
а соответствующее выражение радиального смещения
0(1 -2,.) +-С-4
р
где р —.произвольный радиус; а — коэффициент линейного рас-
ширения. ,
191
Пять констант DK, Dr, FK, F? и s2 могут быть определены из
следующих граничных условий:
при	г = а	(Jr =0, гт	j(7T~TP)rdr = 0; а
при	г — с	<т/ = о, 'к	г f(TK-Tp)rdr = 0; с
при	г ~ b	— Qr ) гт	гк’	
при	г — Ь	т	т Ur = Ur гт	гк	
Ь	С
2л J Cx^dr 2л J QxKrdr = 0.
а	b
Используя приведенные граничные условия, получим:
F
Гк ~ N2 — I
ь
~T^;^TT-Tv)rdr-
а
1 Мк
j(7’K-Tp)rdr
- FT(M2- 1)
Ъх
1 — Нт
а2(М2- 1)(Тт
ь
Тр)-2Ик \(1\-Tp)rdr
а
т
- 2 (М2 - 1) (пт - Рк)	Ь2 (№ - 1) (Тк - Тр) +
ь
+ 2р„ j (TK- Tp)rdr
:[Ета*(М2- 1) + £кЬ2(№
1)И
FT
Ет Рт - Рк
Ек 1 + рт
Ег М2 — 1	1
Ек №—1 М2
Г 2 Л42 — 1 сс^Е^
[а №—1 1— pt т
ГР) +
+ Ь’т2^(’’к-/р)] + -|г
2ри (рт — рк)
(1+рт) (Л^2—1)
Ет М2 — 1	1
Ек N2— 1 М2
192
2(1 Рк)2
(1 + Ит) (TV2 — 1)
ь
\(TK-Tp)rdr-
1 — Рк J
9 Ет Нт Рк 1	'
Ет	1+Рк	l-2fa+^2	,	1к Ек 1+Рт Л^2-1
Ек	1+Рт	№—1	“Г	Ет 7И2 — 1 1
+ Ек Л’2 — 1 М2
х -йг ((т, - Tp)rdr\: [лр (1 - 2Ит) +1]+-|т-!t.;K X
1 Рт J	1 "г Рт
Ет М2 — 1 (Нт~Рк)2 '
X	(1 — 2цк + №) -J--Ек Np~' \ + i?
N2—1 v г-к ।	/ ।	Ет Л12—1	1
1 +-Ё7 TV2—1 Л!2" .
Напряжения и радиальное перемещение в заряде выразим через
FT и 8*:
а
dr^E^
1 — Рт
г
-^\(7\-Tp)rdr-(7\-Tp)
а
ат =2^Ft + Еух _ От^ (Гт _ г );
U	1 1Л'у
^(1-2Ит + -^-) +
+ -^^=~-[(TT~Tp)rdr
I 1 - Ltij» J
О
т
р-т^х •
Приведенные формулы содержат члены, учитывающие распре-
деление температуры в топливном заряде и в корпусе двигателя,
поэтому вычисленные после определения по этим формулам ре-
зультаты можно считать окончательными.
На практике весьма важным расчетным случаем является
определение температурных напряжений в заряде, когда сборка
во всей массе имеет одинаковую температуру, равную температуре
окружающей среды Тэ (температура эксплуатации).
13 Фахрутдинов И. X. и Др.	193
В этом случае
Тт - Тр = Тк - Гр == Тэ - Гр = АГ и
ь.
J (Гт - Гр) rdr = А- (Гэ - Гр) а2 (М2 - 1) =	(Л!2 - 1);
а
b
j (Гт - Гр) rdr = ~	(№ - 1).
С
Тангенциальное напряжение и деформация при г = а выра-
жаются в виде:
Т |	_ су Г F-r СС^Е^№Г "1 .
(Те |r=e - z а2 - 2(1_цт) J ’
Значение напряжения на границе раздела заряд — корпус
при г = Ь:
Т | М2 — 1 Г Гт гл^Е,,ЛТ )
k=6 др"	2 (1 — рт) J ‘
Если жесткость корпуса существенно выше жесткости заряда,
то все расчетные формулы значительно упрощаются:
Т| ~ 2ЕГ (ак — ат)ЛТМ2 .
СТе 1г==а ЛР(1 —2рт) + 1 ’
Г| ~ Ег (М2—1)(ак— ат) ДГ .
Or |г=б « М2 (1 — 2рт) + 1
Т ।	~ ДГ(ак-ат)[2М2-рт (ЛР+О! , „ л Т
8е |г=а ~	ЛЛ2/1_9„ ' I t	-г .
ЛР(1 — 2рт) + 1
Как видно из последней формулы, тангенциальная деформа-
ция в канале заряда складывается из деформации, обусловлен-
ной действием температурных напряжений (первое слагаемое)
и деформаций теплового расширения — сжатия (второе слагае-
мое). Для практических расчетов представляет интерес не полная
деформация, а только та ее часть, которая происходит от напря-
жений:
Г. ДГ(ак —ат)[2Л/3 —рт(Л12+1)]
8е|г=о~	Л/2(1—2рт) + 1
При хранении РДТТ изменения температуры окружающей
среды (Га) могут вызвать опасный для прочности заряда темпе-
ратурный перепад. Поэтому расчет температурных напряжений
194
в заряде является одним из основных видов прочностного расчета.
При этом точность расчета существенно зависит от точности опре-
деления равновесной температуры Тр.
Расчет равновесной температуры. В корпус двигателя с опреде-
ленным первоначальным объемом Vo. к при нормальной темпера-
туре подается топливо при некоторой температуре, называемой
температурой заполнения ТЗЯП. При этом считается, что темпе-
ратура корпуса становится равной 7\ап. .Обычно эта температура
находится в пределах 40 ... 65° С. Для повышения качества за-
ряда в момент окончания заполнения топливной массы (момент
отсечки подачи топлива) в корпусе создается давление ротс.
Заполненный корпус термостатируется при температуре 60 ...
80° С. При этом происходит полимеризация топлива. Температуру,
при которой происходит полимеризация, обозначим Тпол. Из-за
разности коэффициентов линейного расширения материалов топ-
ливной массы, корпуса и иглы топливной оснастки, формирующей
внутреннюю поверхность заряда, в камере возникает дополни-
тельное давление ра', следовательно, полимеризация происходит
при давлении рпол = рОтс + Ра- Это давление сохраняется в те-
чение всего времени полимеризации. Длительность полимериза-
ции зависит от габаритных размеров заряда и может колебаться
в пределах от 3 до 30 суток.
После окончания процесса полимеризации заполненный кор-
пус охлаждается до температуры окружающей среды. В связи
с тем, что коэффициент линейного расширения топлива ат, как
правило, на порядок больше соответствующего коэффициента
материала корпуса, контактное давление на границе заряд —
корпус при остывании заряда и корпуса уменьшается, а при не-
которой температуре Тр, называемой равновесной, контактное
давление приближается к нулю. Предполагается, что при этом
заряд и корпус полностью освобождаются от напряжений.
Составляющая давления полимеризации вычисляется из
уравнения:
угпол~ Г0’ РПОЛ __ уТ'пОЛ-Л)' РПОЛ I ДУ'
Равновесная температура находится из уравнения:
Vtp = (при Рпол = 0),
где Утпол Г°' Рпол— объем топливной массы во время полимери-
ции (верхний индекс означает, что на- массу действует темпера-
турный перепад Тпол — То и давление рпол; Укпол °’ Рпол— объем
корпуса во время полимеризации; ДУк — приращение объема
корпуса, полученное в результате ползучести материала корпуса
при полимеризации; V?, Ур — объемы топливной массы и камеры
13*	195
в момент достижения Т = Тр. После алгебраических преобра-
зований для анизотропного материала корпуса (например, стекло-
пластик типа ППН) получаем:
тР — Т’зап	^0ТС Д ; Рпол = Ротс + Ра',
_   (Тпол — Тзап) А — С
Ра	В	’
где А = Ef)Ex (N — 1) [М2 (Зат — 2аэ — ах) — (Зат — 2аи — ах)];
В = 2ЕХМ2 + 0,5£е [(М2 - 1) (1 - 4Их) - (1 - АТ-2)] +
н- ЕвЕхр (N - 1)(М2 - 1);
С = ЕвЕх (N - 1) [(АГ + 8°CI) (М2 - 1) + 2М28°ест],
где нижние индексы 0, х — означают окружное и осевое направ-
ления, соответственно; т, и — топливо и игла; соответственно;
а — коэффициент линейного расширения; 0 — сжимаемость топ-
ливной массы; ДтС— температурная усадка топливной массы
при полимеризации; 80ст — остаточная деформация корпуса.
С повышением уровня давления полимеризации качество за-
ряда растет. Предельно допустимый уровень давления полиме-
ризации Рд. пол определяется прочностью корпуса и характери-
стиками ползучести материала корпуса при длительном нагру-
жении. В этом случае равновесная температура определится по
формуле
Тр — Тпол	д- Рд. пол-
Давление огсечки подачи топлива и температура заполнения
связаны между собой зависимостью:
Т3ап — “Г УРотс>
1 т	£ + РДд. пол	..  Р
А — 1 пол	д	, у	д .
Из этих формул видно, что варьируя давлением ротс и темпера-
турой Тзап, можно назначить наиболее выгодные режимы процесса
полимеризации.
Воздействие аэродинамического нагрева. В полете РДТТ под-
вергается аэродинамическому нагреву, в результате которого
в заряде возникает нестационарное температурное поле, приво-
дящее к появлению в заряде, скрепленном с корпусом,температур-
ных напряжений. В формулах для расчета температурных напря-
жений в этом случае модуль упругости топлива Дт принимают
вычисленным по кривым ползучести для соответствующих темпе-
ратур и моментов времени.
196
Кольцевую деформацию поверхности внутреннего канала и
контактное напряжение на границе заряд — корпус можно рас-
считать по формулам:
а
т 2(1—р2)	, т
еез =  —- F — рт8х — атДТ.
л j5t
Р' г,	E't
Здесь Ft = -q-, Р = —+~-- (фЛ + Ык);
ц = тЦ- jA7Vdr’ =тЦНA7Vdr;
i — р-т J	* — Нк J
a	b
____ 1 ~Ь Hk 1 2pK -{- N2 .	2(1 Рк) (Pt — Рк)		1 ~b Pt .
tt —	p_.	м2_i "1_:_s >
»ii —	_L_-I____________(i Нк) — pk)_________i ~ь i*k •
*K £K Al2-1	p /,	1 \ , p ,.,2	EK ’
£Ц1~Л4^? + £и(Л
a=i+m’ a - 2i*j+~ 2ia„+n>)+
X-Д	1	1 p-у
£т Л42 — 1 (pT —pK)2
,	Ек IV2-1 l+pT	.
"T	£т Л12—1 1
1 ’Г’ EK N2— 1 Л12
ь
E'^=^~r\EAr)dr,
a
где k — 1,2 при значениях 0,1 атхг/(?2 0,01 и k = 1 при
прочих других значениях атт;/(?2; т; — фиксированный момент
времени.
В приведенных выше формулах интегралы можно с достаточной
степенью точности вычислить методом трапеций:
ь
J \Trdr =	[(АЛ)(0) + 2 (Д7\)(1) + • • •
а
---h2(A7'r)(«-1) +(Д7’Г)(«)];
ь
jETdr=^- [£<0) 4- 2£'° + • • • + 2Ein~1) + Е1^],
а
гДе п — число слоев, на которое условно разделен свод заряда.
197
Действие стартовых перегрузок
и инерционных сил. Инерционные
силы (масса заряда при хранении
в горизонтальном и вертикальном
положениях; перегрузки, действу-
ющие в полете) деформируют за-
ряд, стремятся оторвать заряд от
корпуса. Можно графически пост-
роить аналитическо-эксперимен-
тальные зависимости, позволяю-
щие произвести оценку напряжен-
но-деформированного состояния
заряда от действия инерционных
сил. Наиболее типичные картины
деформации канала заряда приве-
дены на рис. 8.7;
Другие виды нагрузок. Кроме
Рис. 8.7. Типовые схемы деформа-
ций заряда в горизонтальном (а)
и вертикальном (б) положениях
(пунктиром обозначена конфигура-
ция деформированного заряда):
1 — корпус; 2 — заряд
рассмотренных основных нагрузок, заряд в процессе эксплуата-
ции двигателя (отдельно или в составе ракеты) испытывает целый
ряд дополнительных нагрузок, среди которых особо можно от-,
метить следующие:
температурные напряжения вследствие кратковременного пре-
бывания при температурах, выходящих за пределы оговоренного
в ТЗ температурного диапазона эксплуатации;
вибрации и ударные нагрузки при транспортировке автомо-
бильным, железнодорожным, авиационным и другими видами
транспорта;
вибрации, изгиб'ные и крутящие моменты в полете; сосредото-
ченные силы и моменты в местах деформации корпуса РДТТ от
реакций узлов крепления стабилизаторов, транспортировочных
узлов и т. д;
нагрев от действия солнечной радиации;
местные изгибающие моменты от обечайки корпуса при дейст-
вии внутреннего давления;
избыточное давление на наружную^ поверхность РДТТ при
отсутствии давления внутри камеры.
8.2.5.	Влияние геометрии заряда на прочность
Приведенные формулы для расчета зон 3 и 4 (см. рис. 8.5)
заряда на прочность от действия внешних нагрузок получены
для заряда, рассматриваемого как толстостенный бесконечный
цилиндр, прочноскрепленный с тонкостенной цилиндрической
обечайкой корпуса. Однако реальный заряд имеет более сложную
конфигурацию с ослаблением из-за наличия мест концентраций
напряжений. Реальные напряжения в зонах 1, 2, 5, 6 (см. рис. 8.5)
превышают напряжения, возникающие в простом толстостенном
цилиндре. Поэтому знание количественных соотношений между
198
различными параметрами геометрии топливного заряда и распре-
делением упругих напряжений имеет важное практическое зна-
чение. Аналитические методы расчета НДС заряда сложной кон-
фигурации весьма громоздки. Наибольшей точностью и относитель-
ной простотой отличается экспериментальный метод фотоупруго-
сти, позволяющий представить картину напряжений в местах
концентраций напряжений. Результаты исследований с приме-
нением методов фотоупругости представляются в виде обобщенных
графиков для различных элементов зарядов (щелей, вырезов,
краевых заделок и т. д.).
Вершины щелей. Для ряда толстостенных цилиндров с симме-
трично расположенными внутренними щелями различной глу-
бины, ширины и формы определены коэффициенты концентрации
напряжений, вызванные давлением во внутренней полости заряда
щелевой и звездообразной конфигурации. -Показано, что концен-
трацию напряжений в топливном заряде можно снизить умень-
шением толщины свода, увеличением закругления в вершине
щелевого разреза (см. рис. 8.5, зона /), относительной толщины
свода, числа лучей, ширины щели, угла луча звезды.
Коэффициенты концентрации напряжений определяются по
формулам:
kp
-т -т
,т_ ае~ аг
-----------------=г
1г=а
где kp, ka — коэффициенты концентрации напряжений при г = а,
обусловленные, соответственно, внутренним давлением и перепа-
дом температур; dg |r=!I, 5g ]r=a — тангенциальные напряжения
на внутренней поверхности щелевой части заряда; Og |r=a, Og |^=а —
тангенциальные напряжения, возникающие в полом цилиндре,
внутренний и наружный радиусы которого а и b равны радиусу
концов лучей звезды и наружному радиусу заряда, соответственно.
Выражения для тангенциальных деформаций в вершинах
щелей с учетом коэффициента концентрации имеют вид
ёе |г=я = -^тИт {(1 — рт) OaCFff |г=а 4- Рк (k% — 1)] -- ЦТРК} —	;
Eg |r=a =	[(1 — Рт) ^Og |r=fl + От£тДТ] — p'TsL
Для случая нагружения корпуса с зарядом равномерным внеш-
ним избыточным давлением (при отсутствии давления внутри
камеры) коэффициенты концентрации можно определить по гра-
фику (рис. 8.8).
199
цеитрации kt для заряда, нагружен-
ного равнораспределенным внешним
давлением q (kt = omax/g; п — число
лучей)
Основание щели. Как пока-
зали исследования
натурных
зарядов методом фотоупругости,
основания щелей (см. рис. 8,5,
зона 2) также являются источ-
никами концентраций напряже-
ний, в некоторых случаях пре-
восходящих соответствующие
напряжения в вершинах щелей.
Деформации в основании
щелей определяются по фор-
муле:
802 — Aj2₽S3j
где ka2 вычисляется на основа-
нии экспериментальных данных.
Краевые контактные зоны.
Как уже отмечалось, краевые
контактные зоны (см. рис. 8.5)
относятся -к одним из наиболее
При этом на концевых точках
напряженных и ответственных
мест заряда. При полимерации
' топлива в корпусе двигателя
развивается давление р = рпол.
контакта имеем
Т'гх — 0;	— ое — Рпол*^ о.
При охлаждении заряд сокращается по длине в большей сте-
пени, чем корпус. Это приводит к увеличению напряжений сдви-
га и уменьшению радиальных и окружных. При Т = Тр имеем:
г,.* #= 0; ог = <т9 = 0. При дальнейшем охлаждении абсолютная
величина напряжения сдвига еще более возрастет, а <тг и <т9 ста-
новятся положительными. Наиболее опасными являются отрыв-
ные радиальные напряжения сгг, а в случае закрепленного торца —
осевое напряжение отрыва оя.
На практике представляют интерес зависимости напряжений
сдвига и нормальных напряжений от осевой координаты, отно-
сительной толщины свода заряда (b/а), температуры и давления,
относительной длины заряда (L/2b), характера закрепления торцев.
Например, для свободного плоского прямого торца типичные
эпюры для тгж и ог при действии температурного перепада (ЛТ < 0)
показаны на рис. 8.9, а, б.
Если расчетные напряжения оказываются большими,, чем
силы адгезии между зарядом и корпусом, происходит недопусти-
мое отслаивание заряда на краях контакта. К конструктивным
мерам, позволяющим снизить уровень опасных напряжений,
можно отнести вклейку между зарядом и корпусом резиновой
200
г)
Рис. 8.9. Схемы краевых зон контакта заряда с корпусом:
а — эпюра напряжений сдвига; б — эпюра нормальных напряжений; в — расположен
ние эластичной вставки для снижения напряжений в краевой зоне; г — схемы приня-
тых мер, уменьшающих напряжения в краевых зонах вставки с корпусом; 1 — кольце-
вая выточка; 2 — ус; 3 — манжета
эластичной вставки (см. рис. 8.9, в), обладающей следующими
свойствами: Евс » Ет, ов.вс > <тв. т, адгезия клеевого слоя
между вставкой и корпусом должна быть выше, чем адгезия
между топливом и корпусом.
Размеры вставки Дх и Дг выбираются из следующего условия:
фактические напряжения по линии ВС контакта заряд—вставка
(см. рис. 8.9, в) и по линии контакта CD заряд—корпус должны
быть в 2—3 раза меньше, чем напряжение по линии АС контакта
вставка—корпус, т. е. напряжения в точках 2 и 3 не должны
превышать прочности топлива (с учетом запасов прочности).
В зависимости от физико-механических характеристик топ-
лива, геометрических параметров заряда и уровня напряжений
в этой области размеры Дх и Дг могут быть рекомендованы в пре-
делах:
\х/Ь = 0,03 ... 0,14; \г!Ь = 0,03 ... 0,06.
На рис. 8.9, г показаны некоторые конструктивные элементы,
применяемые для уменьшения напряжений в концевых зонах,
соответственно, вставки с корпусом и заряда со вставкой.
Выточки на торце заряда. Выточки (выемки) на торце заряда
(см. рис. 8.5, зона 6) также являются концентраторами напря-
жений. В связи с большим разнообразием форм выточек общих
методов оценки напряжений не существует. Рекомендуется радиусы
закруглений в выточках выполнять не меньше, чем радиусы, вы-
бранные. для вершин щелей. Более точная оценка напряжений
может быть проведена методом фотоупругости на моделях, изго-
товленных из оптически активного материала.
201
О влиянии напряжений и деформаций на процесс накопления
повреждений в заряде. Смесевые твердые топлива (СТТ) являются
высоконаполненными полимерами. В ряде работ отмечается за-
метное расхождение ' между результатами экспериментальных
исследований СТТ и гипотезами, положенными в основу класси-
ческих теорий вязкоупругости и широко использующимися для
расчета изделий из полимерных материалов. Причиной таких
расхождений является постоянное изменение микроструктуры
СТТ в процессе деформирования. Это явление получило название
накопления повреждений или свойства незатухающей памяти.
На ранних стадиях деформирования нарушение исходной струк-
туры СТТ начинается с разрывов адгезионных связей между на-
полнителем и связующим и образования пустот (вакуолей) вблизи
частиц наполнителя. В дальнейшем может происходить разруше-
ние перенапряженных цепей полимера. Явление накопления
повреждений можно обнаружить при знакопеременном нагруже-
нии.
8.2.6.	Общие замечания
по прочностным расчетам зарядов
1.	В рассмотренных схемах зарядов было принято, что заряд скреплен
с корпусом по боковой наружной поверхности. В реальных конструкциях пре-
дусматривается защитно-крепящий слой, обычно отличающийся по физико-
механическим характеристикам от материалов корпуса и топлива. Отвлекаясь
от назначения этого слоя, рассмотрим, как учитывается его жесткость в рас-
четах.
Модуль упругости СТТ на 2 ... 5 порядков ниже, чем у материала корпуса.
Модуль упругости защитно-крепящего слоя Еък. с может иметь значения £т §
S £зк. с < Вн-
если Е3к. с близок к Ет, то в прочностных расчетах его следует относить
к топливному заряду. Если Езк. с > Ет на порядок и более, то защитно-крепя-
щий слой следует относить к корпусу. При этом приведенная толщина корпуса
рассчитывается по формуле:
Я* я I ^зк. с^эк. с
' ик ик 1“ С ’
где бзк. с — толщина защитно-крепящего Слоя.
Если модуль упругости защитно-крепящего слоя значительно ниже модуля
упругости топлива, то расчет заряда должен проводиться как для трехслой-
ного цилиндра.
2.	Общие методы аналитического определения иапряженно-деформироваи-
ного соетояния заряда конической формы, скрепленного с обечайкой корпуса
по наружной поверхности, при наличии температурного перепада или действии
внутреннего давления представляют исключительную сложность. Одиако экс-
периментальные данные позволяют предполагать, что напряженно-деформиро-
ванное состояние зарядов, имеющих малую конусность (до 5°), мало отличается
от того же состояния цилиндрических зарядов, в остальном близких по форме
к коническим. При расчете конических зарядов:
по длине заряда выбирается несколько наиболее характерных сечений,
для каждого из которых производится оценка НДС;
оценка НДС производится по формулам для бесконечно длинного цилиндра;
следует иметь в виду, что равновесная температура Тр в разных сечениях
может иметь различные значения.
202
3.	Приведенные в настоящей главе расчетные формулы составлены исходя
из предположения изотропности материала корпуса.
В производстве корпусов РДТТ получили широкое распространение ком-
позиционные материалы. Применение ортотропных материалов потребовало
создания новых расчетных методик. В инженерных расчетах на прочность за-
рядов, заключенных в стеклопластиковые корпуса, за константы материала
корпуса можно принимать Ек = Eq (модуль упругости в тангенциальном на-
правлении), р-к = Р-0 (коэффициент Пуассона).
При решении температурных задач (в частности, при расчете равновесной
температуры) необходимо учитывать также и Ех, рх (соответственно, модуль
упругости и коэффициент Пуассона в осевом направлении).
3 Кроме того, следует учитывать, что корпуса, изготовленные из компози-
ционных материалов, имеют, как правило, большие отклонения по физико-
механическим характеристикам материала и отклонениям от номинальной тол-
щины стенки обечайки.
ГЛАВА 9
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СПЕЦИАЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ ДВИГАТЕЛЯ
9.1. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЯ
Воспламенение твердотопливного заряда является слож-
ным термодинамическим и физико-химическим процессом, который
зависит от совокупности таких факторов, как. химический состав
топливного и воспламенительного зарядов, температуры вспышки
и горения составов, давления, формы поверхности горения заряда,
величины свободного объема, начальной температуры и др. Про-
цесс является нестационарным. В настоящее время существует
несколько моделей воспламенения твердого топлива, но все они
до конца не раскрывают разнообразия этого сложного процесса.
Поэтому нет и единой методики для определения навески воспла-
менительного состава, обеспечивающего полное и надежное вос-
пламенение заряда в заданном температурном интервале за опре-
деленное время. Существующие эмпирические формулы дают
возможность найти приблизительное значение навески воспла-
менительного состава, которое в дальнейшем уточняется в процессе
испытаний.
Основным условием воспламенения твердого топливного заряда
является нагрев его поверхностного слоя до такой температуры,
при которой начинаются экзотермические реакции из-за пиро-
лиза, т. е. до состояния, когда подвод тепла в конденсированную
фазу станет больше теплопотерь и процесс воспламенения перейдет
в устойчивое горение.
В зависимости от химического состава топлива и воспламени-
тельного состава процесс воспламенения делят на фронтальное и
очаговое воспламенение. Первое предусматривает подвод тепла
к поверхности заряда тепловым потоком, второе — передачу
тепла от конденсированных частиц (шлаков), выпавших на поверх-
ность заряда. В большинстве случаев имеет место совместное —
фронтальное и очаговое воспламенение.
Важной характеристикой процесса воспламенения является
время задержки воспламенения. Временем задержки воспламене-
ния т3. в называется интервал времени от момента поступления
электрического тока на инициирующее устройство ракетного дви-
гателя до начала воспламенения заряда или достижения заданнога
значения тяги или давления. Обычно давление в точке т3. в состав-
ляет приблизительно 0,07 от рабочего давления в камере сгорания,.-
204
Рис. 9.1. Зависимость перио-
да нарастания давления в ка-
мере от типа воспламенитель-
ного состава
теплопроводности, кон-
время задержки — в пределах 0,05...
0,15 с и зависит от типа воспламени-
теля и условий воспламенения.
Время . задержки воспламенения
обратно пропорционально квадрату
величины теплового потока, подводи-
мого к нагреваемой поверхности. Теп-
ловой же поток определяется массовым
расходом продуктов сгорания воспла-
менительного состава и суммарным
коэффициентом теплоотдачи благодаря
векции и излучению.
С тем чтобы уменьшить время задержки воспламенения, можно
или повысить массовый расход продуктов сгорания или повысить
эффективность теплопередачи от продуктов сгорания воспламени-
тельного состава к поверхности топливного заряда. Это положе-
ние можно проиллюстрировать примером по скорости нарастания
давления в камере сгорания в зависимости от применяемых вос-
пламенительных составов с различной температурой сгорания
(рис. 9.1). Кривая 1 отражает время задержки и нарастание дав-
ления для дымного ружейного пороха (ДРП) с температурой го-
рения 2600 К. При горении ДРП образуется примерно 60 %
шлаков (по массе продуктов сгорания). Кривая 2 дана для горе-
ния пиротехнического состава на основе титанового порошка и
бариевой селитры. При горении этого состава температура дости-
гает более 3000 К и образуется 80 ... 90 % высокотемпературных
шлаков. Кривая 3 дана для высококалорийного пиротехнического
состава, состоящего из магниевого порошка и фторопласта-4
(C2F4)n. Горение состава сопровождается выделением большого
количества тепла. Температура пламени достигает 3600 ... 3700 К.
В продуктах сгорания присутствуют пары магния-фтора и боль-
шое количество мелких часгиц углерода. Высокая дисперсность
частиц углерода создает большую поверхность излучения, что
способствует образованию интенсивного теплового потока. Для
такого воспламенителя характерно воспламенение топливного
заряда при нарастании давления благодаря газам, создаваемым
самим воспламенителем. При этом обеспечивается минимальное
время задержки воспламенения.
После периода задержки воспламенения условно наступает
второй период — время нарастания давления в камере. Для этого
периода характерно интенсивное распространение пламени по
всей поверхности топливного заряда, интенсивный подъем дав-
ления до рабочего уровня. В этот же период происходит догора-
ние состава воспламенителя совместно с основным составом топ-
лива. Время нарастания давления находится в пределах 0,02 ...
0,15 с и характеризуется градиентом 80 ... 200МПа [12].
Время выхода на режим включает интервал времени от момента
подачи электрического тока на инициирующее устройство до
205
момента достижения давления, соответствующего началу основ-
ного режима работы. Образование в некоторых случаях нежела-
тельного пика давления в начале работы двигателя обычно свя-
зывают с толщиной прогретого слоя топлива в период горения
воспламенителя. Если прогретый слой, образовавшийся в период
задержки воспламенения, толще, чем при установившемся режиме,
то сгорание этого слоя сразу после воспламенения дает более ин-
тенсивный газоприход, который может сопровождаться всплеском
(пиком) давления при выходе на режим. Это явление также свя-
зывается с величиной начального свободного объема в камере
сгорания. Чем меньше свободный объем, тем ощутимее величина
пика давления АРК, вызываемая дополнительным газоприходом
от воспламенителя и излишне толстым прогретым слоем. Соответ-
ствующий подбор воспламенителя по температуре, скорости го-
рения, количеству твердых частиц позволяет устранить этот не-
достаток. На ранних стадиях проектирования, когда необходимо
ориентировочно определить вероятность появления или отсут-
ствие пика, можно рекомендовать следующее: если отношение
начальной поверхности горения к начальной величине свободного
объема камеры сгорания меньше 10 м"1, пик давления отсутствует,
при отношении (15 ..> 20) м-1 — слабо выражен, при отношении
более 30 м'1 — значительный.
9,1. 1. Составы воспламенителей
Наиболее простым воспламенительным составом для
зарядов из баллиститного топлива является ДРП. Он удовле1во-
ряет следующим основным требованиям, предъявляемым к воспла-
менительным устройствам небольших РДТТ, работающих в усло-
виях земной атмосферы:
по надежности действия и безотказности срабатывания;
по обеспечению выхода двигателя на стационарный режим
работы без пиков давления в течение минимального времени;
по длительности хранения.
Теплотворная способность ДРП Q = (1,5 ... 3,0)-106 Дж/кг;
температура горения 2300 ... 2900 К; насыпная (гравиметриче-
ская) плотность А Гр « Ю00 кг/м3. При сгорании одного кило-
грамма ДРП образуется ~0,4 кг газа, остальное — твердые
шлаки. Дымный ружейный порох изготавливается в виде зерен
различной величины и делится по размерам на ДРП-1, -2, -3, -4
(самое мелкое зерно у ДРП-4). Существует еще одна разновид-
ность дымного пороха — крупнозернистый дымный порох
(КЗДП), также применяющийся для воспламенения баллистит-
ных топлив. КЗДП также делится по размерам зерна на четыре
группы [91.
Регулирование по времени работы, величине потока энергии,
массе производится путем подбора одной или нескольких раз-
личных марок пороха. Недостаток воспламенителя из ДРП со-
206
Рис. 9.2, Формы прессованных эле-
ментов воспламенителя из пиротехни-
ческого состава:
а — таблетка; б — петарда; в — шашка
стоит в том, что он гигроскопичен
и плохо воспламеняется в ус-
ловиях пониженного давления.
При давлении ниже 0,025 Па
дымный порох может не воспла-
меняться. Поэтому ДРП в на-
стоящее время имеет ограниченное применение. Пиротехниче-
ские составы представляют собой порошкообразные смеси окис-
лителя, металлического горючего и связующих компонентов. Для
равномерного горения с обеспечением заданного времени порошко-
образный состав гранулируют или прессуют в таблетки, петарды
или шашки (рис. 9.2). Скорость тепловыделения и массоприхода
для прессованных элементов зависит от состава, геометрических
размеров и давления прессования (плотности).
В табл. 9.1 приведены типичные комбинации горючего и окис-
лителя прессованных пиротехнических воспламенителей [26].
Указанные в таблице составы применяются в основном, для
воспламенений смесевых топлив. Необходимым условием нор-
мального воспламенения является создание достаточного тепла
в прогретом слое топливного заряда и повышения давления
в камере сгорания. Воспламеняемость топлив различных составов
значительно отличается друг от друга. Пороговая энергия воспла-
менения для смесевого топлива на основе перхлората аммония
при давлении 50-10* Па приблизительно равна 4,19 Дж/см2.
Для расчета массы воспламенительного состава используют
эмпирические формулы. Однако они дают большой разброс по
Таблица 9.1
'Теплотворная способность пиротехнических составов
Горючее	Окисли тель	Теплотворная способность, Дж/г	
Бор	ВаСгО4	840 .	. 1 360
Бор	РЬСгО4	1 680 .	. 2 100
Бор + алюминий	РЬСгО4	2 100 .	. 2 500
ДРП (15 % С-6Н2О + 10 % S)	KNO3	2 500 .	.2 900
Сплав циркония с никелем	КС1О4	4 200 .	. 4 600
Бор	Ba(NO3)2	5 400 .	. 5 800
Бор	KNO3	6 000.	. 6 500
Сплав циркония с никелем бор + + алюминий	' ксю4	6 300 .	. 6 700
Магний	(С2Ь 4)п	9 200	
Алюминий	ксю4	9 600 .	. 10 400
207
массе, так как каждая из формул учитывает основные специфиче-
ские условия работы того типа двигателя, для которого она вы-
ведена.
Приблизительный расчет массы воспламенителя можно про-
водить по следующей зависимости:
	тв = qS^/Qb,
где q = 30 Дж/'см“ — количество тепла, которое необходимо пере-
дать единице площади поверхности заряда для его надежного
воспламенения; S2 — суммарная площадь горящей поверхности
заряда, сма; QB — теплопроизводительность воспламенительного
заряда, Дж/кг. Можно также использовать формулу
т	1	^к. нач^к _ Рк. нач^к
1—а ,(/?Т)в	~ /в
где о — доля конденсированной фазы в продуктах сгорания вос-
пламенителя; Рк. нач—начальное давление в камере сгорания
РДТТ, которое должны создать продукты сгорания воспламе-
нителя в камере сгорания двигателя (принимают Рк. цач ~
я» 30 ... 40 % от рабочего давления в камере); /в = (7?Т)В —
сила пороха, Дж/кг; Ук — начальный свободный объем камеры
сгорания двигателя включая объем дозвуковой части сопла.
В прикидочных оценках массу воспламенительного состава для
баллиститных топливных зарядов можно принимать из расчета
0,0012 ... 0,002 кг ДРП на каждый литр свободного объема ка-
меры сгорания, а для канальных зарядов смесевого топлива —
из расчета 0,15 ... 0,2 кг воспламенительного состава на 1 м2
горящей поверхности заряда.
Для воспламенения зарядов с большими поверхностями горе-
ния в крупногабаритных РДТТ иногда применяются небольшие
РДТТ, встроенные в основной двигатель. В таких РДТТ воспла-
менительный заряд изготавливается из смесевого топлива, кото-
рое по внутрибаллистическим характеристикам, как правило,
превосходит пиротехнические составы, но уступает последним
по интенсивности подвода тепла к поверхности заряда.]
9.1.2, Конструкция воспламенительного устройства
Конструкция воспламенительных устройств зависит
от требований, которые предъявляются к двигателю по времени
выхода на режим, надежности, необходимости предотвращения
самопроизвольного срабатывания и др.
Конструкция воспламенителя включает следующие элементы:
стандартный пиропатрон (с электрическим, механическим или
—тепловым приводом); передаточный состав воспламенителя; основ-
ной воспламенительный состав. Передаточный и воспламенитель-
ные составы помещаются в оболочки (корпуса). Снаряженная
оболочка закрепляется в держателе с отверстиями или выпол-
208
12	3 4	13 4
Рис. 9.3. Конструкция инициирующих устройств:
а — электрозапал; б — пиропатрон; 1 — корпус; 2 — установочная втулка; 3 — ини-
циирующая смесь; 4 — передаточный состав; 5 — основной состав устройства; 6 —
мостик накаливания; 7 — выводные концы; 8 — изоляция из стекла; 9 — токопрово-
дящий контакт
ненном в виде корзинки. Собраное воспламенительное устройство
закрепляется в двигателе таким образом, чтобы газы от сработав-
шего воспламенителя распространялись к поверхности топлив-
ного заряда.
Пиропатрон. В настоящее время наибольшее распростране-
ние получили электрические пиропатроны и электрозапалы
(рис. 9.3) [5]. Электрический ток подается на два проводника,
между которыми имеется мостик накаливания. На мостик накали-
вания нанесен чувствительный к тепловому импульсу иницииру-
ющий состав (например, азид свинца). Под действием тепла ини-
циирующий состав воспламеняется и передает огневой импульс
на передаточный состав воспламенителя, находящийся в корпусе
пирозапала. От пирозапала (пиропатрона) форс пламени пере-
дается на основной состав воспламенителя.
Пиропатрон отличается от пирозапала оформлением корпуса.
В пирозапале корпус выполнен из картонной или металлической
(медной) гладкой оболочки; у пиропатрона прочный корпус с резь-
бой и уплотняющим буртиком. В корпусе пиропатрона установлен
один или два токопроводящих контакта, к которым подсоединены
два мостика накаливания. Такая конструкция позволяет уста-
навливать в гнездах крышки корпуса двигателя на резьбе один
или два пиропатрона 15].
Корпус воспламенителя. В большинстве случаев он выполняется
замкнутым или перфорированным из металла, пластмассы в виде
коробки (рис. 9.4) или в виде корзинки (рис. 9.5), полученной
намоткой из стеклопластиковых жгутов.
Металлическая коробка выполняется тонкостенной (6 = 0,2 ...
0,3) из алюминия или стали. Крышка соединяется с корпусом за-
каткой. Внутрь коробки помещается воспламенительный состав.
Иногда для лучшего проникания форса пламени от воспламени-
теля в крышке коробки делаются отверстия, которые заклеиваются
прорезиненной тканью. Корпус воспламенителя устанавливается
в прочный стальной или пластмассовый футляр, который крепится
к днищу двигателя. Футляр делается с отверстиями для свобод-
ного прохода газов. Иногда футляр снабжают коническим рассе-
14 Фахрутдинов И. X. и др.	209
Рис. 9.4. Воспламенительное устрой-
ство коробчатого типа:
1 — пиропатрон; 2 — переднее днище
РДТТ; 3 — корпус воспламенителя; 4 —
футляр; 5 — вннт крепления воспламе-
нителя
кателем для лучшего распреде-
ления газов вдоль заряда (в
случае многошашечного вклад-
ного заряда).
Воспламенители замкнутого
типа имеют недостатки, заклю-
чающиеся в том, что тонкостен-
ный корпус может разрушаться
до момента полного воспламенения всего пиротехнического со-
става. Тогда часть состава будет выброшена из футляра, что
может привести к затягиванию времени задержки воспламенения
и нестабильности выхода двигателя на режим. Разрушенные
части корпуса воспламенителя разбрасываются и, ударяясь о по-
верхность заряда, могут повредить его; при прохождении остат-
ков корпуса через критическое сечение сопла может появиться
нежелательный заброс давления. Вследствие этого разработаны
такие конструкции корпусов, которые способны выдерживать
силовые нагрузки от внутреннего давления до тех пор, пока не
воспламенится вся навеска воспламенительного состава. В по-
следующем, при разрушении корпуса его детали не должны на-
носить повреждений топливному заряду и элементам конструкции
двигателя (вкладышу, соплу, ТЗП, днищу). Это требование для
случая металлического корпуса обусловливает сохранение его
целости до конца работы с обеспечением надежной теплозащиты.
Рис. 9.5. Воспламенительное устройство корзиночного типа:
1 — пиропатрон; 2 — передаточный состав; 3 — пиротехнические петарды; 4 — корпус
воспламенителя; 5 — оплетка
210
Рис. 9.6. Воспламенитель с нераз-
рушаюгцимся корпусом твердотоп-
ливного двигателя «Спейс Шаттл»:
1 — крышка; 2 — гнездо под пиро-
патрон (2 шт.); 3 — передаточный на-
сыпной состав (В 4- KNO3) в поли-
этиленовом мешочке; 4 — решетка; 5 — стальной корпус; 6 — таблетированный вос-
пламенительный состав в герметичной вакуумированной упаковке (топлнвоанало-
гично основному составу заряда)
Примером металлического неразрушающегося корпуса может
служить воспламенитель, показанный на рис. 9.6 [42]. Наиболее
удачным по конструкции является корзиночный корпус (см.
рис. 9.5). Для истечения продуктов сгорания в корпусе воспла-
менителя предусматриваются отверстия; в корпусе корзиночного
типа — просветы между жгутами. Скорость истечения газов через
отверстия может быть критической. Максимальное давление
в замкнутом объеме находится по формуле
где fB — сила пороха; А = mB7VB — плотность заряжания вос-
пламенителя, кг/м3; ав — коволюм, м3/кг (объем, занимаемый
молекулами газа; для ДРП ав 0,5, для пиротехнических
составов ав — 0,8 ... 1,0).
Воспламенитель в большинстве случаев располагается на
переднем днище так, чтобы струи горячих газов из отверстий
корпуса были направлены под углом к воспламеняемой поверх-
ности (рис. 9.7, а).
В некоторых случаях, в связи с особенностями конструкции
двигателя, воспламенитель располагается со стороны сопла.
Время задержки воспламенения при прочих равных условиях
при заднем расположении воспламенителя больше, чем при
переднем расположении и зависит от глубины утопления воспла-
менителя в сопло: оно тем меньше, чем глубже в сопло (внутрь
камеры двигателя) утоплено выходное сечение воспламенителя
(см. рис. 9.7, б, в).
Испытываются воспламентели по программам, предусматри-
вающим проверку выполнения требований ТЗ на РДТТ. К наи-
более важным видам испытаний относятся: 1) испытание в так
Рис. 9.7. Схема расположения воспламенителей:
а — в зоне переднего дннща; б — в сверхзвуковой зоне сопла; в — в зоне заднего днища
или дозвуковой части сопла
14*
211
Рис. 9.8. Схема расчета эле-
мента корзиночного корпуса
воспл аменителя
называемой «свободной емкости», т. е.
емкости, имитирующей свободный объем
камеры сгорания РДТТ в начале рабо-
ты; 2) проверка параметров воспламе-
нения в РДТТ; 3) проверка на вибра-
ционных стендах, имитирующих транс-
портные и другие виды нагружения.
С целью предотвращения случайных
воспламенений от токов наведения,
возникающих в электрических цепях,
применяются специальные пиропатроны
с предохранительными устройствами.
Расчет угла намотки жгута в стеклопласти-
ковом корзиночном корпусе воспламенителя.
Угол намотки а должен назначаться из условия минимального искаже-
ния исходной формы корзинки в процессе нагружения и максимальной одно-
родности напряжений жгутов в корзинке. Конструктивные формы корзинок
могут быть разнообразными. Технология изготовления и контроль корзиночных
корпусов, получаемых намоткой стекложгутов, аналогичны технологии и кон-
тролю стеклопластиковых корпусов РДТТ, получаемых методом спиральной
намотки (СПН). В полусферических и сферических корзинках угол намотки
определите^ как угол между проекцией жгута на диаметральную плоскость
и полярной осью. .Величина угла зависит от диаметра центральной втулки.
Для определения усилий, действующих на жгут, и угла намотки в цилин-
дрической корзинке выделим элемент корзинки с размерами I и I tg а (рис. 9.8).
При этом в оба сечения элемента АВ и ВС попадает одинаковое число жгутов.
Обозначим через Т усилие в жгуте. Тогда равнодействующая в сечении АВ
будет равна Тлв = Tk sin а, где k — число жгутов в сечении АВ. В сечении ВС
соответствующая равнодействующая будет Твс — Tk cos а. Известно, что при
нагружении цилиндра внутренним давлением окружное усилие вдвое больше
осевого. Следовательно,
с, Твс __ Tab
I tg а I "
(9.1)
Подставив в равенство (9.1) значения Тдв и Твс, найдем tgz а = 2, т. е. а =
= 54° 44' (величину угла, наклона жгута к образующей'цилиндрической кор-
зинки, при котором цилиндрическая форма не нарушается). Так как в донышке
корзинки есть отверстие, то угол уточняется в зависимости от отношения диа-
метра отверстия к диаметру донышка. Обозначим отношение диаметра отвер-
стия в донышке к диаметру цилиндра dlD = ф. Тогда
aM, = arctg
(9-2)
Формула (9.2) пригодна для определения угла намотки в случае, когда
нагрузка от внутреннего давления передается на стенку каркаса как в цилин-
дрических сосудах со сплошной оболочкой. Однако в реальных корзинках бо-
ковая поверхность и донышко представляют собой сетки с определенными плот-
ностями.
Обозначим через г коэффициент плотности цилиндрической поверхности
корзиики, равный отношению площади, занимаемой жгутами иа боковой поверх-
ности, ко всей боковой поверхности и через х — коэффициент плотности до-
нышка, равный отношению площади, занимаемой жгутами и заглушками на до-
нышке, ко всей поверхности донышка.
212
38В
Тогда формула (9.1) примет вид
2 — Твс = Т АВ
х I tg а I ’
Рис. 9.9. Общий вид пирогенного вос-
пламенительного устройства РДТТ
«Спейс Шаттл»:
1 — предохранительно-взводящее устройство
(ПВУ); 2 — малое ПЗУ; 3 — крышка; 4 —
крепление большого ПЗУ; 5 — стейка перед-
ней секции; 6 — корпус с внешней н вну-
тренней термоизоляцией большого ПЗУ; 7 —
топливный заряд ПЗУ; 3 — coiftio с вклады-
шем большого ПЗУ
а формула (5.2) примет вид azx = arctg у 2	.
Пирогенные воспламенители. Для приведения в действие круп-
ногабаритных РДТТ применяются специально разработанные
устройства, напоминающие небольшой двигатель. Для примера
рассмотрим конструкцию пускозажигательного устройства (ПЗУ)
твердотопливного двигателя ВКС «Спейс Шаттл» [41, 42]. ПЗУ
состоит из предохранительно-взводящего устройства, малого й
большого ПЗУ (рис. 9.9). Предохранительно-взводящее устрой-
ство (ПВУ) является агрегатом, выполняющим следующие функ-
ции: в невзведенном состоянии предотвращает случайный запуск
двигателя; во взведенном—обеспечивает надежный запуск; позво-
ляет дистанционно производить взведение и предотвращение
запуска при отмене команды на пуск; дает возможность ручного
предотвращения запуска при наличии предохранительного уст-
ройства (если предохранительная чека не удалена запуск двига-
теля невозможен); позволяет дистанционно контролировать со-
стояние ПВУ. ПВУ установлен в малом пускозажигательном
устройстве, которое, в свою очередь, установлено в большом
ПЗУ.
Приведёние в состояние готовности осуществляется выдерги-
ванием предохранительной чеки, затем дистанционно — поворо-
том диска с контактными клеммами в положение «Взведено».
При этом открываются каналы, позволяющие проникать газам
к пиротехническому воспламенителю. Для надежности в устрой-
стве предусмотрено два пиропатрона [5].
После подачи напряжения на контакты пиропатронов воспла-
меняется инициирующий состав. Затем от образовавшегося форса
пламени загорается воспламенитель, а от газов воспламенителя
загорается звездообразный заряд малого ПВУ. Газы от горения
заряда малого ПВУ истекают через отверстия в камеру сгорания
большого ПВУ и воспламеняют звездообразный заряд большого
ПВУ. Газы большого ПВУ истекают в камеру сгорания двигателя
и воспламеняют его основной заряд. Запуск основного двигателя
осуществляется за 300 мс.
213
Основные характеристики ПВУ и ПЗУ представлены в табл. 9.2
Таблица 9.2
Характеристика	ПВУ	Малое ПЗУ	Большое ПЗУ
Марка топлива; Состав	B+KNOs	ТР-Н1178	ТР-Н1178
Масса передаточного заряда,	0,0014	-—	—.
КГ			
Масса основного заряда, кг	0,018	’0,68	42,7
Давление, МПа	—	12	—
Расход продуктов сгорания,	—	5	100
Время работы с	—	0,08	0,3
Форма заряда	гранулы	30-лучевая	40-лучевая
	-	звезда	звезда
9.2. ЛИНЕЙНЫЕ ДЕТОНИРУЮЩИЕ ЗАРЯДЫ
Линейные’детонирующие заряды (ЛДЗ) нашли широкое
применение в ракетно-космической технике [4, 17]. С помощью
ЛДЗ производят разделение ступеней ракеты, вскрытие полостей,
приводят в действие сопла противотяги и т. д., т. е. они приме-
няются в тех случаях, когда необходимо в определенном месте
разрушить оболочку.
Линейный детонирующий заряд—заряд взрывчатого вещества
(ВВ), изготовленный в виде длинного стержня, размещенного
в тонкостенной металлической трубке (рис. 9.10). Вдоль образу-
ющей трубки имеется вмятина (углубление), которая плотно
соприкасается с ВВ. Углубление играет роль кумулятивной
выемки, в которой формируется при детонации заряда высокоско-
ростная струя газов и металла трубки. В газовой струе содержится
большое количество высокодисперсных частиц металла, образо-
вавшихся при разрушении материала трубки. Металлизирован-
ная газовая струя имеет скорость до 7 км/с и при столкновении
Рис. 9.10. Линейный детонирующий
заряд:
1 — корпус; 2 — ВВ; 3 — кумулятивная
выемка
Рис. 9.11. Пироболт:
1 — пиропатрон; 2 — болт; 3 — пиросо-
став; 4 — проточка
214
с преградой создает давление до 15 ГПа [5]. Придавая ЛДЗ
требуемую форму, например, кольцеобразную, можно в преграде
проделать отверстие, или располагая ЛДЗ вокруг обшивки от-
сека, соединяющего ступени ракеты, разделить их.
Пироболты. Их применяют для отделения ступеней и головной
части ракет стартовых ускорителей. Они являются элементами
систем отсечки и реверса тяги, сбрасывания различных устройств,
отделения ракеты от носителя и др. На рис. 9.11 показана типовая
конструкция пироболта. Пироболт имеет резьбу для стягивания
соединяемых частей и полость, в которой размещен .заряд ВВ
[41J. В полость на резьбе устанавливается электродетонатор.
Для обеспечения идентичных характеристик разрушения без
образования осколков в ступенчатой части болта предусматри-
вается надрез. Разрушение по месту надреза обусловлено дей-
ствием динамического растягивающего усилия в момент приведе-
ния пиробОлта в действие. Пироболты изготавливаются из вы-
сокопрочной стали, с последующей закалкой. В закаленном со-
стоянии материал пироболта в условиях динамической нагрузки
легче разрушается.
9.3. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
'к9.3.1. Основные понятия
Для управления движением ЛА в соответствии с тре-
буемой траекторией необходимо иметь возможность изменять
в полете величину и направление вектора скорости, а также
ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются
реактивные двигатели и различные органы управления, действие
которых создает необходимые для управления силы и моменты
(рис. 9.12).
Управляющие усилия 7?у, направленные нормально к траекто-
рии полета, служат для изменения направления полета.
Управляющие моменты А4у необходимы как для управления
вектором тяги, так и для поддержания требуемой угловой'ориен-
тации корпуса ЛА в пространстве, т. е. для его угловой стабили-
зации. Поэтому органы, создающие управляющие моменты,
обычно называются органами управления и стабилизации.
Управление ЛА осуществляется с помощью органов управле-
ния (ОУ), построенных с использованием аэродинамических сил
или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют
комбинированные ОУ, в которых используются аэродинамиче-
ская сила и сйла истекающей газовой струи.
Способ управления выбирают на начальных стадиях проек-
тирования ЛА на основе всестороннего анализа различных схем,
добиваясь наивысшей эффективности ЛА и его свойств по приня-
тому критерию эффективности. При таком анализе учитываются
назначение ЛА, его скорость и высота полета, маневренные и
215
Рис. 9.12. Схема создания газодинамической управляющей силы:
а — поворот основного Двигателя в кардаиовом подвесе; б — поворот сопла; в — газо-
вый руль; г"— поворотный насадок (дефлектор); д — вдув газа (впрыск жидкости) в
сверхзвуковую часть сопла
другие свойства ЛА, определяются величины управляющих сил
и моментов, аэродинамические потери тяги, массовые и габарит-
ные характеристики органов управления, мощности приводов и др.
Управление вектором тяги по направлению применяют обычно
при полетах на больших высотах в сильно разреженных
слоях атмосферы и в космическом пространстве, а также в плот-
ных слоях атмосферы при малых скоростях полета, когда неэффек-
тивно аэродинамическое управление. Различают два вида управ-
ления вектором тяги (УВТ):
управление при наличии больших внешних сил и моментов,
возникающих от работающего двигателя или аэродинамического
воздействия окружающей среды на корпус ЛА;
управление при малых возмущающих силах и моментах при
выключенном маршевом двигателе (обычно при пассивном полете
в сильно разреженных слоях атмосферы или в космосе).
В первом случае требуется управление движением центра
масс и угловым положением ЛА, так как от этого зависит направ-
ление вектора тяги двигателя, величина аэродинамических сил,
приложенных к центру масс, и траектория полета. В этом случае
управление угловым положением аппарата относительно центра
масс называется угловой стабилизацией, а система управления —
системой стабилизации. Для нее требуются усилия значительно
большие, чем для системы управления второго типа.
Управление во втором случае применяется на аппаратах,
движение которых по траектории не зависит от угловых поворо-
тов аппарата относительно центра масс (в связи с отсутствием
воздействия на аппарат окружающей среды или работающего
216
двигателя). Поэтому управление используется только для прида-
ния аппарату определенной ориентации в пространстве (напри-
мер, перед включением двигателей). Такое управление обычно
называют ориентацией, а системы, ее обеспечивающие называют
системами ориентации. Они работают при очень малых услиях,
создаваемых специальными микроракетными двигателями, тяга
которых обычно составляет доли ньютона.
Органы управления (ОУ) и рулевой привод к ним являются
исполнительными элементами в замкнутой автоматической си-
стеме управления вектором тяги и стабилизации ракеты.
В существующих ракетах применяются много схем исполни-
тельных устройств, которые различаются принципом действия^
числом каналов управления — п и рядом параметров, основными
из которых являются следующие:
управляющее усилие по каналу тангажа 7?у.а? (рыскания —
7?у.'р) и управляющий момент Л4уах органа управления РДТТ
при их максимальном значении. На практике чаще используют
относительное значение управляющего усилия 7?уах = Ryax/R0,
где Ro — тяга двигателя без органов управления;
эффективность органа управления РДТТ определяется поте-
рями тяги А7?х = Ro — Rx или относительным значением потерь
&RX = (Ro — RxVRo’,
потери тяги при нулевом управляющем сигнале, т. е. при
расположении ОУ в нейтральном положении &Rx<t = (Ro — Rxc)X
X Ro,
коэффициент газодинамического качества К — R™ax/&RX;
шарнирный момент /Иш;
момент инерции J и др,
В соответствии с перечисленными признаками существующие
конструктивные схемы органов управления вектором тяги можно
разделить на группы [331:
управляющие двигатели и поворотные сопла с разъемом в до-
звуковой части;
сопловые насадки, сопла с разъемом в сверхзвуковой части,
дефлекторы, выдвижные щитки;
газовые рули;
струйные устройства — впрыск жидкости или вдув газа в за-
критическую часть сопла.
Из приведенной классификации на ракетах с РДТТ приме-
няются поворотные сопла, дефлекторы, газовые рули, сопла,
с качающимися раструбом, выдвижные щитки, устройства для
вдува газа и впрыска жидкости в раструб сопла. Перечислен-
ные устройства должны обеспечивать управление ракетой в трех
плоскостях. Однако не все из них позволяют это сделать при
односопловой схеме двигателя. Например, газовые рули дают-
возможкость управлять по курсу, тангажу и крену при одном
coniie, а такие устройства как дефлекторы, разрезные сопла
217'
создают управляющие моменты обычно только в двух плоскостях.
Для управления этими устройствами в трех плоскостях необхо-
димо иметь многосопловой блок.
Одним из основных недостатков УВТ является их ограничен-
ная возможность управления во времени — управление ракетой
может осуществляться только при работающем двигателе.
Большое разнообразие исполнительных органов управления
обусловлено особенностями выполнения поставленных задач. При
проектировании выбираются те органы управления, которые наи-
более полно отвечают требованиям технического задания.
Основные требования, предъявляемые к органам управления
вектором тяги [16, 26]:
создание управляющих усилий необходимой величины;
минимальные потери удельного импульса тяги, связанные
с применением органа управления;
быстродействие исполнительных органов;
^минимальные зоны отсутствия управляющего воздействия при
изменении управляющих усилий;
линейный характер зависимости управляющей силы от угла
поворота или перемещения органа управления или другого пара-
метра (например, расхода впрыскиваемой жидкости);
малый шарнирный момент;
малая масса конструкции органов управления и их приводов;
простота конструкции, удобство компоновки на двигателе и
высокая технологичность;
продолжительные сроки хранения в нерабочем состоянии и др.
К ОУ и материалам, из которых они изготовляются, предъяв-
ляются специальные требования, особенно к тем, которые нахо-
дятся в контакте с истекающими из сопла газами. Так, например,
струйные и газовые рули должны быть механически прочными
и термостойкими. Аналогичные требования предъявляются к соп-
лам или- вкладышам поворотных сопл.
Приводы исполнительных органов управления могут быть
гидравлическими, пневматическими, газовыми или электриче-
скими. К ним предъявляются высокие требования по работоспо-
собности, надежности, массовым и габаритным характеристикам.
Наиболее полно удовлетворяют этим требованиям гидравличе-
ские приводы [6]. Гидравлические приводы дают возможность
получить высокую статическую жесткость и хорошие динамиче-
ские характеристики ОУ при больших моментах и моментах
инерции подвижных частей. В системах с небольшими шарнир-
ными моментами и моментом инерции применяются электрические
приводы.
Недостаток перечисленных приводов состоит в необходимости
иметь на борту дополнительный источник энергии. Более про-
стыми являются газовые и пневматические приводы, источником
питания для которых может быть газ, отобранный из основного
двигателя, или воздушный аккумулятор давления.
218
Устройства с вдувом или впрыском жидкости в закритическую
часть сопла снабжаются клапанами. Важным требованием к кла-
панам является плотное закрытие газовода одним из клапанов
при открытии другого. В связи с этим возникают требования по
Синхронности и идентичности работы клапанов. Общие требова-
ния, предъявляемые ко всем клапанным устройствам: работо-
способность, надежность, линейность характеристик.
В случае применения пневматических клапанов на борту ра-
кеты должен быть установлен баллон со сжатым воздухом и ре-
дуктор. Это несколько утяжеляет и усложняет конструкцию.
Если же применяется привод, работающий на вторичном горячем:
газе, конструкция становится компактнее, однако устройство
значительно усложняется. Отбор газа из двигателя на исполни-
тельное устройство снижает величину суммарного импульса.
Наибольшие трудности возникают при отработке конструкции
клапана, работающего на горячих газах. Необходимо тщательно
подбирать материалы клапанной пары, устойчиво работающие
в условиях высоких температур. Если газ содержит в своем со-
ставе твердую или жидкую фазы или их смесь, то необходима их
сепарация. В противном случае клапан не будет работать из-за
повышенного эрозионного износа поверхностей, налипания на
рабочие кромки твердых частиц, конденсации жидкой фазы и др.
Все это снижает надежность работы системы. Указанные недо-
статки отсутствуют, если в качестве вторичного тела применяют
жидкости.
Качество различных органов управления оценивается соответ-
ствующими показателями:
АЛ40 — увеличением стартовой массы ракеты при установке
органов управления при фиксированной дальности полета £;
АЛ40 = Л40. у — Л4а,	(9.3)
где Л40. у — масса ракеты с ОУ; Л4а— масса ракеты без ОУ;
АЛ — потерей дальности полета при установке органов управле-
ния [16]
а т &L * т ।	a	dL *	//ч . .
+	+	Асх, (9.4}
где (dLjdl^) А72 — изменение дальности полета из-за изменения
суммарного импульса; (d£/dmK) AmK — изменение дальности по-
лета из-за изменения массы конструкции; (dL/da^) Acoj — изме-
нение дальности из-за' изменения массы топлива; (дЬ/дсх) &сх—
изменение дальности из-за изменения коэффициента лобового
сопротивления.
Потребная управляющая сила проектируемой ракеты нахо-
дится из условия: /
Л4У^(Л4Т+ S Мв),	(9.5}
где. Му = 7?у тгл1 — управляющий момент; Л4Т — момент тан-
219-
гажа; J Мв — сумма возмущающих моментов в процессе полета;
Ry max — суммарная управляющая сила; I — расстояние от точки
приложения 7?утах До центра масс ракеты.
Управляющая сила является важнейшей характеристикой ОУ.
Она зависит от типа органа управления. Для механических ОУ
управляющая сила является функцией угла поворота 6 или
линейного перемещения h
Ry = f(8), ЯУ = НМ-	(9.6)
Для инжекционных ОУ управляющая сила является функцией
расхода /пин инжектируемого рабочего тела
f (/Цин)"
Управляющая сила возникает при перемещении органа ру-
левого управления до определенного угла поворота 6 и удержа-
ния его в этом положении.
Нагрузочной характеристикой называется зависимость мо-
мента (или силы) от координаты х, характеризующей фиксиро-
ванное положение органа управления:
Л4ш = /(6); FH = f(x).
Шарнирный момент Мш — наибольший суммарный момент
сопротивления повороту органа„рулевого управления с задан-
ными скоростью 6 и ускорением 6. Формула для шарнирного мо-
мента в общем случае записывается следующим образом:
Л4Ш = Л^поз (6) + /Иас Л4тр (6) -j- ./Идем (d8/dt) М№с Ц-
+ Л4ин(^6/Л2) + /Иупл(6).
Здесь ./Ипоз (6) — позиционный момент, пропорциональный
углу поворота; 7Иас — момент асимметрии, обусловленный на-
личием перекоса и смещением осей неподвижной и подвижной
частей органов управления, технологическими неточностями в из-
готовлении различных узлов, неравномерным полем давлений по
газоходу РДТТ из-за неодинакового разгара элементов, неравно-
мерной внешней нагрузкой на подвижные элементы (обычно УИас)
определяется экспериментально);
__	п
2 7Итр (6); = Rm *f-fi + М1РУ,
где 2 Л4Т[, (6); — суммарный момент трения во всех соединениях
той или иной конструкции ОУ; Rm—нагрузка на шарнир;
//пд — диаметр подшипника; f — приведенный коэффициент тре-
ния; i = «ш/6 — передаточное число, где аш — угол поворота
шарнира; 8— угол поворота ОУ; Л4дем = mrLp----------------мо-
мент демпфирования газовой струи при отклонении ее с угло-
вой скоростью d8/dt, где тГ — секундный расход газов через
220
поворотное сопло; Lp — длина
поворотной чайи сопла (рис.
9.13); Л4дас = mvb (пх sin 6 ±
± пу cos 6) — момент дисба-
ланса на подвижных элементах
ОУ, обусловленный перегруз-
ками, возникающими при по-
лете, где тк— масса конструк-
ции подвижного элемента; b —
расстояние от оси вращения до
центра масс подвижного эле-
мента; пх, Пу — продольные и
поперечные перегрузки, дейст-
вующие на органы управления;
Рис. 9.13. Схема к определению шар-
нирных моментов
.. d26
'И ИН jp
— момент инерционных сил подвижных частей ОУ, где 7г —
приведенный к оси поворота момент инерции подвижного узла
органов управления; d^ldt2 — угловое ускорение. Л4упл (6) —
момент сил упругого сопротивления гибких связей (уплотнений,
манжет, сильфонов и т. д.), величина его определяется экспери-
ментально.
9.3.2. Конструкции управляющих двигателей и сопл
Управляющие двигатели. Наиболее простым способом
управления вектором тяги является поворот непосредственно дви-
гателя на некоторый угол относительно продольной оси ракеты.
В большинстве случаев управление ракетой ведется по трем
каналам: тангажа — угол 6Т, рыскания — угол 6р, крена —
угол 6К. Длц управления по трем каналам достаточно иметь два
управляющих двигателя, помещенных в карданов подвес (управле-
ние каждого двигателя по двум каналам) или четыре двигателя
с одной степенью свободы (управление каждого двигателя по
одному каналу). Двигатели с одной степенью свободы могут рас-
полагаться вокруг основного РДТТ параллельно или перпенди-
кулярно оси ракеты (рис. 9.14).
Управляющие двигатели имеют время работы, соизмеримое
с временем работы основного маршевого двигателя ракеты. Эта
особенность сказывается на их конструкции. Стенка камеры сго-
рания защищается толстым слоем термоизоляции; сопло выпол-
няется из термоэрозионностойких материалов (графит, молибден
и др.); заряд — с торцевым горением.
Достоинством управляющих двигателей являются их простота;
отсутствие деталей, находящихся в газовом потоке; малые потери
тяги; небольшие шарнирные моменты.
Й1
2	3	*	12 3
Рис. 9.14. Схема расположения управляющих двигателей на ракете:
а — параллельно оси ракеты; б — перпендикулярно оси ракеты; 1 — корпус двигателя?.
2 — поворотный двигатель; 3 — шарнирная опора; 4 — рулевая машинка
К недостаткам относятся: увеличение массы конструкции ра-
кеты; ограниченное время работы двигателей; неодновременное
окончание работы.
Рассмотрим методику приближенного определения основных
характеристик для одного и нескольких управляющих двига-
телей.
1.	Определение боковых и осевых сил:
а)	для одного двигателя боковое управляющее усилие Ry =
— Rу'. д sin 6, где Ry. д —тяга управляющего двигателя. По-
тери тяги \RX = Ry. д (1 — cos б). Коэффициент газодинамиче-
ского качества поворотного двигателя
__ Ry-д _ sin 6
Д7?ж — 1 — cos6‘
Управляющий момент =Ry. д/sin б, где /—расстояние от-
точки приложения Ry. д до центра масс ракеты;
б)	для нескольких управляющих двигателей боковое усилие
и потери тяги
Ry = nRy ,Asin6; ARi = nRy.fl(l — cos 6),
где n — число управляющих двигателей.
Потери тяги из-за разности в удельном импульсе тяги основ-
ного и управляющих двигателей
AR; = „RM(i__fe®-),
\	1 уд '
где /уД — удельный импульс основного" двигателя; /УД(У. д) —
удельный импульс тяги управляющего двигателя. Полная потеря
тяги при работе управляющих двигателей
ARX = ar; + ar; = nRy.« (2 - cos б - —•
222
Ху _
Коэффициент газодинамического качества
sin 8-
2 _ cos б -
Л’Д
2.	Определение массы управляющих двигателей.
В общем случае масса управляющих двигателей определяется
как сумма масс элементов конструкции управляющего органа
ту.д = (т* + ткл + гакр) п,
где тк — масса камеры сгорания; тк, п — марса карданова
подвеса; ткр — масса элементов крепления; п — число одно-
типных управляющих двигателей.
Масса камеры сгорания, карданова подвеса, элементов креп-
ления как правило, расчитывается по чертежам.
3.	Определение шарнирного момента поворотного двигателя
Мш = Л4а0 -|- Л4ДИС Л4ИН -J-. Л4дем -|- ЛТупл>
где Л4ас — момент от эксцентриситета тяги Л4ас = 7?уахА; А —
расстояние между линией действия тяги и осью вращения дви-
гателя (см. рис. 9.13). При отсутствии эксцентриситета тяги
(/Иас = 0) Мдис — массовый эксцентриситет, зависит от размера с
(расстояния от центра масс до оси вращения двигателя) и дей-
ствующих на двигатель осевых и боковых перегрузок
Мдис = (пх sin б ± пу cos 6);
Мин = J— момент инерционных сил, (Jt— момент инерции
полностью снаряженного двигателя и подвижных частей относи-
тельно оси вращения; 6 — угловое ускорение); Л4дем = гщаРд —
демпфирующий момент газовой струи поворотного двигателя,
где а — расстояние от оси вращения двигателя до среза сопла;
Мупл — Моп + Муп — момент трения опор и передаточных
механизмов, а также момента упругости эластичных участков
трубопроводов, электрических кабелей и других магистралей
(при наличии их на двигателе). Моп = йтр £ Qndv где &тр —
коэффициент, зависящий от конструкции и числа опор' и пере-
даточных механизмов; Qn — допустимая статическая нагрузка;
z/ц — диаметр цапфы. Муп = Стр Д/|Р6, где Стр — жесткость
эластичного участка кабеля; А/тр — плечо трубопровода отно-
сительно оси поворота двигателя.
Поворотные управляющие сопла, отклоняемые в одной пло-
скости. Использование поворотных сопл, так же как и поворот-
ных двигателей, для управления вектором тяги является наиболее
энергетически экономичным. Управляющее усилие создается
в результате практически равномерного и осесимметричного
истечения продуктов сгорания и одновременного поворота докри-
тической и закритической частей сопла. На рисунке 9.15 приве-
223
1 2 3 4
Рис. 9.15. Конструкция
поворотного сопла с од-
ной степенью свободы:
1 — неподвижная крышка;
2 — ось; 3 — уплотнение;
4 — поворотное сопло
Рис. 9.16. Конструкция поворотного сопла с силь-
фонным уплотнением:
1 — поворотное сопло; 2 — уплотнение; 3 — двойной
сферический шарнир; 4 — неподвижная крышка; 5 —
снльфон; 6 — кожух; 7 — ушко для крепления руле-
вой машннкн; 8 — раструб подвижной части сопла;
А — центр поворота сопла
дена конструкция управляющего сопла с одной степенью свободы.
Подвижная часть сопла соединена с неподвижным газоводом при
помощи цапф, находящихся в подшипниках. Контактная поверх-
ность — сферическая, выполнена по высокому классу точности.
Наиболее узким местом конструкции является уплотнение по-
движного стыка. В зазор между подвижными деталями могут
прорываться горячие газы с жидкими и твердыми частицами
продуктов сгорания. Это приводит к эрозионному разрушению
контактной поверхности и забиванию шлаком зазора, необхо-
димого для нормальной работы сопла.
Из всего многообразия конструкций уплотняющих устройств
и материалов для них наибольшее распространение получили
кольцевые и сальниковые уплотнения со свободным скольжением.
Реже применяют лабиринтные уплотнения [39].
Уплотняющие материалы должны отвечать целому ряду тре-
бований. Материал, уплотнения должен противостоять действию
высокотемпературного газа, находящегося под большим давле-
нием, быть эластичным, не разрушатся при соприкосновении
с твердыми и жидкими шлаковыми частицами и др. В качестве
уплотняющих материалов применяются политетрафторэтилен, ду-
рестос, кремнекаучук, тефлон, фенольная смола с графитовым,
углеродным или асбестовым наполнителем [45].
Одним из способов, повышающих надежность работы соеди-
нения, является применение сильфонного уплотнения. Сильфон
не создаёт значительного сопротивления при повороте сопла.
Разгрузка сильфона от давления газов со стороны камеры сгора-
ния может осуществляться подачей воды в полость сильфона
(рис. 9.16).
Управление ЛА в трех плоскостях соплами с одной степенью
свободы может быть осуществлено только четырьмя соплами.
Методика определения характеристик следующая.
1. Определение боковых и осевых сил.
224
Боковое усилие, потери тяги, коэффициент качества поворот-
ного сопла и управляющий момент можно определить по фор-
мулам (9.3) ... (9.6).
2. Определение шарнирного момента.
Полный шарнирный момент, необходимый для отклонения
поворотного сопла, запишется как
Мп = Л4дем ^ин 4" AfTp.	(9-7)
Газовая струя истекает из сопла со скоростью wa. Поскольку
раструб поворотного сопла имеет угловую скорость ®z, возникает
кориолисова сила, которая определяется следующим образом.
Выделим из струи истекающих газов элементарный объем дли-
ной dx и площадью Fx (см. рис. 9.13). Кориолисово ускорение
выделенного элемента запишется как 2a>zwx, а элементарный мо-
мент кориолисовой силы
dMz = 2хрКж®гшж dx = 2&zmcx dx,
где mr = pFxwx — массовый секундный расход газов. Полная
величина момента кориолисовой силы
Мдем = 2®z J пгх dx,
о
где ®z = б — угловая скорость поворотного сопла; 10 — длина
образующей раструба сопла.
Приближенное значение величины секундного массового рас-
хода равно т = R//уД, тогда выражение для момента кориоли-
совых сил можно записать как
Мдем=-^-/?б.
7 УД
Выражая длину образующей части сопла через параметры, по-
лучим:
/   ^кр (Уf а О   V fa 1 1 /"/"вр	mm
tc------2sin₽ “ sinp Г ~л~’	[	)
где fa = FJFVV — степень уширения сопла.
Подставим значение FKp, найденное из выражения коэффициента
тяги Kr, в (9.8) Кнр = /?/(/<дРк), получим
I = У fa — 1 1/_____5____ /9 9)
lc sin£ V
Окончательно выражение демпфирующего момента запишется
как
М —	5	С9 10)
15 Фахрутдинов И. X. и др.	225
момент инерционных сил
— J fi-
Предположим, что центр масс подвижной части сопла располо-
жен на плече Zc/2, тогда
Мив = т0 (А-У	(9Л1)
где тс — масса подвижной части сопла,
ражение для которой имеет вид
т ___ Рс^с fa 1 р
mc~KRPK Stop
приблизительное вы-
(9.12)
где рс — плотность материала сопла; hc — средняя по длине
толщина стенки сопла.
Подставляя (9.9) и (9.12) в (9.11), получим
лх ___ Рс^с_____(fa 1) fa * ) р2х	/п 1 о\
7Иин- л(^Рк)2	sin3 * * р	'У1д'
Момент трения в подвижной части сопла
Мтр = /трРупЛ^уПЛ»
где /тр — коэффициент трения подвижной пары; рупл — сила
прижатия уплотнительного элемента, рупл = SynJIPK; гупл —
радиус поверхности скольжения; SynjI — площадь контакта уплот-
нения, Syra = 2лгуцл&упл; 6упл — ширина уплотнительного эле-
мента. Принимая гупл = 0,6dKp
MTp = 4fTp-^-/?.	(9.14)
Подставляя (9.10), (9.13) и (9.14) в (9.7) .получим выражение
для шарнирного момента поворотного сопла
(Vfa 1) ( ® I Pc/lc (fa О p2 1 лс &Упл p
3. Определение массы конструкции поворотного сопла.
Определение массы конструкции поворотного сопла, произво-
дится в каждом случае по конкретным чертежам.
В общем случае масса поворотного сопла складывается из
массы сверхзвукового раструба сопла и подвижного устройства
с уплотнениями, обеспечивающими поворот сопла:
тц.с =	+ Д«п.с,
где Д/Иц. с — масса элементов сопла (термоэрозионностойкий
вкладыш критического сечения; термоизоляция вкладыша; ша-
ровая обойма подвижного соединения; уплотнительные элементы;
кронштейны для подвески сопла; система крепления рулевой
машины и пр.).
226
Окончательное уточнение массы поворотного сопла произво-
дится после взвешивания изготовленных деталей.
Вращающиеся управляющие сопла. Разновидностью сопл, соз-
дающих управляющий момент в одной плоскости, являются вра-
щающиеся управляющие сопла (ВУС). Особенностью конструк-
ции является наличие угла между продольной осью сопла и осью
вращения (рис. 9.17).
Управление ЛА в трех плоскостях возможно при наличии на
двигателе четырех сопл. При вращении сопла относительно оси
происходит поворот истекающей струи на некоторый угол, что
приводит к появлению управляющих моментов.
В плоскости разъема подвижной и неподвижной частей сопла
устанавливается шариковые или игольчатые подшипники, что
значительно уменьшает момент трения. Последнее позволяет при-
менять рулевые приводы меньшей мощности. Так же как и в по-
воротных соплах, наиболее «узким» местом конструкции являются
уплотнительные устройства. Уплотнение обеспечивается приме-
нением различных упругих термостойких прокладочных материа-
лов, сальников, лабиринтных уплотнений.
Разновидностью ВУС являются изогнутые и уголковые сопла
(рис. 9.18, а, б). Расчеты управляющих усилий, шарнирных мо-
ментов, массы устройства не отличаются от расчетов для поворот-
ных сопл.
Поворотные сопла с управлением по двум каналам. Конструк-
ция управляющих сопл с двумя степенями свободы может быть
выполнена с использованием сферической опоры, кардана, жид-
костного подшипника и раличного рода упругих узлов качения.
В настоящее время получили распространение сопла со сфе-
рической опорой, закрепленный в кардановом подвесе. Это объяс-
няется относительной простотой конструкции и доступностью
конструкционных материалов. Примером может служить сопло
в кардановом подвесе фирмы Тиокол (рис. 9.19). Поворотное сопло 8
установлено на неподвижном
з ч
газоводе 3 в сферической опоре 12.
Газовод соединен фланцем 1 с
корпусом двигателя. Герметизация
б)
Рис. 9.18. Варианты вращающихся
1 — термоэрозиониостойкий вкладыш; 2 —
Неподвижная крышка; 3 — уплотнение;
4 — подшипник; 5 — вращающаяся часть
сопла
сопл:
а — изогнутое; б -— уголковое
Рис. 9.17. Вращающееся сопло:
15*
227
Рис. 9.20. Жидкостной подшипник системы «Текролл»:
1 — сопло; 2 — эластичная мембрана; 3 — пластина; 4 — полость жидкостного шар-
нира; 5, 13 — подвижные элементы шарнира; 6, 10 ~ сильфон; 7 — полость с тепло-
защитной смазкой; 8 — корпус; 9 — заднее дннще; 11 — полость; 12 — неподвижный
элемент шарнира (упор)
подвижного ^соединения осуществляется кольцевым уплотне-
нием 10. Подвижное сопло соединено с карданным кольцом 4 при
помощи внутреннего кронштейна 7 и цапфы с подшипником 6.
Кольцо 4 с помощью цапф 5 и кронштейнов 2 соединено с непо-
движным газоводом. Внутренние и наружные цапфы распола-
гаются на карданном кольце во взаимно перпендикулярных пло-
скостях. С помощью двух пар гидравлических приводов 11 и 9
сопло может отклоняться в заданном направлении. Прокладки
кольцевых уплотнений могут быть выполнены из кремний-каучука,
тефлона, фенольной смолы с графитовым, углеродным или асбе-
стовым наполнителем.
Рис. 9.21. Упругий подшипник:
1 — дннще; 2 — чехол упругий; 3 ~~ упругий
элемент (набор стальных н каучуковых пла-
стин); 4 — подвижное сопло; 5 — пакет тер-
моэрознонностойкнх элементов; 6 — несущая
оболочка подвижного сопла; 7 — рулевая ма-
шинка
f о,	0,\
Рис. 9.22. Сопло с двойным упру-
гим уплотнением:
О, — центр поворота сервоуплотнення;
О2 — центр поворота главного уплот-
нения;	— шарнирный момент;
•Мгд — момент газодинамической силы;
Fp м — усилие на штоке рулевой ма-
шинки; 1 — сервоуплотненне; 2 —
главное уплотнение
228
Фирма Юнайтед Технолоджиз [40, 43] разработала жидкост-
ный подшипник «Текролл» для управления вектором тяги третьей
ступени ракеты «Трайдент-1». Угловой поворот составляет ±5°.
На рис. 9.20 приведено поворотное сопло с жидкостным под-
шипником. Подшипник представляет собой кальцевую замкнутую
емкость из эластичного материала 2, заполненную жидкостью.
Он располагается между подвижными элементами сопла 5, 13
и неподвижными элементами камеры сгорания 9, 12. При нагру-
жении сопло, опираясь на эластичный подшипник, самоцент-
руется и в то же время допускает боковые отклонения сопла при
действии рулевых приводов. При отклонении сопла объем жидко-
сти не изменяется. Давление жидкости в подшипнике равно дав-
лению газов в камере сгорания. Оболочка изготавливается из
материалов типа нейлон, рейон и декрон, герметизированных
резиной.
Защита жидкостного подшипника от теплового воздействия
осуществляется углеродной тканью, пропитанной сублимиру-
ющей силиконовой смазкой. Емкость заполняется силиконовым
маслом, совместимым с резиновым покрытием оболочки.
Аналогичным по принципу работы является упругий подшип-
ник, представленный на рис. 9.21. Упругий элемент состоит из
набора металлических и эластичных (резиновых) шайб со сфери-
ческими или коническими поверхностями. Устройство фикси-
руется в осевом направлении, но допускает боковые перемеще-
ния. Указанная схема упругого подшипника реализована
в конструкции поворотного сопла ВКС «Спейс Шаттл»
(см. рис. 6.8).
Проведенные исследования показали, что упругий подшипник
характеризуется большим шарнирным моментом и требует мощ-
ных рулевых приводов. Дальнейшие проработки подтвердили, что
имеется возможность значительно снизить шарнирный момент
путем применения двойного упругого уплотнения [16]. Схема
такого устройства приведена на рис. 9.22. В ней реализуется
действие газодинамической нагрузки для поворота сопла при
смещенном положении центра поворота. В сопле имеется два
самостоятельных уплотнения: сервоуплотнение с передним рас-
положением центра поворота и основное уплотнение с задним
расположением центра поворота. При работе рулевого привода
происходит деформирование сервоуплотнения, что вызывает сме-
щение сопла и перераспределение действия газодинамических сил.
Появившийся момент относительно центра поворота главного
уплотнения деформирует последний до тех пор, пока шарнирный
момент не будет равен моменту от газодинамической силы. Га-
зодинамическая сила в этом случае будет способствовать повороту
сопла в требуемом направлении, что позволяет снизить мощность
рулевого привода. Центр поворота сопла смещается и находится
между центрами поворота упругих уплотнений Ог и О2'. Более
подробно вопрос рассмотрен в работе [13].
229
Рис. 9.23. Разрезное управляющее со-
пло в кардановом подвесе с сальни-
ковой системой уплотнения:
1 — корпус неподвижной части сопла; 2 —
вкладыш с термоотводящим элементом;
3 — сферическое кольцо; 4 — система
уплотнения; 5 — рулевой привод; 6 —
раструб; 7 — теплоотводящие пластины из
пнрографита
Рис. 9.24. Конструкция уплотнения
гибкой манжетой в разрезном сопле:
1 — термоэрозиониостойкий вкладыш;
2 — теплозащитное покрытие; 3 — фла-
нец; 4 — цапфа наружная; 5 — манжета;
б — подшипник; 7 — качающийся раструб;
8 — цапфа внутренняя; 9 — карданное
кольцо; 10 — крышка подшипника
Разрезные управляющие сопла в сверхзвуковой части. Разрез-
ные управляющие сопла (РУС) представляют собой профилиро-
ванное или коническое сопло с разъемом в сверхзвуковой части,
где скорость газа соответствует М = 1,5 ... 2. Подвижная часть
устанавливается на кардановом подвесе и приводится в действие
рулевыми машинками (рис. 9.23) [16].
Основное отличие РУС от поворотных сопл или сопл с разъ-
емом в дозвуковой части состоит в том, что управляющее усилие
возникает при газодинамическом воздействии струи, истекающей
из неподвижной части сопла, на внутреннюю поверхность откло-
ненного раструба. При этом на поверхности раструба возникает
косой скачок уплотнения, интенсивность которого постепенно
убывает вдоль оси сопла. Величина боковой управляющей силы
зависит от угла поворота подвижного раструба.
Достоинство рассматриваемой конструкции заключается в про-
стоте и надежности работы, так как линия разъема находится
в области малых давлений газа и относительно низких темпера-
тур. Кроме того, для этой конструкции характерны линейная
зависимость управляющей силы от угла поворота сопла, неболь-
шие потери тяги и высокая эффективность.
Недостатком РУС является повышенный газодинамический
шарнирный момент, требующий мощных рулевых приводов.
Поскольку детали критического сечения сопла неподвижны,
это позволяет уменьшать общую длину РУС и массу сопла.
230
Особое внимание при проектировании РУС необходимо уделять
оформлению линии разъема. Ошибки в выборе формы кромок
и профиля «полки» могут приводить к возникновению отрывного
течения и появлению застойных вихревых зон. Поэтому пред-
ставляется целесообразным на стадии проектирования проводить
продувки моделей сопла. Уплотнительные устройства разъема
делаются по типу гибких «манжет» или вообще не ставятся.
Гибкие манжеты практически не создают трения. Материалом
для манжет служат различные негорючие ткани из стеклянных,
асбестовых, углеродных и других волокон. Место разъема с ман-
жетой может быть оформлено, как показано на рис. 9.24.
При повороте сверхзвукового потока в РУСе происходит пере-
распределение давления: на стороне стенки сопла, повернутого
к потоку, давление повышается, а на противоположной части дав-
ление уменьшается. Центр давления расположен на расстоя-
нии (0,3 ... 0,45) /р от оси качания ИЗ].
Основной составляющей шарнирного момента РУС является
Мпоз, который может восприниматься компенсатором, что при-
водит к значительному уменьшению мощности приводного устрой-
ства. Управляющее усилие РУС можно найти как и для кача-
ющегося управляющего сопла, Ry — зависит от угла поворота
качающегося раструба.
9.3.3.	Устройства с несимметричным истечением
газа
К устройствам с несимметричным истечением струи
относятся сопла с косым срезом, сопла со скошенным цилиндри-
ческим насадком, выдвижными и отклоняющимися щитками и
устройства с рассогласованием тяги сопл. Основные достоинства
этих устройств заключаются в незначительных потерях тяги,
небольших шарнирных моментах и относительной простоте кон-
струкции.
Устройства с косым срезом. В соплах с несимметричным исте-
чением газовой струи возникновение боковой силы происходит
вследствие воздействия статического давления на косой срез
(выдвижной или отклоняющийся щиток).
Управление ракетой при помощи сопл с косым срезом в трех
плоскостях возможно только при наличии четырех сопл или
четырех двигателей с кососрезанными соплами. Сопла (или дви-
гатели) должны иметь вращение относительно продольной оси
(рис. 9.25) для установки в требуемое положение, при котором
создается управляющий момент. Выражение управляющих мо-
ментов записывается в следующем виде:
для моментов тангажа и рыскания
Л1(т, р) ~	Alp COS <Р(т, р)!
231
Рис. 9.25. Схема установки сопл с косым срезом на двигателе и системы созда-
ния моментов управления:
а — четырехсопловый блок с прямым разъемом; б — вращающийся раструб с косым
разъемом; в — схемы создания управляющих моментов; 1 — неподвижная часть ссгла;
2 — рулевая машинка; 3 — зубчатая передача; 4 — подвижная часть сопла
для момента по крену
/Икр = 2rRx tg Aifsin Фкр,
где /цм — расстояние от центра масс ЛА до плоскости среза
сопла; г — расстояние от оси сопла до продольной оси двигателя;
Rx — проекция тяги двигателя на продольную ось; яр — угол
наклона косого среза сопла к продольной оси; Дтр — боковое
отклонение потока в зоне косого среза сопла (рис. 9.26) [22].
Приближенное значение боковой управляющей силы для
кососрезэнного сопла можно найти по углу отклонения струи
Ry = R sin Дф.
Сила сопротивления -определяется через потери в осевой состав-
ляющей тяги
ARx = R (1 — COS Дф).
Управляющий (реактивный) момент относительно критического
сечения сопла
А]рк :== Ryl0 ~ Rl0 sin Aip,
где Zc = (VTa-0 У-^ctgp.
Подставляя значение /с в выражение для Мрк, получим
м рк = (//а - 1)	Sin Д ф ctg ₽.
232
Шарнирный момент относитель-
но оси вращения определится
Мш = Мин + Мтр. (9.15)
Момент инерционных сил под-
вижной части сопла найдем ис-
ходя из соотношения =
7=_|_(^(Ср) + ^р)==
= т (/а+^ Гкр, (9.16)
Рис. 9.26. Схема течения газа в сопле
с косым срезом
где т — масса подвижной части сопла,
т — np0Dcplc80 — р060 (fa 0 Fкр	(9.17)
6С — толщина стенки сопла;
Подставляя (9.17) в (9.16), получим
/ = рс6с ^2^—- Fкр ctg р
или окончательно выражение для момента инерционных сил
=	Octgp	(9.18)
Момент‘трения в опоре
Мтр = tfTphoaPnFKp = 4/тр/гоп-^-.	(9.19)
** R
Подставляя полученные значения (9.18) и (9.19) в (9.15), получим
выражение для шарнирного момента
Мш =	& - 0 cfg 0	№ + 4fTpfton .
9.3.4.	Газовые рули
Газовые рули являются наиболее простым устройством
для управления вектором тяги. Впервые они были применены
на жидкостных ракетах Фау-2.
Газовый руль представляет собой профилированную пластину,
которая закрепляется на оси и консольно устанавливается в га-
зовом потоке. Как правило, рули располагают в области среза
сопла. Иногда их помещают внутри расширяющегося раструба,
что значительно усложняет конструкцию, но позволяет сократить
габаритные размеры устройства.
При эксплуатации ракеты в плотных слоях атмосферы воз-
можно использование газовых рулей в комбинации с аэродина-
мическими органами управления (рис. 9.27). В этом случае мо-
жет быть уменьшена масса системы управления.
233
Газовый и аэродинами-
ческие рули могут распо-
лагаться на одной оси с
использованием общих ру-
левых машинок. При дви-
жении с малыми скорос-
тями (в момент старта) эф-
фективными являются га-
зовые рули. При достиже-
нии ракетой скоростей,
при которых становятся
эффективными аэродина-
Рис. 9.27. Газовые рули, совмещенные с аэро- мические рули, газовые
динамическими	рули или сгорают, или
сбрасываются.
Управляющая сила возникает при повороте руля на некото-
рый угол б. Одновременно увеличивается сила лобового сопро-
тивления рулей, приводящая к потери тяги двигателя
Ry — 2 Cy$Pc№aSp",
&Rx = Cx8paW2aSp,
где cy, cx — коэффициент боковой силы и лобового сопротивле-
ния газовых рулей; ра, wa — плотность и скорость газового по-
тока на срезе сопла; Sp — характерная площадь газового руля.
Безотрывное обтекание руля происходит в том случае, если
8 < 8кр- При этом обеспечивается линейная зависимость управ-
ляющей силы от угла поворота. Установлено, что критический
угол не должен быть больше 15°.
Недостатком газовых рулей являются большие потери осевой
тяги (1 ... 1,5 %) . Из-за лобового сопротивления рулей в ней-
тральном положении потери тяги сохраняются и тогда, когда нет
управляющих усилий. Коэффициент качества газовых рулей
К = Ry/ARX ~ 1,5. К недостаткам газовых рулей относится
так же изменение размеров рабочих поверхностей из-за активной
эрозии от воздействия продуктов сгорания. Поэтому для рабочей
части газового руля применяют термоэрозионностойкие материалы:
графит, пиролитический графит, композиционные материалы,
вольфрам, молибден и др.
Шарнирный момент газового руля удобно выразить через
безразмерный коэффициент шарнирного момента
= RtatfSpbA. рб,
где ЬА. р —средняя аэродинамическая хорда руля, а =
= cyhlbA.p, где h — расстояние от центра давления до оси вра-
щения руля.
234
9.3.5.	Сопловые насадки
Заслонки (секторные рули). Эти устройства устанавли-
ваются на срезе сопла таким образом, чтобы в нерабочем положе-
нии они не попадали в газовую струю. Управляющее усилие
создается только тогда, когда заслонка постепенно вводится
в газовый поток на определенную величину. При этом происходит
перераспределение давления перед заслонкой, вызванное отры-
вом потока и образованием застойной зоны с возвратным течением.
Рули представляют собой часть цилиндрической поверхности,
закрепленной в шарнирах на срезе сопла. При односопловой схеме
устанавливается четыре сектора, которые создают управляющие
моменты в двух плоскостях.
Достоинство конструкции заключается в меньших потерях тяги
двигателя и более продолжительной работе заслонки. К недостатку
можно отнести значительный шарнирный момент и большую зону
нечувствительности при работе в плотных слоях атмосферы из-за
размытости границ истекающей струи.
Кольцевые рули (дефлекторы). Они могут быть выполнены
в форме цилиндра, усеченного конуса или сферического пояса.
Кольцевые рули устанавливают на срезе сопла и закрепляются
в шарнире. В нерабочем положении дефлектор не имеет контакта
с газовой струей. При повороте на угол 6 часть кольца вводится
в газовую струю. На поверхности контакта возникают силы, кото-
рые используются для управления.
На рис. 9.28 приведена конструкция дефлектора кольцевого
типа. Кольцевые рули напоминают разрезные поворотные сопла,
однако отличаются от них простотой конструкции, отсутствием
сложных (или вообще любых) уплотнений в подвижных соеди-
Рис. 9.28. Сопло с дефлектором
в кардановом подвесе:
1 — привод; 2 — уплотнение; 3 —
корпус 'дефлектора; 4 — теплопогло-
щающий слой; 5 — облицовка из
вольфрама
нениях. Так как длина поворотных
насадков невелика, то и управляю-
щие силы при повороте на угол
б сравнительно небольшие.
Рис. 9.29. Схема сопла с дефлектором
[h = (0,02 ... 0,04) Da]:
1 — зона повышенного давления; 2 — косой
скачок уплотнения
235
При вводе насадка в газовый поток возникает косой скачок
уплотнения, замкнутый ударной волной. Перед преградой обра-
зуется зона отрыва с повышенным давлением, за преградой —
зона с пониженным давлением. Из рис. 9.29 видно, что отрывное
течение приводит к перераспределению давления в сопле и деф-
лекторе, создавая управляющее усилие. Таким образом, прак-
тически вся боковая сила создается вследствие неуравновешенного
поля давления на внутренней, вдвинутой в поток поверхности
дефлектора и примыкающей части раструба сопла.
Методы определения управляющей силы и потерь в тяге доста-
точно сложны, потому для приближенных расчетов можно испол-
зовать следующие зависимости [16]:
Ry (6) - бг2 [ 4- (Рг - Ра) - 4- (Рн - Ра)] cos 6;
АРх = бг2 [ 4- (Р1 - Ра) - 4-	- М Sin б>
где Ра — давление на срезе сопла; Рн — внешнее давление на
высоте Н; г — радиус внутренней сферы дефлектора; Рг — избы-
точное давление на входящей стороне дефлектора (давление за
скачком). Коэффициент газодинамического качества дефлектора
К = 1,8 ... 2,5.
Шарнирный момент дефлектора
АТщ - Мпоз AfTp.
Так как сферический дефлектор обычно снабжается цилиндриче-
ским пояском для уменьшения зоны нечувствительности, воз-
никает позиционный момент Л4ПО3. Его можно определить как
А1поз =
где с3 — опытный коэффициент, зависящий от угла поворота б
и ширины пояска h.
Момент трения определяется конструкцией принятого шар-
нирного соединения, уплотнительного устройства (если оно есть)
и температурной деформацией во время работы:
Мтр = frF,
где f — коэффициент трения в опоре; г — радиус опоры; F —
реакция в опоре.
Выдвижной щиток. Устройства в виде пластинок (щитков),
вводимых в газовый поток перпендикулярно к оси сопла, назы-
вают интерцепторами или триммерами. Различают внешние
интерцепторы, располагаемые на срезе сопла, и внутренние интер-
цепторы, которые устанавливаются в одном из сечений сверх-
звуковой части сопла (рис. 9.30, а, б). Интерцептор может иметь
прямоугольную или скругленную форму. Первоначально интер-
цептор находится вне газовой струи. После подачи управляющего
236
Рис. 9.30. Характер взаимодействия
интерцептора со сверхзвуковым газо-
вым потоком:
а — внешний интерцептор; б — внутрен-
ний интерцептор; 1 — косой скачок; 2 —
ударная волна; 3 — зона отрыва; 4 —
интерцептор; 5 — контур сопла
О)	б)
Рис. 9.31. Компоновка интерцепторов
на сопловом блоке:
а — четыре интерцептора с управлением
по двум каналам; б — восемь интерцеп-
торов с управлением по трем каналам
сигнала интерцептор погружается в сверхзвуковой газовый по-
ток. При этом происходит отрыв струи с образованием косого
скачка, который замыкается ударной волной. Перед интерцепто-
ром образуется зона повышенного давления, после него — зона
пониженного давления. Таким образом, стенка сопла нагружается
в области ввода интерпцептора перепадом давлений, что обуслов-
ливает появление газодинамической силы.
Значение составляющих газодинамической силы Ry и \RX
зависит от параметров газового потока, от рабочей поверхности
погруженной части и его геометрических размеров. Поскольку
точное определение значений Ry и \RX громоздко, обычно поль-
зуются упрощенной полуэмпирической зависимостью:
Ry — ^у^отр^отр,
где су — коэффициент подъемной силы, создаваемой поверх-
ностью сопла в зоне отрыва; q0Tp — скоростной напор в зоне
отрыва; S0Tp — площадь поверхности сопла в зоне отрыва,
приближенно можно принять
Pawa _ Ар А42
<7отр X qa Ж —у- - V а,
коэффициент газодинамического качества
К = Ry/bRx = 1,5 ... 2,5.
Шарнирный момент, необходимый для поворота интерцептора,
определяется как сумма моментов трения в опорах и инерцион-
ных сил.
Интерцепторы выполняются вращающимися на перпендику-
лярных к их поверхностям осях (флажковый тип). Каждый щиток
имеет свой привод и создает боковую силу одного направления.
Четыре интерцептора, установленные на срезе сопла, при их
введении в газовый поток последовательно в горизонтальной или
вертикальной плоскостях создают моменты тангажа — Мт и
237
Рис. 9.32. Конструкция интерцеп-
тора флажкового типа:
1 — корпус интерцептора; 2 — термо-
изоляция; 3 — термоэрознонностой-
кая облицовка; 4 — вал интерцептора;
5 — подшипник; 6 — молибденовый
винт
12
д 1
Рис. 9.33. Конструкция охлаждаемого
интерцептора:
1 — газогенератор; 2 — электрозапал; 3 —
поршень; 4 — силовой элемент; 5 — охла-
дитель; 6 — теплозащитная оболочка; 7 —
распределительный канал; 8 — теплопогло-
щающий элемент; 9 — профилирующая фа-
ска; 10 — вольфрамовая облицовка; 11 —
стенка сопла; 12 — привод интерцептора
момент рыскания — Л4Р. Для управления в трех плоскостях необ-
ходимо иметь 8 интерцепторов. Для управления по тангажу и
рысканию в поток вводятся попарно интерцепторы в каждой
плоскости (рис. 9.31) [16].
Создание управляющего момента по крену достигается уста-
новкой плоскости интерцептора под небольшим углом (1 ... 2°)
к осевому направлению струи. При этом в струю вводятся все
интерцепторы одного направления. Например, интерцепторы 1,
3, 5, 7 на рис. 9.31, б.
Работа интерцепторов происходит в исключительно тяжелых
условиях нагружения и теплового воздействия. Поэтому конструк-
ция интерцептора состоит из нескольких слоев. Силовой корпус
интерцептора выполняют из высокопрочных металлов. Рабочую
поверхность щитка покрывают пластиной из термоэрозионно-
стойкого материала: вольфрама, молибдена или углерод-углерод-
ной комозиции. Для уменьшения тепловых потоков к силовому
корпусу интерцептора между рабочей пластиной и корпусом
устанавливается пластина из теплоизоляционного материала,
например прессованного асбеста. На рис. 9.32 показана кон-
струкция интерцептора флажкового типа.
Для мощных РДТТ за рубежом ведутся разработки охлаждае-
мых интерцепторов [16]. На рис. 9.33 показана конструкция
такого интерцептора. Подача хладагента (литий или гидрид
лития) на поверхность интерцептора происходит по каналам.
238
фаска 9 предназначена для создания крутящего момента, спо-
собствующего выводу интерцептора из струи в случае выхода
из строя привода.
9.3.6.	Струйные исполнительные органы управления
Струйные ОУ являются инжекционными. К ним отно'
сятся устройства с вдувом газа или впрыском жидкости в сверх-
звуковую часть сопла.
Жидкостные инжекционные ОУ находят широкое применение
на ракетах: «Титан-ЗС», «Минитмэн-2», «Минитмэн-3», «Пола-
рис А-3», «Спринт» (США) и МВМ-1 (Франция). Это объясняется
рядом положительных свойств по сравнению с другими исполни-
тельными ОУ. К ним относятся: простота конструкции, надеж-
ность, быстродействие. Все это связано с отсутствием подвижных
устройств, находящихся или вводимых в газовую струю сопла.
Вместе с тем имеются и технические трудности, связанные с не-
обходимостью или иметь на борту ЛА дополнительные емкости
для хранения инжектируемого газа или жидкости, или — слож-
ные клапанные устройства.
Принцип действия струйных ОУ основан на взаимодействии
вторичного рабочего тела с газовым потоком, текущим по расши-
ряющейся (сверхзвуковой) части сопла. Процесс взаимодействия
впрыскиваемой жидкости или вдуваемого газа с газовой струей
имеет много общего, так как впрыскиваемая жидкость быстро
испаряется и поэтому вызывает тот же эффект, что и вдуваемый
газ. Инжектируемое рабочее тело является для основного потока
сопла препятствием, приводящим к перераспределению давления
на внутренней поверхности раструба сопла. Приближенно физи-
ческую картину можно представить следующим образом. Сверх-
звуковой поток, набегая на инжектируемую струю, отрывается
от стенки сопла (рис. 9.34). Перед отверстием образуется незамк-
нутая застойная зона с двумя вихрями. За отверстием также
возникает застойная зона с одним вихрем. Непосредственно перед
вдуваемой струей возникает слабая ударная волна [10]. Перед
верхней частью границы струи воз-
никает криволинейный скачок уп-
лотнения. За ударной волной обра-
зуется система волн разрежения.
В окрестности присоединения вто-
ричного потока к стенке сопла обра-
зуется хвостовой скачок уплотнения.
Рис. 9.34. Схема сопла с подводом вторич-
ной массы в сверхзвуковую часть для У ВТ:
/ — пограничный слой; 2 — слабая ударная вол-
на; 3 — ударная волна; 4 — вторичный поток;
5 — хвостовой скачок уплотнения
239
В области отрыва (перед отверстием) давление резко повы-
шается; за отверстием давление понижается. Таким образом, бо-
ковое усилие при инжектировании вторичного рабочего тела
образуется в результате реакции вдуваемой струи и неуравнове-
шенного избыточного поля давления в зоне возмущения. На
форму и интенсивность возмущенной зоны, кроме параметров
сопла и места инжекции, оказывают влияние расход и параметры
основного потока; расход и термодинамические свойства инжекти-
руемого вещества; параметры, определяющие дробление струи;
химические реакции между потоком и инжектируемым веществом.
Для управления вектором тяги применяются следующие
основные инжектируемые вещества: инертные газы и жидкости;
жидкие и газообразные компоненты, химически активные с про-
дуктами сгорания основного потока; жидкие двухкомпонентные
топлива.
К вторичным рабочим телам предъявляются следующие тре-
бования, направленные на получение максимального бокового
импульса:
обогащенность окислителем;
высокая удельная теплоемкость и плотность;
высокая теплота парообразования;
низкое давление насыщенных паров;
малый коэффициент вязкости.
Дополнительные требования могут касаться удобства хране-
ния; высокой химической стабильности; малой агрессивности
к материалам; низкой стоимости. Исследования, проведенные по
определению эффективности инжектируемого рабочего тела, по-
казали [10], что наибольшую боковую силу имеют устройства
с вдувом в сопло горячего газа, меньшую — устройства с вдувом
холодного газа или впрыском легковоспламеняющихся веществ.
Наименьшая боковая сила получена при впрыске холодной воды.
Ввод вторичного рабочего тела в сопло производится через
круглые сопла, сопла в виде щели или группы отверстий. Выбор
формы сопла и их число зависит от требований технического зада-
ния, применяемого вторичного рабочего тела, принятой конструк-
ции сопла и других факторов. Сопла устанавливаются на расстоя-
нии 0,3 ... 0,4 длины сопла от среза, под углом НО ... 130° к оси
сопла навстречу потоку.
Эффективность вдува оценивается по отношению к тяге так
называемого условного верньерного двигателя, имеющего тот же
расход, что и расход вторичного газа и ту же удельную тягу сопла,
что основное сопло.
Отношение боковой силы, создаваемой при вдуве, к тяге соот-
ветствующего верньерного двигателя носит название коэффи-
циента усиления ky (ky = 1,1 ... 2,0). Коэффициент качества при
вдуве достигает значения 2,5 ... 3,0.
Вторичный газ должен иметь высокие энергетические харак-
теристики, т. е. подводиться с довольно высоким давлением
240
(в основном, чтобы уменьшить размеры отверстия и габариты под-
водящей системы) и иметь высокую температуру (не ниже тем-
пературы основного потока). При меньшей температуре вторич-
ного газа необходимо учитывать снижение эффективности вдува,
пропорциональное УRT*. Наиболее эффективен для вдува основ-
ной газ, именно поэтому чаще всего рассматриваются схемы с пе-
репуском газа из камеры в сверхзвуковую часть сопла по спе-
циальным газоводам или с размещением клапанов внутри камеры
в варианте значительно утопленного (вдвинутого внутрь камеры)
сопла.
Основной трудностью при реализации системы УВТ с вдувом
газа является создание исполнительного органа — клапана, при-
званного плавно изменять расход вторичного газа по командам
от бортовой системы управления. Проблемы создания такого
клапана связаны с высокой температурой продуктов сгорания
ТРТ, обтекающих клапан, со значительными напряжениями в по-
движном элементе клапана от газовых сил и перепадов температур,
с наличием в продуктах сгорания большого количества конден-
сата (частиц окиси алюминия А12О3).
Зависимости коэффициентов усиления и качества УВТ от
относительного расхода вдуваемого газа и условий организации
вдува называются тяговыми характеристиками данного метода
УВТ. Типовая тяговая характеристика для системы УВТ с вду-
вом приведена на рис. 9.35.
Зависимость коэффициента fey от относительного расстояния
места вдува от среза сопла Z7- = Z7/Zc имеет оптимум. Уменьшение
Лу при малых lj (вдув — близко к срезу) связано с неполным ис-
пользованием возмущенной зоны (часть возмущенной зоны ока-
зывается как бы за срезом), уменьшение при больших lj (вдув
близко к критическому сечению сопла) — с переходом возмущен-
ной зоны на противоположную сторону раструба сопла. Коэффи-
циент усиления kv монотонно возрастает с увеличением угла
вдува а7, вплоть до значений а7- = 180°, а в диапазоне = 60 ...
130° изменение йу (а) почти линейно и составляет приблизи-
тельно 7 % на каждые 10° угла вдува. При умеренных (20 ...
30 %) изменениях комплекса RT* коэффициент усиления йу
пропорционален VRT*.
Рассмотрим порядок расчета систем УВТ на проектном этапе.
Определению геометрических и расходных характеристик си-
стемы УВТ, как правило, предшествует
оптимизация параметров двигателя,
проводимая без учета влияния УВТ,
в результате которой становятся извест-
ными Значения /\пзах, Шосн» Rmaxi Ркр
Рис. 9.35. Зависимость коэффициента усиления
от относительного положения единичного от-
верстия вдува по длине сопла
241
16 Фахрутдинов И. X. и др.
и других параметров двигателя. Другим задаваемым параметром
системы УВТ является требуемая величина максимальной бо-
ковой силы (тяги) max, которая определяется разработчиком
ракеты при внешнебаллистическом расчете полета ракеты на
активном участке заданной траектории. Исходя из требуемого
значения Rym3x и располагаемых характеристик двигателя тосн,
Rmax, Лф определяются или выбираются максимальное значение
относительного расхода вдуваемого газа т}тах, угол вдува и
положение места вдува по длине сопла lj = lj/l0, где /0 — общая
длина сверхзвуковой части сопла.
После этого рассчитывается статическая характеристика ис-
полнительного органа — зависимость относительного бокового
усилия Ry = Ry/Ro. с от угла поворота исполнительного эле-
мента Ry (ар) или от хода штока рулевой машинки Ry (hmT),
т. е., в конечном итоге, в зависимости от относительного расхода
вдуваемого газа. Затем производится проверка выполнения требо-
ваний ТЗ к параметрам системы УВТ. Типовыми требованиями
ТЗ к параметрам УВТ, кроме упомянутого Rymsx, являются:
крутизна и разброс статической характеристики Ry по-
тери осевой тяги при закрытых исполнительных органах (из-за
зазоров и др.) и при реализации максимального бокового усилия
в биссе'кторной плоскости при работе двух клапанов; максималь-
ное допустимое усилие на штоке рулевой машинки; ход штока
рулевой машинки.
Из-за трудности расчетов и недостаточной их точности большое
значение приобретают обработка и анализ параметров, измерен-
ных при испытаниях двигателя с функционированием системы
УВТ по заданным диаграммам переключения клапанов Л1шт(т).
В связи с этим в задачи обработки и анализа испытаний двига-
теля с УВТ входят: определение и уточнение показателей эффек-
тивности системы УВТ (ks, k) при конкретном конструктивном
исполнении; определение и уточнение нагрузочных характери-
стик на привод (усилия на штоке рулевой машинки) в процессе
перемещения подвижной части исполнительного элемента; уточ-
нение влияния на тяговые характеристики изменений геометри-
ческих характеристик газодинамического тракта исполнительного
элемента в процессе работ вследствие деформаций, температур-
ных расширений и уноса материала.
Методика оценки параметров системы УВТ с вдувом газа. Эта методика осно-
вана на использовании опытных зависимостей тяговых характеристик.
1.	Задаются или определяются по результатам конструктивной проработки
значения tj и а;.
2.	Выбирается предварительное значение ту тах == «вд^осн-
3.	Определяются значения йу и k по тяговым характеристикам при т;- =
= mj max- Для случая вдува газа из автономного газогенератора с отличными от
основного газа характеристиками или использования охлажденного основного
газа, коэффициент усиления йу корректируется по зависимости йу (RT).
242
4.	Определяется максимальное значение относительного расхода вдувае-
мого газа
-	_ Ry max
max -
В случае отличия полученного значения тутах от значения, при котором было
определено fey (по п. 2), расчет fey повторяется заново при новом полученном
значении mj.
5.	Определяется максимальная
эффективная площадь проходного сечения
исполнительного элемента системы УВТ (без учета площади зазоров при за-
крытом положении)
рэфф	РсЛф
‘ max / max ,, л-*
Значение комплекса в первом приближении можно принять равным 0,85 ...
0,90, уточнение производится по результатам холодных продувок исполнитель-
ного элемента.
6.	Определяется максимальная потребная площадь проходного сечения
исполнительного элемента при его полном открытии
С	—. ГЭфф I р
‘ max ‘ max I 1 заз-
Площадь зазоров при закрытом положении исполнительного элемента F3&3 опре-
деляется по результатам конструктивной проработки как произведение началь-
ного сборочного зазора на периметр отверстия вдува при закрытом положении
исполнительного элемента: Гзаз = 6СТП, F3&3/Fm3X может быть приближенно
принято равным 0,05 ... 0,10.
В процессе работы величина зазора, а соответственно, и F333, изменяется
даже при постоянном положении подвижной части исполнительного элемента
ввиду деформаций от газовых сил (А6деф), тепловых расширений (А6тепл) и
эрозионного уноса материала кромок (А6ун) исполнительного элемента
браб — ^ст Абдеф А6тепл Н- А6ун.
В процессе работы должно обеспечиваться условие 6pa(j > 6pag тш>гдебраб min—
величина гарантированного зазора. При незначительном содержании конден-
сата гарантированный зазор не обязателен. В этом случае возможно использо-
вание специальных механических или пневмогидравлических устройств, при-
жимающих подвижную часть исполнительного элемента к его неподвижной
части.
7.	Производится уточнение значений относительного расхода вдуваемого
газа исходя из полученных проходных сечений исполнительного элемента fmax
и Лзаз’
Aj
тах Вс^кр ’
mj mln
Р/Р/^заз
V-eF кр
При найденных значениях т< тах и mj тщ определяются коэффициенты усиле-
НИЯ >>х И ^тш-
8.	Производится проверка выполнения требования ТЗ по максимальному
значению относительного бокового усилия. Для системы УВТ односоплового
16*
243
РДТТ с четырьмя исполнительными элементами (клапанами) расчет Ry max
производится по формуле (в соответствии со схемой рис. 9.36):
&У max = mj max^ymmax /й/ min^ym^!
~р _____ рП___ pIV
max	^у •
При ЭТОМ ДОЛЖНО быть 7?у щах ^^утахТЗ- При Ry max < Ry max ТЗуве-
личивается проходное сечение Fraax, вновь повторяется определение /и, шах
и *утгаах Д° удовлетворения условия Ry max > Ry max тз.
9.	Определяется статическая характеристика исполнительного элемента
по заданной (например, на основе холодных продувок) зависимости площади
проходного сечения F от угла поворота подвижной части исполнительного эле-
мента или от хода штока рулевой машинки Лшт

(йшт) =
Нс^кр
При полученных значениях rhj (/гшт) определяются соответствующие значения
коэффициента усиления /гу (/-шт) н качества k (/гшт). Далее определяется отно-
сительное боковое усилие для каждого заданного положения штока рулевой
машинки
Ry (Ашт) = mj (^шт) ^у (^шт)'
10.	Определяются относительные потери осевой тяги по формуле
4
<=1
mi №птНу (^шт)
£ (^шт)
где i — номер клапана.
Потери осевой тяги могут быть определены только при заданных положениях
штока рулевой машинки или угла поворота для каждого из четырех исполни-
тельных элементов (клапанов).
11.	Определяется осевая тяга двигателя

где Д'с — осевая тяга двигателя без УВТ.
На рис. 9.37 ... 9.40 приведены характеристики для устройств УВТ при усло-
виях вдува или впрыска жидкости, близких к оптимальным.
Впрыск жидкости. Механизм действия боковой силы- при впры-
ске жидкости во многом такой же, как при вдуве газа. Струя
жидкости выступает в роли препятствия,
перед которым, так же, как и при вдуве
возникает мощный Х-образный скачок
уплотнения.
Проникающая струя жидкости на не-
котором расстоянии разрушается, возни-
кающие капли дробятся, рассеиваются,
нагреваются до температуры кипения и
испаряются.
В формировании боковой силы при
впрыске жидкости, кроме процессов, про-
Рис. 9.36. Расчетная схе-
ма сопла с четырьмя ис-
полнительными агрега-
тами
244
Рис. 9.37. Зависимость коэффициента
усиления системы УВТ от угла вдува
вторичной струи
Рис. 9.38. Тяговые характеристики
системы УВТ вдувом газа в сверх-
звуковую часть сопла
исходящих при вдуве газа, следует учитывать также тепловые
и химические явления.
Процессы испарения жидкости вызывают в зоне возмущения
противоположно направленные изменения параметров газа:
испарение вызывает увеличение массы газов, что приводит
к повышению давления в зоне возмущения и, соответственно,
увеличению боковой силы;
испарение жидкости оказывает охлаждающее воздействие
вследствие теплообмена с основным потоком, способствующее раз-
гону потока и уменьшению давления в зоне возмущения и,
соответственно, уменьшению боковой силы.
Чтобы охлаждающее воздействие в процессе испарения было*
как можно меньше, применяются легкоиспаряющиеся жидкости,
которые имеют низкую температуру кипения, малую теплоем-
кость и малую теплоту испарения (например, фреон). Эффект
испарения объясняет расхождения в эффективности, получаемые
на моделях и натурных соплах, при использовании жидкости типа
фреон. На моделях с их малыми размерами испарение происходит
неполностью, и наблюдаемая эффективность повышается.
Рис. 9.39. Влияние (RT*)j на эффективность вдува. Зависимость коэффициента'
усиления системы УВТ от относительного расхода рабочего тела:
а — вдув газа; б — впрыск жидкости; Ш = 0,5); 1 — Ы2О4; 2 — Н2О2 (98 %);
ов-12; 4 — Н2О
3 — фре-
245
г—-т——————— "П Рис' 9 Зависимость коэффициента
* __h_______________________качества системы УВТ от относитель-
ного расхода рабочего тела (вдув
--------— =— —— = == — —	газа)
mj Для повышения эффектив-
ности системы УВТ с впрыском
жидкости целесообразно осуществлять дожигание продуктов не-
полного сгорания топлива впрыскиваемой жидкостью. В этом слу-
чае в зоне перемешивания будут протекать экзотермические реак-
ции, в результате которых возрастает теплосодержание, увеличи-
вается объем газов и вследствие этого создается дополнительное
препятствие на пути основного потока. Поэтому возрастает давле-
ние на стенку сопла в зоне возмущения и увеличивается боковое
усилие.
Наиболее эффективными химически активными жидкостями
являются четырехокись азота N2O4 и перекись водорода Н2О2.
Вследствие турбулентности потока и высокой температуры
газов общее время, потребное на дробление капель, их испарение,
разложение и химические реакции, измеряется промежутками,
не превышающими одну или несколько десятых долей секунды.
На моделях (при малых размерах сопл) время пребывания жидко-
сти в сопле недостаточно для реализации всех процессов, включая
химическую реакцию. Поэтому на моделях может наблюдаться
более низкая эффективность впрыска, чем на натурных двигате-
лях. При использовании активных жидкостей масштабный фак-
тор действует в противоположную сторону, чем при использова-
нии нейтральных жидкостей.
При впрыске активных жидкостей в больших соплах можно
ожидать полного дожигания, значительно усиливающего эффект
впрыска.
К преимуществам системы УВТ посредством впрыска жидко-
сти, по сравнению с вдувом газа, относятся: отсутствие управля-
ющих органов, работающих при высоких температурах, малая
Рис. 9.41. Схема сопла с вду-
вом газа для управления по
трем каналам
инерционность и надежность.
К трудностям реализации впрыска
жидкости на РДТТ с малым временем
работы следует отнести организацию
быстрого вытеснения жидкости из
баков, располагающихся вокруг
сопла, и трудности длительного хра-
нения активной жидкости (N2O4 и
Н2О2) в герметичных баках при
одновременном обеспечении высокой
надежности этих узлов и процессов.
Управление ЛА с одним соплом
возможно по двум каналам: танга-
жу и рысканию. Момент крена
создается специальными вспомога-
246
тельными соплами, рабочим телом для которых могут
служить продукты сгорания основного двигателя или инжекти-
руемое рабочее тело. Это значительно усложняет конструкцию.
В связи с этим предложена схема Сопла, позволяющая управлять
ЛА по трем каналам.* Схема сопла приведена на рис. 9.41.
В расширяющейся части сопла установлены продольные ребра-
пилоны. Подача вторичного рабочего тела производится через
сопла Alt Л2 и В2, Вх, которые дают возможность управлять по
тангажу. Сопла С и D обеспечивают управление по рысканию,
сопла Лх и В2 или Л2 и Вх — по крену.
Сопло с пилонами может быть использовано также для ста-
билизации ракеты вращением.
9.3.7. Устройства для регулирования тяги
Устройства для автоматического регулирования сум-
марного импульса и величины тяги позволяют решать такие
задачи как перехват, сближение, коррекция траектории и даль-
ности, маневрирование и т. д.
Автоматическое регулирование тяги осуществляется измене-
нием внутрибаллистических параметров двигателя или воздей-
ствием на параметры ракетной системы.
Первый способ в настоящее время является наиболее изу-
ченным. Одной из возможных конструктивных схем для регули-
рования давления в камере сгорания и, соответственно, тяги
двигателя, является сопло с перемещающимся центральным телом
(рис. 9.42, 9.43). При изменении положения центрального тела
изменяется площадь критического сечения сопла. Перемещение
центрального тела происходит под действием давления масла,
подаваемого через распределительный механизм в полости под
подвижную часть устройства.
Другое устройство, позволяющее изменять площадь критиче-
ского сечения сопла, построено на принципе ввода жидкости или
газа. Вторичное рабочее тело подводится через отверстия или
щели, расположенные, в области критического сечения. Вводимые
* Новое в зарубежном авиадвигателестроении, 1974, № 7, с. 30.
Рис. 9.42. Схема сопла с регулирующим центральным телом:
° — выдвинутое положение центрального тела; б — утопленное положение; 1 — стойки;
2 — центральное тело; 3 — различные положения центрального тела для регулирования
величины тяги
247
Рис. 9.43. Сопло с регулирующим центральным телом:
1 — центральное тело; 2 — гидроцилиндр; 3 — вкладыши центрального тела и гор-
ловины сопла; 4 — ТЗП донной части центрального тела; 5 — раструб сопла; 6 — вы-
ходная часть сопла; 7 — штуцер подачи жидкости; 8 — стойки крепления центрального
тела; 9 — газовод дозвуковой части сопла; 10 — потенциометр обратной связи
вещества поджимают основной газовый поток, изменяя эффектив-
ную площадь критического сечения. На рис. 9.44 приведены
возможные схемы таких устройств. Преимущество этого способа
регулирования состоит в том, что устройство не имеет подвижных
элементов, работающих в высокотемпературном газовом потоке.
При создании газодинамического устройства для регулирования
площади критического сечения необходимо иметь в виду, что
устройство будет эффективно работать в случае, если выбранное
топливо имеет высокую чувствительность скорости горения к из-
менениям давления, т. е. для топлив с 0,4 ... 0,5 [23]. Если
v < 0,4, то целесообразно применять другие способы регулиро-
вания: путем изменения скорости горения твердого топлива
введением жидкости (например, четырехокиси азота, трифторида,
смеси кислорода с фтором и жидкого фтора); генерацией акусти-
ческих колебаний в камере; «программным» изменением поверх-
ности горения топливного заряда.
Ввод жидкости в камеру сгорания может осуществляться через
форсунку, находящуюся непосредственно у горящей поверхности
топливного заряда. В зависимости от секундного расхода подава-
емой жидкости будет изменяться тяга двигателя. Однако такой
способ регулирования больше характерен для гибридных ракет-
ных двигателей. Его применение в значительной степени услож-
няет конструкцию, при этом уменьшается основное преимущество
РДТТ — его простота.
а;	6)
Рис. 9.44. Схема устройств с вводом вторичного рабочего тела:
а — схема взаимодействия основного потока с вторичным телом; б — подвод жидкости
или газа из емкости; в — подвод газа из камеры сгорания
248
Ша.
Рис. 9.45. Расположение узлов отсечки тяги:
7 — на переднем дннще; // — иа обечайке; /// — иа»
заднем днище; Ilia — на неподвижной части сопла
Возбуждение звуковых колебаний в газовом объеме камеры
сгорания специальным вибратором приводит к изменению скоро-
сти горения топлива. Скорость горения увеличивается с ростом:
амплитуды колебаний в области звуковых частот. Последний
способ применим лишь в тех случаях, когда возбуждаемые аку-
стические колебания по частотам и амплитудам колебания тяги
не представляют опасности для бортовой аппаратуры ракеты.
Рассмотренные способы регулирования РДТТ позволяют ста-
билизировать или изменять давление в камере сгорания по опре-
деленной программе.
Устройства для торможения и отсечки тяги. Их применяют
для коррекции траектории ракеты по дальности полета, обеспе-
чения полета по заданной программе, разделения ступеней,
многоразового включения и выключения двигателя в течение
одного полета, аварийного выключения двигателя. Эти операции
можно осуществить: устройствами, не оказывающими влияния
на внутрикамерные процессы (раскрывающиеся аэродинамические
щитки,, тормозные двигатели, поворотные сопла и их комбинации);
устройствами, воздействующими на внутрикамерные процессы;
(вскрытие дополнительных сопл, гашение жидкостью или порошко-
образным хладагентом).
Конструкции устройств в которых используется первый способ
(торможение )уступают второму по массе, габаритным размерам
и быстродействию.
Второй способ — отсечка тяги вскрытием дополнительных сопл,
получил широкое распространение и часто используется в кон-
струкции двигательных установок.
Расположение узлов отсечки тяги (УОТ) может быть на перед-
нем днище, обечайке, заднем днище и на неподвижной части сопла
(рис. 9.45).
К достоинствам конструкции УОТ относятся их простота,
быстродействие, возможность обнуления или реверса тяги. Не-
достатки этого способа заключаются в возможности неодновремен-
ного вскрытия нескольких сопл; разбросе тяги из-за неодинаковой
площади отверстий в пределах допуска.
249»
Рис. 9.46. Схема сопла для отсечки тяги взрывного действия:
1 — патрубок; 2 — детонирующий кумулятивный заряд; 3 — раструб; 4 — крышка;
5 — ТЗП; 6 — электродетонатор
По принципу работы узлы отсечки можно разделить на меха-
нического и взрывного действия.
Узлы механического действия обладают большей инерционно-
стью по сравнению с узлами взрывного действия и не обеспечи-
вают минимального разброса в момент вскрытия. Перечисленные
недостатки ограничивают их применение.
Узлы взрывного действия получили более широкое распро-
странение благодаря компактности, надежности работы и быстро-
действию [17].
На рис. 9.46 изображена схема узла отсечки тяги. После сра-
батывания электродетонатора от электрического сигнала детона-
ционная волна приводит в действие линейный кумулятивный за-
ряд, уложенный на наружной поверхности крышки и закреплен-
ный раструбом. Кумулятивная струя срезает крышку и освобож-
дает ее. Под действием давления газов крышка выбрасывается
через раструб. Аналогично работают узлы отсечки тяги, распо-
ложенные на корпусе двигателя (в данном случае на переднем
днище). При этом происходит резкий сброс давления в камере
сгорания, приводящий к прекращению горения заряда. Если
сопла расположены так, что при их вскры.ии возникает тяга в на-
правлении, обратном движению ракеты, то происходит реверси-
рование тяги.
Гашение горящего заряда вводом жидкости в камеру сгорания
происходит следующим образом: распыленные мелкодисперсные
капельки жидкости, находясь во взвешенном состоянии, быстро
Рис. 9.47. Стендовый РДТТ с узлом для гашения жидкостью:
1 — корпус; 2 — электрозапал; 3 — прокладки; 4 — поршень; 5 — жидкий хладагент;
О — форсунки; 7 — воспламенитель; 8 — заряд ТТ; 9 — упор; 10 — сопловой вкладыш;
Н — мембрана; 12 — воспламенительный состав
250
10 SB
Рис. 9.48. Схема взрывного устрой-
ства для подачи порошкообразного
хладагента:
/ _ втулка; 2 — крышка; 3 — пороховой
заряд; 4 — проставка; 5 — хладагент;
6 — крышка; 7 — взрывчатое вещество;
8 — крышка; 9 — электродетонатор; 10 —
электрический разъем
Рис. 9.49. Схема импульсного РДТТ:
1 — заряд ТТ; 2 — ТЗП; 3 — воспламе-
нитель первого режима; 4 — система по-
вторного воспламенения
испаряются и вызывают охлаж*
дение. При охлаждении резко
падает давление в камере сго-
рания, которое может привести к прекращению горения.
С другой стороны, введенная жидкость попадает на поверхность
заряда, отбирает тепло из прогретой зоны твердого топлива,,
что также может привести к прекращению горения. Прак-
тически оба процесса идут одновременно и горение прекра-
щается как от понижения давления из-за охлаждения, так и
из-за отбора тепла из прогретой зоны. На рис. 9.47 показана кон-
струкция стендовой камеры РДТТ с узлом для гашения жидкостью.
Подача жидкости осуществляется давлением газов от пиропатрона
через поршень. Жидкость, проходя через форсунки, дробится на
капли, которые попадают в камеру сгорания.
В качестве охлаждающих жидкостей применяют растворы со-
лей щелочных металлов в воде (NaCl, MgCl), четыреххлористого
углерода (СС14), этиленгликоля, метиловоРо спирта, аммиака.
Аналогичный эффект получается при вдуве в камеру порошкообра-
зного охладителя. Конструкция узла для гашения порошком подобна
конструкции узла для ввода жидкости. На рис. 9.48 показана схема
устройства для подачи порошкообразного хладагента. После одно-
временной подачи электрического импульса на электродетонатор
и электрозапал происходит разрушение крышки 8 из теплоизоля-
ционного материала и.воспламенение порохового заряда 3. Под
действием давления пороховых газов проставка 4 срезается и вы-
брасывает хладагент в камеру сгорания.
Устройства, для гашения заряда ТТ положены в основу кон-
струкции двигателя многократного включения.
Многократный запуск. РДТТ с перерывами между очередными
запусками представляет значительный интерес как средство,
существенно повышающее тактические качества и эффективность
ракеты, однако этот способ в ряде случаев еще не вышел за рамки
исследований.
Возможны несколько вариантов конструкций многократно
запускаемых РДТТ.
251
2	3
Рис. 9.50. Поперечный разрез секци-
онного заряда радиального горения:
1 — корпус двигателя; 2 — секция заряда;
v — теплозащитная прокладка
Рис. 9.51. Схема воспламенителя для
РДТТ многократного включения:
1 — заряд воспламенителя; 2 — корпус
воспламенителя; 3 — откидной клапан;
4 — заряд II; 5 — отверстия для про-
хода газов
Один из них — создание двигателя с многосекционным заря-
дом. На рис. 9.49 показана конструктивная схема импульсного
РДТТ с вафельным зарядом, состоящим из четырех секций. При-
менение вафельных зарядов торцевого горения позволяет полу-
чать высокоэффективные РДТТ с минимальной массой конструк-
ции двигателя. На ракете SRAM (США) применен двухрежимный
РДТТ, работающий с паузой (без тяги) между первым и вторым
режимами до 80 с; двухрежимность достигается применением
двухсекционного (вафельного) заряда, смежные секции которого
разделены ТЗП.
Применяются секционные заряды радиального горения. Ради-
альные топливные секции разделены между собой теплозащитными
прокладками (рис. 9.50) или уплотнительными устройствами с раз-
рывными мембранами. Для повторного воспламенения секций
предполагается использовать пирозапалы, активные химические
воспламенительные жидкости, биметаллические воспламенители
и др. [5].
Еще один вариант РДТТ многократного запуска предполагает
использование изолированных секций заряда, установленных
последовательно, и узлов повторного запуска. Воспламенительные
устройства для повторного воспламенения заряда показаны на
рис. 9.51* и 9.52 [251.
Система воспламенения, показанная на рис. 9.52, может быть
использована для вомпламенения секций вафельного заряда тор-
цевого горения. Заряд воспламенителя располагается в кольцевом
корпусе, снабженном откидным клапаном. Воспламенение за-
ряда воспламенителя производится от пирозапала. Образовавшиеся
газы откидывают клапан, и газы через отверстия вытекают к по-
верхности заряда твердого топлива, воспламеняя его.
Патент № 3815359 (США), кл. 60-254; F02 К9/04. 1974.
252
Рис. 9.52. Устройство для много-
кратного воспламенения:
1 — крышка двигателя; 2 — пи-
ропатрон; 3 — сопло; 4 — разрыв-
ная диаграмма; 5 — твердое топ-
ливо; 6 — корпус воспламенителя
Воспламенительное уст-
ройство, показанное на
рис. 9.52, может быть
использовано для зарядов
радиального горения и состоит из нескольких воспламенительных
зарядов, помещенных в обособленные корпуса. Все воспламенители
идентичны между собой и взаимозаменяемы. Воспламенители зак-
реплены на крышке переднего днища. Каждый корпус имеет раз-
рывную диафрагму. После подачи сигнала на электрозапал газы,
образовавшиеся от горения пиротехнического состава, воспламе-
няют навеску воспламенителя. Под действием давления газов про-
исходит разрушение диафрагмы, и газы вытекают из корпуса
воспламенителя к поверхности заряда ТТ. После выгорания
продольной секции происходит прекращение действия тяги дви-
гателя. Повторное воспламенение происходит по сигналу прог-
раммного устройства.
ГЛАВА 10
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ РДТТ
10.1.	ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ
КОНСТРУКЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Вопросы обеспечения технологичности конструкции дви-
гателя решаются конструктором на всех стадиях проектирования
и являются неотъемлемыми от него. Само наименование «техноло-
гичность конструкции» указывает на то, что этот раздел рассматри-
вает вопросы обеспечения у конструкции качества технологич-
ности непосредственно в процессе разработки изделия.
В отличие от разделов о технологиях, изучающих суть техно-
логических процессов обработки материалов и изделий, в разде-
лах о технологичности конструкции рассматриваются вопросы
о том, каким образом геометрические формы и размеры, а также
способы взаимного сочленения, расположения и сборки сказыва-
ются в дальнейшем на материалоемкости, трудоемкости, длитель-
ности изготовления и стоимости изделия. Соответственно, если
технологические процессы обработки разрабатываются техноло-
гами, то вопросы обеспечения технологичности решаются конструк-
торами и находят отражение в конструкторской документации.
Разработка технико-экономически оптимальной конструкции
немыслима без обеспечения ее технологичности. Последнее за-
ключается в повышении производительности без снижения ка-
чества изделия при одновременном сокращении времени и средств
на стадиях разработки, технологической подготовки производства,
изготовления, эксплуатации и ремонта изделия.
Повышение технологичности — одна из важнейших состав-
ных частей процесса проектирования, и конструкторы должны рас-
полагать соответствующими рекомендациями по основным вопро-
сам технологичности конструкций.
Отработка конструкций на технологичность является непрерыв-
ным процессом от разработки эскизного проекта и рабочего проек-
тирования до изготовления опытных образцов и серийного про-
изводства двигателя.
При проектировании и отработке изделия с обеспечением его
технологичности следует руководствоваться следующими сооб-
ражениями.
1.	Технологичность конструкции зависит от масштаба выпу-
ска и типа производства (массовое, крупносерийное, мелкосерий-
ное, опытные партии, единичное). Высокотехнологичная конструк-
254
ция для одного масштаба выпуска и серийности может быть нетех-
нологичной для другого масштаба выпуска. При переходе от еди-
ничного и опытного производства к крупносерийному или массо-
вому производству конструкция может быть подвергнута корен-
ной переделке.
2.	Технологичность должна рассматриваться относительно из-
делия в целом. Нельзя рассматривать вопрос технологичности от-
дельной детали или сборочной единицы без учета влияния его на
технологичность всего изделия.
3.	Технологичность должна рассматриваться с учетом взаимо-
влияний всех этапов производственно-технологического процесса
начиная от получения заготовки детали и кончая сборкой и испы-
танием готового изделия, а также с учетом требований техники
безопасности.
4.	Технологичность должна рассматриваться с учетом возмож-
ности использования стандартных, нормализованных, заимство-
ванных, покупных деталей и сборочных единиц, унификации тех-
нологических процессов, а также специфики опытного и серийного
заводов-изготовителей. Например, как уже упоминалось ранее,
исследования показали, что введение 5 % новых неотработанных
технологических процессов в крупных РДТТ на 50 % увеличивает
длительность доводки и, примерно на столько же — стоимость.
5.	Технологичность включает в себя и однообразие оформле-
ния конструкторской документации, существенным образом опре-
деляющее стабильность воспроизводства изделий и их качество.
Правила Выбора показателей технологичности конструкции .и
их качественная и количественная оценка установлены соответ-
ствующими стандартами. В конечном счете все правила сводятся
к оценке трудоемкости и материалоемкости различных вариантов
конструкции рассматриваемой детали, сборочной единицы или
изделия.
Далее рассмотрены лишь некоторые вопросы, отражающие спе-
цифические особенности технологичности деталей и сборочных
единиц РДТТ, знание которых является необходимым в процессе
разработки как исходной конструктивной схемы, так и на всех
последующих этапах разработки двигателя.
Для РДТТ, как и для большинства изделий, предназначенных
для применения в ЛА, характерна сравнительно небольшая серий-
ность, что не всегда позволяет применять высокопроизводительное
специализированное оборудование. Это обстоятельство еще больше
усложняет вопрос обеспечения технологичности конструкции
РДТТ и требует от разработчика знаний особенностей применения
для производства РДТТ прогрессивных технологических про-
цессов.
Требования обеспечения минимальной массы конструкции
РДТТ при высокой надежности вынуждают применять высокопроч-
ные и теплостойкие материалы, такие, например, как стали с пре-
делом прочности более 1,8 ГПа, высокопрочные титановые сплавы,
255
сплавы на основе молибдена, вольфрама, ниобия и др. Все эти
материалы труднодеформируемые и плохо поддаются механической
обработке. Поэтому к числу эффективных мероприятий, повыша-
ющих технологичность двигателей, относятся сокращение но-
менклатуры применяемых материалов, упрощение геометрических
форм деталей, предельное уменьшение количества и номенклатуры
точеных и резьбовых отверстий и фрезеруемых поверхностей.
Следует, по возможности, исключить детали, получаемые глубокой
вытяжкой. Для облегчения механической обработки отверстий и
сложных поверхностей предусматривать местный отпуск обрабаты-
ваемых зон токами высокой частоты. Конструктивно-технологи--
ческая унификация и стандартизация также являются эффектив-
ными направлениями в повышении технологичности РДТТ.
Наиболее эффективным направлением в повышении технологич-
ности РДТТ является замена металлов неметаллическими волок-
нистыми композиционными материалами (стеклопластиками, ор-
ганопластиками, углепластиками).
10.2.	ОСОБЕННОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ
ЦИЛИНДРИЧЕСКИХ И СЛАБОКОНИЧЕСКИХ
МЕТАЛЛИЧЕСКИХ КОРПУСОВ РДТТ
Требования технологичности конструкции обуславлива-
ются уровнем научно-технического процесса в период разработки
конструкции и со временем могут меняться. Так, например, до
появления высококачественных холоднокатаных листов с незна-
чительным полем допусков на толщину листа, а также до появле-
ния таких видов сварок, как электронно-лучевая и лазерная,
обеспечивающих получение высококачественных сварных швов,
метод ротационного выдавливания (раскатка) позволял получать
бесшовные более качественные, более надежные и обладающие
меньшей массой обечайки, чем сварные. Процесс раскатки трудо-
емок и требует специального оборудования. Поэтому до принятия
решения о целесообразности применения раскатных обечаек кон-
структор должен выяснить, изготавливаются ли промышленностью
листы, механические свойства и допуски на толщину которых не
уступают этим характеристикам, получающимся при раскатке.
Если расчетная толщина обечайки настолько велика, что для ее
изготовления требуются горячекатаные листы, то следует подроб-
ней изучить характеристики таких листов.
Горячекатаные листы большой толщины обладают рядом недо-
статков:
значительным и неравномерным допуском на толщину листа.
Как известно, прочность конструкции рассчитывается по мини-
мальной толщине листа, а масса — по максимальной. Поэтому
этот недостаток обусловливает вынужденное ухудшение массового
совершенства двигателя;
256
наличием короблений и хлопунов, приводящих к усложне-
нию процессов стыковки свариваемых кромок и к необходимости
исключения искажений в зоне сварного шва и обеспечения аэро-
динамически правильной геометрии обечайки. Кроме того, не-
правильная геометрия приводит к увеличению пассивной массы
ТЗП или остатков топлива;
наличием металлургических дефектов (окалин на поверхности,
окалин, закатанных в толщину листа, различных по форме рас-
слоений в толщине листа), трудно выявляемых известными мето-
дами контроля;
необходимость изготовления обечаек из листа сваркой по
образующей или по спирали. Наличие сварных швов в некачест-
венном материале снижает надежность, что требует увеличения
запасов прочности и, следовательно, массы обечайки. В таких
случаях целесообразно применять бесшовные обечайки. Бесшов-
ные обечайки могут быть получены механической обработкой,
штамповкой, — вытяжкой, горячим прессованием, холодным вы-
давливанием и холодной прокаткой (раскаткой).
Механическую обработку не рекомендуется применять из-за
трудоемкости и сложности обеспечения жестких допусков на тол-
щину и другие размеры. Кроме того, в процессе механической об-
работки перерезываются волокна материала, что влечет снижение
прочностных и эксплуатационных свойств обечайки.
К более технологичным методам получения бесшовных обечаек
следует отнести изготовление алюминиевых обечаек небольших
диаметров (до 500 мм) глубокой вытяжкой и стальных обечаек —
раскаткой. Раскатка позволяет получать обечайки с постоянной,
переменной и ступенчатой толщиной стенки (в том числе, обечайки,
переходящие во фланец).
Холодная раскатка (ротационное выдавливание) — процесс
холодного локального деформирования кольцевой заготовки,
закрепленной на вращающейся оправке.
Раскатка производится на уникальных станках. Для получения
крупногабаритных обечаек с высокой степенью деформирования
заготовок требуются мощные раскатные станки. Они дорогостоящи
и занимают значительные производственные площади в специаль-
ных цеховых помещениях с большой шириной пролетов и высотой
подкрановых путей. Поэтому выбор раскатных обечаек должен
учитывать наличие специального оборудования, коэффициент
использования его и коэффициент использования материала рас-
катных заготовок.
10.3.	СВАРКА ОБЕЧАЕК КОРПУСА
Стали, применяемые для изготовления корпусов РДТТ,
имеют высокую прочность, достаточную пластичность, угол загиба
и сравнительно низкую стоимость. Однако при сварке таких сталей
17 Фахрутдинов И .Х и др
257
возникает целый ряд затруднений, связанных с повышенным
содержанием в них углерода (возрастает прочность стали, но
ухудшается ее свариваемость).
Недостатком высокопрочных сталей является высокая чувстви-
тельность их к концентраторам напряжений в виде всевозможных
повреждений поверхности механического, диффузионного или
коррозионного характера, следствием чего является преждевре-
менное хрупкое разрушение изделий. Простейшими концентрато-
рами напряжений сварных соединений могут быть поры, непро-
вары, подрезы, неметаллические включения и др. В связи с этим
для получения качественных сварных соединений применяются
свариваемые и сварочные материалы высокой чистоты и специаль-
ные технологические приемы сварки.
Изготовление сварных конструкций из тонколистовых высоко-
прочных сталей толщиной 1,5 ... 6 мм неплавящимся электро-
дом в среде инертных газов (аргона или гелия) не всегда обеспе-
чивает прочность сварного соединения одинаковую с основным

материалом. К недостаткам этой технологии относятся неблаго-
приятные условия кристаллизации металла шва с образованием
зоны слабины и перегрева в околошовной зоне, а в результате это-
го — снижение прочности шва или околошовной зоны.
Чтобы получить сварные соединения, равнопрочные с основ-
ным металлом, выполняют свариваемые кромки утолщенными
или применяют спиральные швы. Эти приемы удорожают конст-
рукцию и приводят к увеличению ее массы.
Технология сварки высокопрочных сталей с применением по-

перечных колебаний электрода практически обеспечивает равно-
прочность сварного соединения и основного материала.
В практике изготовления сварных деталей и сборочных еди-
ниц РДТТ получили распространение аргоновая и аргоногелие-
вая дуговая сварка, дуговая сварка под слоем флюса и электро-
шлаковая сварка (для сварки толстостенных обечаек и специальной
оснастки — оправок для намотки стеклопластиковых корпусов,
оснастки для формирования зарядов), электронно-лучевая сварка
и сварка лазерным лучом.
При аргоновой и аргоногелиевой дуговой сварке защитный газ вводится
в зону дуги струей, которая проходит вдоль электрода, окружая его. Струя
предохраняет расплав шва от образования окислов. Преимущества метода —
в достаточно высокой производительности, хорошем качестве шва, в отсутствии
необходимости защищать шов другими средствами (нет флюса — нет шлака),
в маневренности (малые массы сварных головок позволяют механизировать
сварку), в универсальности (пригоден для сварки металлов) и т. д.
При дуговой сварке под флюсом дуга между металлическим электродом
и свариваемой обечайкой горит под слоем расплавленного флюса, образующего
на поверхности металлического расплава шлаковый покров, который защищает
металл от вредного воздействия воздуха. Защищенный флюсом расплавленный
металл остывает медленно, что создает хорошие условия для формирования шва,
из которого успевает выделиться большая часть шлака и газов. Этот метод по-
зволяет автоматизировать процесс, перевести на поток изготовление сварных
конструкций.
258
При электронно-лучевой сварке металл свариваемых кромок деталей рас-
плавляет энергия быстродвижущихся электронов, которыми бомбардируетси
место соединения. Процесс ведется в вакуум-камерах или камерах, наполненных
инертным газом. Шов получается узким и прочным, не требующим дополнитель-
ной обработки.
Наиболее перспективным из всех перечисленных видов сварок представ-
ляется сварка лазерным лучом. Световой луч огромной энергетической плот-
ности, испускаемый квантовым генератором (лазером), — еще более мощное,
тонкое и гибкое средство, чем электронный луч. Лазерные сварочные установки
в эксплуатации также проще, чем установка для электронно-лучевой сварки.
Лазерный луч намного маиевренней, чем электронный. Его можно преломлять
с помощью зеркал, что позволяет достигать как далеко расположенных деталей,
так и одновременно нескольких сварочных постов. К основным недостаткам
лазерных сварочных установок в настоящее время относятся их высокая стои-
мость и высокая стоимость эксплуатации.
При разработке сварных корпусов РДТТ следует учитывать
следующие рекомендации.
1.	При проектировании сварных элементов конструкций кор-
пусов РДТТ лежат принципы, характерные для емкостей, нагру-
женных высоким внутренним давлением. Среди них главный —
не допускать значительных концентраций напряжений, в особен-
ности в местах сварки.
2.	Предпочтительным швом для сварки обечаек является спи-
ральный. Угол спирали для стальных листов Должен быть не ме-
нее 55° к образующей обечайки. Угол спирали определяется из
условия:
•^спир. ш ~	(1 “Т COS2 00,
где 6 — толщина стенки 'обечаики; а — угол между спиральным
швом и образующей обечайки (рис. 10.1).
3.	Обечайки из высококачественной коррозионно-стойкой мар-
тенситно-стареющей стали могут изготавливаться по способу,
применяемому в производстве труб из лент (рис. 10.2). При этом
сварные соединения могут получаться одним из трех вариантов:
сваркой ленты в термически уп-
рочненном состоянии, сваркой
ленты термически упрочненном
состоянии с последующим ста-
55... 60s
Рис. 10.1. Схема обечайки со спиральным сварным швом
Рис. 10.2. Схема станка для сварки обечаек с непрерывным спиральным швом;
1 — секторное расчетное устройство; 2 — ролики; 3 — валки; 4 — узел механической
подачи; 5 — шаровые опоры; 6 — люнетный уз ел г 7 — роликовые опоры; 8 — свароч-
ная головка
17*
259
Рис. 10.3. Схема крон-
штейна, приваренного
к обечайке
#	I
Рис. 10.4. Схема приваренных штуцеров
рением, сваркой ленты термически неупрочненной, с последующим
термоупрочнением и индукционным разупрочнением сварного шва.
Изготовленные таким методом обечайки имеют весьма высокий
коэффициент использования материала. Этот метод перспективен
еще и потому, что при нем можно использовать для изготовления
обечаек ленты, предварительно подвергнутые термомеханической
обработке до пределов прочности 2 ... 3 ГПа с применением лазер-
ного луча для сварки спирального шва.
4.	Если к обечайке необходимо приварить какие-либо детали,
то необходимо добиваться предельно возможного плавного уве-
личения жесткости конструкции (рис. 10.3). Толщину детали
в месте приварки рекомендуется назначать меньше толщины
стенки обечайки.
На рис. 10.4 показан пример рациональной сварки штуцера
с обечайкой корпуса или днища.
Технологические дефекты при сварке и их влияние на конструк-
тивную прочность. Для изготовления корпусов РДТТ применя-
ются два класса высокопрочных сталей — это среднелегирован-
ные высокоуглеродистые стали и мартенситно-стареющие стали.
Механизм упрочнения этих сталей различен, но оба класса имеют
ряд общих специфических свойств, присущих всем высокопрочным
материалам. К таким свойствам относятся повышенная чувстви-
тельность и изменение механических свойств в зависимости от
следующих факторов: изменения химического состава по элемен-
там, определяющим прочность сталей, и вредным примесям; не-
однородности свойств, связанных с направлением деформации ме-
талла в процессе переработки; от наличия поверхностных и вну-
тренних концентраторов напряжений; контакта с различными
средами в напряженном состоянии.
Металл сварного шва имеет все перечисленные для сталей не-
достатки, усугубленные еще и тем, что шов имеет литьевую крупно-
260
кристаллическую структуру. Поэтому при выборе вида сварки
необходимо знать направление кристаллизации шва, состояние и
размеры зон термических влияний и характера формирования кор-
ня шва и его лицевой стороны, характерные для различных видов
сварок. Изменение объема металла при охлаждении шва, а также
температурное воздействие на околошовные зоны металла, вызы-
вающие структурные и фазовые превращения, приводят к де-
формациям сварного соединения, а следовательно, к появлению
искажений геометрических размеров и форм сварной конструкции,
увеличивающих напряжения в зоне сварных соединений выше рас-
четных.
Технологический процесс в части подбора режимов сварки,
выбора способа сварки и технологической оснастки должен быть
отработан так, чтобы свести к минимуму появление технологиче-
ских дефектов. Методы контроля должны с максимальной на-
дежностью выявлять все недопустимые дефекты в сварных
швах.
В процессе сварки корпусов РДТТ из высокопрочных сталей возможно
появление следующих технологических дефектов, снижающих конструктивную
прочность: раковин, пор, трещин, непроваров, включений вольфрама, подрезов,
смещений кромок и короблений в околошовной зоне.
Пористость. Возникновение пор связано с образованием газов в жидких
металлах. В углеродистых сталях в период кристаллизации происходит пере-
насыщение углерода и закиси железа, в результате взаимодействия которых
образуется окись углерода. Нерастворимая в стали окись углерода образует
зародышевые пузырьки. Образованию пор способствует и водород. Он раство-
ряется во всех практически применяемых в технике металлах и образует рас-
творы внедрения. Водород поступает в несплошности, увеличивает их размеры,
превращая их в пузырьки. Возникновению пор способствует также азот.
Заметное снижение конструктивной прочности наблюдается в тех случаях,
когда в сечении шва количество пор достигает уровня, соответствующего умень-
шению поперечного сечения приблизительно на 5%.
Непровар. Недостаточное сплавление или полное отсутствие сплавления
кромок основного металла с металлом шва называется непроваром. Это часто
встречающийся дефект сварных конструкций. Он может явиться следствием
малой величины сварочного тока, неточного ведения электрода относительно
свариваемого стыка, завышенной скорости сварки, низкого качества подготовки
деталей под сварку. Непровар является острым естественным надрезом с радиу-
сом в основании в пределах 0,01 ... 0,1 мм. В зоне непровара под действием
внешних сил может возникать высокая концентрация напряжений в упругой
области и концентрация местных пластических деформаций за пределом упру-
гости материала. Концентрация деформаций и снижение местной пластичности
в зоне непровара являются показателями деформационной способности сварного
стыкового соединения. Непровары значительно снижают статическую и динами-
ческую прочность конструкций.
Включения вольфрама. При сварке высокопрочных сталей применяются
вольфрамовые электроды. При сварке вольфрамовым электродом кусочки воль-
фрама могут попадать в металл шва в случае, если: сила тока не соответствует
диаметру вольфрамового электрода; применяются некачественно изготовленные
электроды (с наличием расслоений, несплошностей, трещин); имеет место сопри-
косновение вольфрамового электрода с жидким металлом шва.
Заметное снижение прочности сварных соединений происходит в том слу-
чае, когда уменьшение площади поперечного сечения за счет вольфрамовых
включений превышает 5 %.
261
Смещение кромок. Этот один из наиболее часто встречающихся дефектов свар-
ных соединений появляется в результате неточного изготовления свариваемых
деталей, теплового воздействия дуги на свариваемые кромки, неточной сварки.
При смещении кромок наблюдается незначительное изменение механиче-
ских свойств, сказывающихся при статических нагрузках. При динамических
нагрузках предел прочности сварного соединения уменьшается в зависимости
от величины смещения кромок. Заметное снижение механических свойств свар-
ных соединений в связи со смещением кромок наблюдается в том случае, если
смещение кромок деталей относительно друг друга превышает 30 % толщины
материала.
J10.4. ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ МЕХАНИЧЕСКИ
ОБРАБАТЫВАЕМЫХ ДЕТАЛЕЙ
Низкий уровень жесткости крупногабаритных тонко-
стенных корпусов РДТТ и возникающие при сварке и термообра-
ботке искажения их геометрии затрудняют получение относи-
тельно высоких точностей при механической обработке. Необхо-
димость высокой точности геометрических размеров корпусов дик-
туется требованиями точности взаимного расположения различных
элементов двигателя в ракете, а также требованиями обеспече-
ния взаимозаменяемости и условиями собираемости корпуса с ос-
насткой, формирующей топливный заряд.
Технологичность механической обработки фланцев, изготов-
ленных из материалов с прочностью около 2 ГПа, существенно
повышается, если предусмотреть локальный отпуск токами высо-
кой частоты механически обрабатываемых мест.
При отсутствии жестких ограничений по массе конструкции
при сравнительно небольших габаритных размерах РДТТ (с ди-
аметром до 500 мм) в крупносерийном изготовлении, замена бол-
товых соединений днищ с корпусами и сопл с днищами или кор-
пусами на резьбовые, шпоночные или клиновые может сущест-
венно повысить технологичность.
Завышенное требование к точности размеров и чистоте обрабо-
тки поверхности снижает технологичность конструкции не только
в связи с увеличением трудоемкости изготовления, но и вследствие
сокращения срока службы инструмента и неоправданного забра-
ковывания кондиционного изделия.
10.5.	МЕТАЛЛОЕМКОСТЬ И КОЭФФИЦИЕНТ
ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МАТЕРИАЛОВ
В некоторых отраслях машиностроения до 85 % за-
трат формируются на стадии проектирования. Следует учитывать,
что недодуманное в проекте бывает трудно, а порой и невозможно
исправить в производстве из-за необходимости коренных пере-
делок материальной части, недостатка времени и значительных
затрат. Совершенствование конструкции позволяет уменьшить рас-
ход материалов до 20 %. Поэтому вопросы материалоемкости и
коэффициента использования материала (КИМ) должны учиты-
262
Рис. 10.5. Заднее днище РДТТ:
а — точеное из цельной заготовки; б -- изготовленное из расчлененных элементов
ваться и оцениваться на стадиях технико-экономической оптими-
зации проекта наряду с другими важными характеристиками из-
делия.
Уменьшение металлоемкости при проектировании РДТТ осу-
ществляется, заменой металлов волокнистыми композиционными
материалами, применением конструкционных металлов с макси-
мальной удельной прочностью и максимальной удельной жест-
костью (при допущении минимальных запасов прочности конст-
рукции) и повышением коэффициента использования материала.
Повышения КИМ при проектировании добиваются главным
образом благодаря разработке таких конструкций, которые поз-
воляют применять экономичные заготовки: прессованные сварные
профили для фланцев корпусов и днищ, точное литье и штамповки
с наличием механически необрабатываемых поверхностей, заго-
товки, штампованные из листа без последующей механической об-
работки и др. Весьма эффективным направлением повышения КИМ
является также рациональное расчленение конструкции на эле-
менты, которые необходимо изготовить отдельно с высокой техно-
логичностью, а затем соединить в сборочную единицу.
Рассмотрим несколько примеров рационального расчленения.
Если на фланце или среднем поясе должна быть предусмотрена
проушина, целесообразно ее выполнить из отдельной детали с по-
следующей приваркой к корпусу (см. рис. 10.3). Это позволит
повысить технологичность благодаря исключения обкатного фре-
зерования и одновременно повысит КИМ.
Для снижения массы не рекомендуется применять днища
(рис. 10.5), получаемые точением из поковок и штамповок. Такие
конструкции трудоемки в изготовлении, а КИМ таких конструкций
редко превышает 0,1 ... 0,15. Целесообразно расчленить днище
на отдельные элементы. На рис. 10.5, б показано, что сферический
участок может быть получен из листовой заготовки штамповкой;
263
Ill---- —i rzzzzzr:______znn_.__L
a)	5)
Рис. 10.6. Элементы сопла РДТТ:
а — изготавливаемый из цельной заготовки; б — изготавливаемый из расчлененных
элементов; 1, 2, 3 — детали расчлененного сопла
конусный переходник также может быть изготовлен из листа свар-
ным (профиль может быть выполнен на профилегибочном прессе
с последующей гибкой на роликах); фланец и кольцо жесткости
в несколько измененной конструкции могут быть изготовлены свар-
ными из экономичных прессованных профилей с малыми припу-
сками на механическую обработку. При таком расчленении более
чем вдвое снижается трудоемкость изготовления и коэффициент
использования металла увеличивается с 0,12 до 0,7.
Введение в чертеж размеров детали, учитывающих искажения
профилей до сварки, позволяет получать после сварки и усадоч-
ных процессов в сварных швах удовлетворительный профиль
днища и избежать свойственных сварным малогабаритным днищам
относительно больших короблений в зонах сварных швов.
Особенно нетехнологичны и имеют низкие значения КИМ то-
ченые крупногабаритные днища.
На рис. 10.6, а штрихпунктирной линией показан контур штам-
пованной заготовки конструкции соплового днища, имеющего
утопленную в камеру часть и выступающий назад фланец. Днище
имеет отверстия большого диаметра. Коэффициент использования
металла в случае применения цельношампованной заготовки не
превышает |0,13 при весьма высокой трудоемкости изготов-
ления.
Введение дополнительного сварного шва и резьбопаяного (или
просто паяного) соединения в местах, указанных на рис. 10.6, б,
делает возможным применение следующих более экономичных
заготовок: горячекатаную кольцевую заготовку фланца 3 (на две
детали, изготавливаемые из одинаковых заготовок); утолщенную
штамповку для основной части днища /; горячекатаную (или свар-
ную) кольцевую заготовку фланца 2.
Такое расчленение позволяет увеличить КИМ до 0,6 и почти
вдвое снизить трудоемкость. При этом чертежи днища должны пре-
264
дусматривать такую технологию, когда механической обработке
в узле будут подвергаться только посадочные поверхности и
отверстия.
Следует иметь в виду, что на начальном этапе изготовления
первых опытных образцов высокая трудоемкость и низкий КИМ
могут быть экономически оправданы. В результате испытаний на
стадии доводки могут потребоваться коренные изменения конструк-
ции с последующим ее испытанием в короткие сроки. На изготов-
ление сложной и дорогостоящей оснастки могут потребоваться за-
траты значительно больше, чем изготовление детали из неэкономич-
ной заготовки. Кроме того, время, необходимое на оформление за-
каза, изготовление оснастки и получение экономических загото-
вок, приводит к значительному увеличению срока отработки из-
делия, что может оказаться неприемлемым. Таким образом, вы-
сокая технологичность конструкции характеризуется низкой тру-
доемкостью изготовления, высоким коэффициентом использования
материала, отсутствием труднорешаемых проблем, возможностью
организации коротких производственных циклов изготовления на
основе рационального расчленения сложных конструкций, воз-
можностью применения оборудования, изготавливаемого серийно,
возможностью применения кооперирования на основе высокого
уровня унификации, стандартизации и нормализации, рацио-
нально выбранной схемой членения, технологичностью и мини-
мальным количеством выбранных марок матариалов, низким уров-
нем затрат на технологическую оснастку, доступных точностей и
других факторов, упрощающих изготовление деталей.
10.6.	ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ
НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ
Уникальные свойства неметаллических композицион-
ных материалов позволили не только существенно повысить ка-
чество конструкции РДТТ уменьшением пассивной массы, но
и уменьшить стоимость и трудоемкость изготовления.
Без применения стекло- и органопластиков, неметаллических
композиционных материалов для теплозащиты, эрозионно стой-
ких материалов немыслимо создание современных РДТТ.
Для обеспечения технологичности конструкций, изготавливае-
мых из стеклопластиков (или углепластиков) методом намотки,
необходимо предусматривать:
возможность применения многоразовых оправок (металличе-
ских и пластмассовых) простой формы с минимальным числом разъ-
емов и накладных или дополнительных вкладышей, а также поз-
воляющих снимать отвержденную деталь;
осесимметричную форму детали без резких перепадов по тол-
щинам, что обеспечивает однородную усадку и исключает коро-
бления;
265
изготовление спаренных конических или параболических по-
верхностей корпусов и сопл для исключения сползания нитей на-
мотки с максимального диаметра.
Механическая обработка поверхностей несущих оболочек,
изготовленных намоткой может привести к снижению прочности.
В несущих оболочках следует также избегать отверстий. Если
же отверстия крайне необходимы (в днищах для отсечки тяги или
для газоводов устройств УВТ), то края отверстий должны усили-
ваться окантовкой из слоев стеклоткани, закладываемых между
наматываемыми силовыми слоями. •
Конструкция корпуса РДТТ с ее элементами должна позволять
применение таких оправок, на которых разгрузочные манжеты
зарядов (законцовки, уменьшающие концентрации напряжений
по концам твердотопливного заряда) и внутренние ТЗП могут
изготавливаться в едином технологическом процессе изготовления
корпуса РТДД, т. е. не требуют отдельной приклейки перечислен-
ных элементов на готовый корпус.
Конструктору следует всегда учитывать, что в отличие от
металлических конструкций, где обнаруженные после изготовле-
ния дефекты (например, в сварных швах) могут устраняться,
качество готового стеклопластикового корпуса изменить уже
нельзя. Это предъявляет исключительные требования к знанию
конструктором подробностей намоточных технологических про-
цессов, применяемого оборудования, оснастки и методов^ конт-
роля качества фактического выполнения технологического
процесса.
При назначении режимов и числа контрольных пневмо- и
гидроопрессовок оболочек конструктор должен учитывать, что
по мере увеличения числа испытаний уменьшается прочность стек-
лопластиковых оболочек, имеющих малый запас прочности. До
настоящего времени для определения предельных прочностных
характеристик разрушают одну оболочку от каждой партии обо-
лочек, а для определения работоспособности — гидроопрессовы-
вают каждую оболочку при давлении, близком к рабочему внутри-
камерному. Такая неэкономичная практика контроля объясняется
отсутствиет надежных методов неразрушающего контроля и диаг-
ностики, которые бы позволили прогнозировать прочность и жест-
кость стеклопластикового корпуса РДТТ без излишнего нагруже-
ния и разрушения оболочек, изготовленных намоткой из неме-
таллических композиционных материалов. Представляется пер-
спективным применение для этих целей импульсного ультразвуко-
вого контроля состава, структуры стеклопластиков, диагностики и
прогнозирования жесткости и прочности оболочек.
Теплозащитные материалы обычно приклеивают, наносят ме-
тодом напыления или заливают в корпус двигателя с последующей
полимеризацией. Приклеиваемые, в свою очередь, делятся на из-
готавливаемые заблаговременно до приклейки и на формуемые
одновременно с приклейкой и с термообработкой основного узла,
266
к которому приклеивается ТЗП. К последним относятся ТЗП
намоточных стеклопластиковых корпусов.
Методом напыления наносятся обычно наружные ТЗП на ме-
таллические поверхности. В связи со значительной пористостью
таких покрытий следует учитывать необходимость специальных
мер защиты металлического корпуса от коррозии (нанесение анти-
коррозионных покрытий на поверхности металла до напыления
ТЗП). Наносимые методом напыления ТЗП имеют низкие механи-
ческие свойства. Поэтому следует предусматривать конструктив-
ные меры (специальные жесткие зоны, бандажи и т. д.), предотвра-
щающие механические смятия и трения поверхности ТЗП в про-
цессе эксплуатации.
Наружные ТЗП, имеющие в качестве наполнителей асбо-
или стеклоткани, наносятся, как правило, методом намотки на
корпус или надеванием на корпус цельнотканных чехлов с про-
питкой связующим. Термообработка таких ТЗП производится под
давлением в автоклавах или после предварительной обмотки с на-
тяжением (викелевки) лавсановыми лентами в печах. Во всех слу-
чаях конструкция корпуса должна допускать свободную намотку
лент (полос) или надевание чехлов. Для чего следует, по возмож-
ности, недопускать наличия выступающих фланцев, бандажей или
узлов. Максимальная однородность, постоянство толщины обе-
чайки корпуса и ТЗП облегчат также контроль приборами непро-
клеев неразрушающими методами.
Нанесение внутренних ТЗП в большинстве случаев более тру-
доемкое, чем нанесение наружных. Кроме операций, одинаковых
для технологий нанесения внутренних и наружных ТЗП (песко-
струйной обработки, обезжиривания, нанесения клея и др.),
процесс нанесения внутреннего ТЗП на' металлические корпуса
содержит такие трудоемкие этапы, как выкладка ТЗП и монтаж
оснастки для обеспечения давления на ТЗП при термообработке.
Существенное снижение трудоемкости и повышение качества
^приклеивания достигается при совмещении процесса формирова-
ния внутреннего ТЗП и разгрузочных манжет с процессом намотки
стеклопластиковых корпусов и раструбов сопл. Во всех случаях,
уменьшение углублений, высот фланцев обеспечение плавных пере-
ходов во внутренних поверхностях корпусов, днищ и сопл и их
доступность позволяет повысить технологичность конструкций,
имеющих внутреннее ТЗП.
10.7.	РЕКОМЕНДАЦИИ КОНСТРУКТОРУ
КОРПУСА РДТТ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ
ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ ПРИ ИЗГОТОВЛЕНИИ
ТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА
Для выполнения определенных операций с корпусом при запол-
нении его топливной массой, при формировании и полимеризации в нем
заряда корпус должен отвечать ряду требований.	,
267
Рис. 10.7. Схема закрепления корпуса РДТТ при
заполнении топливом:
1 — корпус РДТТ; 2 — штуцер; 3, 4 — датчики;
5 — платформа-каитователь
Рис. 10.8. Схема закрепления технологических
бандажей на корпусе РДТТ:
а — бандажи на корпусе из волокнистого композицион-
ного материала; б — бандажи иа металлическом кор-
пусе; 1 — бандажи; 2 — днища оснастки, формующей
заряд; 3—резиновое кольцо
1.	Конструкция корпуса должна допускать постановку технологических
бандажей, необходимых для кантования корпуса (например, для случая вер-
тикального заполнения), межцеховой транспортировки и дефектации заряда и
границ его адгезии с внутренней поверхностью защитио-крепящего корпуса
(рис. 10.7). На рис. 10.8 представлены возможные конструктивные схемы ва-
риантов закрепления технологических бандажей иа стеклопластиковом и ме-
таллическом корпусах.
2.	В конструкции фланца или другого стыкового элемента корпуса должна
быть предусмотрена возможность постановки уплотнительных элементов (ре-
зиновых колец 3 или манжет см. рис. 10.8, б), предохраняющих резьбовые
отверстия и стыковочные поверхности корпуса от попадания в них топливной
массы в процессе заполнения и полимеризации под давлением.
3.	Материалы и конструкции корпуса должны выдерживать длительное
(до 30 суток) нагружение внутренним давлением в несколько МПа в процессе
полимеризации заряда при температуре 40 ... 80 °C.
4.	Размеры отверстий по концам корпуса должны позволять размещение
специальных штуцеров и датчиков на технологической крышке, устанавливае-
мой на весь период процесса заполнения (см. рис. 10.7).
5.	Площадь центрального отверстия с одного из концов корпуса (или днища
двигателя) должна обеспечивать определенный расход топливной массы при
заполнении корпуса.
6.	Внутренние каналы и поверхности формуемого в корпусе заряда должны
иметь технологические уклоны (»1 : 500), позволяющие обеспечить приемле-
мые усилия распрессовки технологической оснастки после завершения про-
цесса полимеризации заряда.
7,	Корпус должен быть герметичным, так как заливка топлива ведется при
вакуумировании внутренней полости.
10.8. КОЭФФИЦИЕНТ МЕТАЛЛОЕМКОСТИ
И СОВЕРШЕНСТВО КОНСТРУКЦИИ
КИМ показывает долю материала, оставшегося в изде-
лии, но не позволяет уловить, насколько рационально использо-
ван в изделии материал, т. е. не характеризует степень совершен-
ства конструкции.
268
Рассмотрим взаимосвязь коэффициентов использования мате-
риала К и массового совершенства конструкции РДТТ а. Исполь-
зуя известные зависимости
/С = отк-д
/п3
получим формулу взаимосвязи
И а =
0)
Киа
„ aw
(10.1)
где т3 — масса заготовок, из которых изготовлены детали и
узлы РДТТ с общей массой тк д; со — масса топливного заряда
РДТТ.	’	•
Из формулы (10.1) видно, что, если принять КИМ в качестве
критерия оценки уровня разработки РДТТ, то при постоянстве
масс топливного заряда и заготовок КИМ может быть улучшен за
счет ухудшения массового совершенства конструкции — увели-
чения а. Отсюда следует, что оценка рациональности расхода ма-
териала на изделие путем сравнения фактического значения ко-
эффициента его использования с директивными нормами или КИМ
на аналогичных изделиях не стимулирует стремление к максималь-
ному использованию физико-механических и технологических
свойств материалов и повышению энергетической эффективности
машин.
Поэтому сравнительную оценку однотипных изделий необходи-
мо производить по коэффициенту материалоемкости <р, учитыва-
ющему одновременно совершенство конструкции и коэффициент ис-
пользования материалов;
/ ткт3
V — э
(10.2)
„ ___ К(/Ик.м + ТИк.н) (ОТЗ.М + газ.н)
ТС --
(10.3)
Э
где <р — коэффициент материалоемкости металлической конструк-
ции; <рс — коэффициент материалоемкости смешанных (состоящих
из металлических и неметаллических элементов) конструкций;
Щк — суммарная масса всей конструкции; т3 — суммарная масса
всех заготовок, из которых выполнена конструкция; Э — обобщен-
ный параметр, обоснованно назначаемый для каждого изделия;
тк. м, н —суммарные массы соответственно металлических
и неметаллических конструкций; m3, м, т3. н — суммарные массы
заготовок соответственно для металлических и неметаллических
деталей.
Коэффициент материалоемкости любого вида изделия опреде-
ляется по формуле (10.2), если конструкция выполнена из металла,
и по формуле (10.3), если конструкция смешанная, т. е. с исполь-
зованием одновременно металлов и неметаллов.
269
Формулы (10.2) и (10.3) позволяют определять коэффициенты
материалоемкости двигателей летательных аппаратов (ДЛА) в
целом и отдельных их функциональных элементов.
В качестве коэффициента материалоемкости для РДТТ в це-
лом принят коэффициент, при определении которого обобщенным
параметром является полный импульс тяги РДТТ — /2) д .
В этом случае коэффициент материалоемкости смешанной конст-
рукции определяется по формуле (10.3) и будет иметь вид:
m __ К(гак.м + гак.н) (газ.м + га3.н)	/1ПЛ1
Ф1 —------------7--------------♦
' z. R
В формуле (10.4) в числителе в суммарные величины масс
конструкций и масс заготовок включаются соответственно все
массы конструкций и их заготовок, кроме массы топлива.
Коэффициент материалоемкости здесь применяется для оценки
совершенства конструкции двигателя в целом и характеризует
технико-экономический уровень РДТТ с точки зрения эффектив-
ности его в составе ЛА.
Коэффициент материалоемкости может быть определен и для
отдельных конструктивных элементов, характеризуя технико-эко-
номический уровень (материалоемкость, трудоемкость и совер-
шенство конструкции) разработки каждого из этих элементов.
Главным при этом является обоснованное назначение обобщенного
параметра, определяющим образом влияющего на габаритные
размеры и массу соответствующего элемента конструкции. Так,
например, в качестве обобщенного параметра для корпуса камеры
сгорания РДТТ принято произведение максимального внутрика-
мерного давления Рк на внутренний объем VK камеры, т. е.
К (/Ик.м + гак.н) (газ.м + газ.н)	Л Л
фк —	р—\/	»
“к17 к
где mK. м, тк. н и тз. м, тз. н — соответственно суммарные
величины масс несущих элементов конструкций РДТТ и их за-
готовок, за исключением масс топлива, внутренних и внешних
теплозащитных, эрозионно стойких и лакокрасочных покрытий
корпуса и сопла двигателя.
Для определения технико-экономического уровня разработки
ТЗП и ЭСП РДТТ коэффициент материалоемкости подсчитыва-
ется по формуле:
К(гаК.М + гаК.н) (гаЗ.М + га3.н)	/ 1 Л
Фп — ---------p~Z Т	*
г к1дв7 к
где т в— время работы РДТТ; ‘-^Гк — средняя величина темпера-
туры” продуктов сгорания в камере РДТТ.
270
Для случая, когда в числе элементов ТЗП и ЭСП нет металли-
ческих, формула для определения коэффициента материалоемкости
примет вид:
Фп =
Р кТдвТ к
(10.7)
Проанализируем стимулирующую роль контроля уровня разра-
ботки по коэффициентам материалоемкости, определяемым по фор-
мулам (10.5), (10.6) и (10.7), на примере РДТТ как наиболее
простом типе ДЛА с отражением этапов совершенствования кон-
струкции и снижения материалоемкости.
Рассмотрим гипотетический РДТТ, у которого /2, R = 5-107 Н-с
тдв = 30 с; Тк = 3500 К; Рк = 6 МПа; Кн = 18 м3 сохраняются
неизменными на всех этапах разработки совершенствования дви-
гателя.
Первый этап. Конструкция РДТТ имела массу несущих кон-
струкций из металла тгм1 = 1000 кг при т3.м1 = 2500 кг (т. е.
КИМм = 0,4). Остальную массу тк. Н1 = 150 кг составляли
ТЗП и ЭСП при т3. Н1 = 250 кг (КЙМН = 0,6). Коэффициенты
материалоемкости, характеризующие РДТТ на этапе:
„ _ К (тк.м1 4~ (ffz3-M1 ff£3.H1) _ К(1000 4~ 150) (2500 4- 250)
k	Л. „	-	5-Ю7
«3,55-Ю-5 кг/Н-с;
= К/пк.м1т3;м1..= 1581 _ кгДМПа-м3);
гкИк	о*1о	'	'
Фп = Кдкли/Пз.нх . =	« 3,08-10-3 кгДМПа.с.К),
х К*ДВ^ К	U'Ov^Ovuv
Второй этап. В, процессе дальнейшей разработки путем кон-
структивных доработок удалось снизить массу металлических не-
сущих конструкций до тк. м 2 — 700 кг при той же массе заготовок
тз. mi = 2500 кг (т. е. КИМ снизился до 0.28).
При этом:
К(гак.м2 + гак.н1) (тз.м1 + газ.н1)   Й(700 -f- 150) (2500 -|- 250)
/2R	"	5-Ю7	“
= 3,05-10"5 кг/(Н-с)
<рк =	= Й700 2500 = 12,25 кг/(МПа-м3);
<р„ — не изменился на втором этапе.
Третий этап. В процессе перехода на менее отходные техноло-
гические процессы и получения от поставщиков заготовок с мень-
шими припусками удалось снизить массы заготовок до т3 м2 =
= 1500 кг (при сохранении массы конструкции тк, м2 = 700 кг
271
КИМ стал 0,467) и тзн2 = 200 кг (т. е. при сохранении массы
конструкции ТЗП и ЭСП тк, н i = 150 кг КИМ будет 0,75).
При этом:
К(гак.м2 + raK.H2) (m3.M2 + та.н2)	к(700 -J- 150) (1500 + 200)
<р _	-
= 2,4-10"5 кг/(Н-с);
<рк = L^rf3:M2 = г (22. b>w да 9,48 кг/(МПа-м3);
г* к ук	Ь- 1о
фп = <;м*3-н2 =	= 2,74-10-3 кг/(МПа -с-К).
Четвертый этап. Конструкцию модернизировали, применив
неметаллические конструкционные материалы взамен некоторых
металлических несущих элементов конструкции, получив следую-
щие величины масс тк м3 = 200 кг, та.м 3 = 428,6 кг (т. е.
КИМ = 0,467), тк. н з = 400 кг, т., нз = 500 кг (коэффициент
использования неметаллических материалов для несущих конст-
рукций обычно намного выше, чем КИМ, и нередко достигает
0,9 ... 0,95). Тогда, при сохранении масс ТЗП и ЭСП и их заго-
товок
ф  К(^К.МЗ + тк.нз + тк.н1) (тз.мз + тз.НЗ 4~ тЗ.Н2) 
Г(200 + 400 + 1 &0) (428,6 + 500 + 200) _ 184.10-5 кг/(Н-с);
КИк.мз + гак.нз) (m3.M3 + Мд.нз) _ V(200 + 400) (428,6 + 500)
₽к'~	PRVK	~	6-18	_
= 6,9 кг/(МПа-м3);
<рп — сохраняется на уровне, достигнутом на третьем этапе.
Сопоставление значений ср, <рк, <рп показывает, что принятие
указанных коэффициентов в качестве основных критериев для
сравнительной оценки технико-экономического уровня разработок
ДЛА стимулирует непрерывную творческую инициативу в направ-
лении совершенствования конструкций, а также внедрения мало-
отходных технологических процессов как в процессе разработки,
так и в серийном производстве.
Простота формул и их универсальность позволяет использо-
вать коэффициент материалоемкости на практике в качестве дей-
ственного рычага на повышение экономичности и конструктив-
ного совершенства не только ДЛА, но других видов изделий ма-
шиностроения.
272
10.9. ПРЕДПОСЫЛКИ к СНИЖЕНИЮ ЗАТРАТ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
Применение систем автоматизированного проектирова-
ния позволяет в короткие сроки разрабатывать технико-экономи-
чески оптимальные проекты РДТТ, основанные на дальнейшем
совершенствовании и унификации применяемых топлив, конструк-
ционных, теплозащитных, клеевых и других материалов, техно-
логических процессов и конструктивных элементов.
Высказываемое иногда мнение о создании многоцелевого уни-
версального двигателя является нереальным, так как стремление
обеспечить решение большого числа разнообразных задач с помо-
щью одного РДТТ приводит к чрезмерному его усложнению и,
соответственно, большей начальной стоимости.
Необходимо, чтобы анализ стоимости стал неотъемлемой функ-
цией на всех этапах — при согласовании ТЗ и проектировании,
доводке опытных образцов и технологической отработке в опытном
и в серийном производствах. Поэтому требование ограничения
затрат или отдельных элементов затрат вводится в ТЗ и контроль
за их выполнением осуществляется наряду с контролем за выпол-
нением технических характеристик.
Особую важность при этом приобретает обеспечение возмож-
ности выбора оптимального сочетания затрат и технических ха-
рактеристик РДТТ на ранних этапах разработки.
В числе реальных и эффективных мероприятий, направленных
на снижение стоимости в условиях усложнения техники, можно
назвать:
разработку и внедрение системы автоматизированного проекти-
рования РДТТ, как одного из самых эффективных средств, направ-
ленных на повышение качества двигателя и сокращение сроков
проектирования;
применение унификации и стандартизации конструктивных ре-
шений и конкретных элементов конструкций, используемых мате-
риалов и технологических процессов, как средств, снижающих
стоимость и сокращающих сроки доводки опытных образцов РДТТ;
снижение металлоемкости, повышение технологичности кон-
струкций и коэффициента использования материалов двигателя и
его элементов;
уменьшение числа двигателей, предназначенных для наземных
испытаний, посредством совмещения различных видов проверок
на одном испытании двигателя и предельно возможных упрощений
программ испытаний;
многократное использование восстановленных (отремонтиро-
ванных) после испытаний двигателей для наземных и даже летных
испытаний.
Возможны различные приближенные способы первоначальной
оценки стоимостных показателей. Можно, например, оценить
располагаемые средства для разработки и производства нового
*	18 Фахрутдинов И. X. и др.	273
двигателя и разделить их на количество единиц двигателя для опре-
деления затрат на единицу. После этого, сопоставив полученные
затраты с реальными затратами на существующие двигатели, про-
вести корректировку исходной величины затрат и сроков разра-
ботки. При этом точность прогнозируемых затрат возрастает, если
будет произведено сопоставление с аналогами, которые должны
быть заменены разрабатываемым двигателем, а также будут уч-
тены затраты отдельных частей проекта на основе производствен-
ного опыта.
При прогнозировании себестоимости производства исходят из
приближенного расчета собственных затрат и затрат на покупные
комплектующие двигатели. На собственные затраты оказывают
влияние две группы факторов: характеризующие двигатель; ха-
рактеризующие условия производства. Первая группа факторов
предопределяет в основном величину затрат, связанных с поста-
новкой опытного производства нового РДТТ. Вторая группа фак-
торов в основном влияет на динамику затрат по времени от по-
становки и до снятия двигателя с производства.
В качестве обобщающих характеристик РДТТ как объектов
производства можно рекомендовать следующие: масса топлива,
коэффициент массового совершенства, тяговооруженность и на-'
личие специальных устройств (УВТ, отсечки тяги и т. д.).
Выбор конструктивной схемы и материалов отражается на двух
элементах производственных затрат: трудовых и материальных.
Если конструкция предусматривает использование специальных
технологических процессов, видов оснастки и оборудования, то
неизбежно возрастают накладные расходы.
Прогнозирование стоимости опытно-конструкторских работ
включает в себя определение необходимых средств для обеспечения
выполнения установленных заданий по созданию опытных об-
разцов РДТТ, контроль за правильным расходованием этих
средств, выявление и мобилизацию имеющихся резервов для си-
стематического снижения затрат на эти цели.
Прогнозирование стоимости опытно-конструкторских работ
осуществляется по экономическим элементам — при определении
всех плановых и фактических затрат опытно-конструкторской ор-
ганизации и по калькуляционным статьям расходов —• при опре-
делении плановой и фактической стоимости отдельных опытно-
конструкторских работ.
Процесс разработки двигателя можно разделить на четыре
этапа. Прогнозирование затрат ведется по этапам работы.
Первый этап — проектирование. На этом этапе выполняются
следующие виды работ: составление технического предложения,
эскизного и технического проекта, включая изготовление моделей
и макетов; экспериментальные, поисковые и исследовательские
работы, проводимые в процессе отработки проекта,^включая изго-
товление или приобретение необходимых специальных инструмен-
тов и приспособлений, специальных агрегатов, приборов и дру-
274
гих изделий для проведения испытаний по темам. Окончанием
работ на первом этапе является передача всех рабочих чертежей
и другой технической документации в производство для изготов-
ления опытного образца.
Второй этап — изготовление опытных образцов. На этом этапе
выполняются следующие виды работ: изготовление или приобре-
тение опытных образцов, проведение необходимых испытаний
в других организациях; изготовление или приобретение специаль-
ных инструментов и приспособлений, необходимых для производ-
ства опытных образцов, специальных агрегатов, приборов и
других изделий для проведения испытаний; реконструкция, модер-
низация и ремонт специальных инструментов и приспособлений;
корректирование технической докуменации по законченным в про-
изводстве двигателям.
Третий этап — заводские испытания. К работам, выполняемым
на этом этапе, относятся: отправка образцов на заводские испы-
тания; подготовка и проведение заводских испытаний, выпол-
ние доводочных работ, включая перепроектирование и изготовле-
ние остальных агрегатов, узлов и изделий; необходимые экспери-
ментальные работы и изготовление или приобретение специальных
инструментов и приспособлений, специальных агрегатов, приборов
и других изделий для проведения испытания по теме; корректи-
рование техническое документации по результатам испытания и
доводочных работ. Окончанием работ по этому этапу считается
момент передачи опытного образца на испытания.
Четвертый этап — на этом этапе выполняются следующие виды
работ: обсуждение результатов испытаний и доводочные работы
в процессе испытаний, а также проведение доработок и устранение
дефектов, выявленных при проведении испытаний; корректирова-
ние технической документации по прошедшим испытаниям и пе-
редаче ее в серийное производство.
ГЛАВА 11
ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РДТТ
11.1. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ МЕСТО
КОНСТРУКТОРА
Проектирование РДТТ начинается с детального изу-
чения технического задания.
В процессе проектирования не всегда удается обеспечить
удовлетворения всех требований ТЗ. На стадии эскизного проекти-
рования РДТТ методом последовательных приближений часто
принятием компромиссных решений находят оптимальные пара-
метры.
Под оптимизацией параметров РДТТ в большинстве случаев
понимается процесс проектирования, направленный на обеспече-
ние минимальной пассивной массы конструкции двигателя при
одновременном сохранении всех остальных характеристик (энер-
гетических, эксплуатационных, экономических и др.) в пределах, s
заданных ТЗ.
Разработка РДТТ, отвечающего современным требованиям
ТЗ, предполагает подробную, глубокую и всестороннюю прора-
ботку проекта. Без применения систем автоматизированного проек-
тирования (САПР) разработка современного оптимального про-
екта РДТТ не только становится трудоемкой, дорогостоящей и
длительной, но и порой неудовлетворительной по глубине прора-
ботки.	i
При этом, кроме удлинения цикла доводки (испытаний опытных
образцов), усложнения подготовки серийного производства (из-за
внесения многочленных изменений в проект) и удорожания РДТТ,
очень часто происходит моральное старение двигателя.
Интерес к САПР значительно возрос с появлением ЭВМ тре-
тьего поколения, имеющего средства ввода-вывода графической ин-
формации (дисплеи, графопостроители, координатографы и т. п.),
а также развитые системы математического обеспечения, дающие
возможность осуществлять диалоговую работу человека и
ЭВМ.
САПР основана на применении алгоритмов, описывающих про-
цессы проектирования и расчеты основных элементов разрабаты-
ваемой конструкции. Рабочие программы, соответствующие этим
алгоритмам находятся в памяти ЭВМ и могут «работать» в нужной
последовательности по указанию конструктора-разработчика.
Кроме того, в памяти ЭВМ хранится большой объем формализо-
276
Рис. 11.1. Структурная схема САПР	' __
РДТТ:	уГ (j\ X.
1 — блок оптимизации; 2 — управляющая У	У-У
программа; 3 — блок построения исходной j	~	\
геометрии заряда, внутрибаллистических и \	\
газодинамических расчетов; 4 — блок построе- Лч. \-*^****^	"Х \	\
иия конструктивной схемы и расчетов на /	(	\ ХХ^ХА
прочность; 5 — блок расчета теплозащитных / I	2 J
элементов конструкций и покрытий; 6 —	г
блок детальной разработки конструкции; |g3( J ]\	1
7 — блок расчета масс, центров масс и мо- |^Х»-х \ X /	\ \	/\ о\ I
меитов инерции; 8 — блок итоговой оценки	/	\ \ J /
основных параметров	y*i ( ^ЛХ. /	\ Хе— /
ванной информации, необходимой Vg Г7)\ \ г~\	$/
для проектирования: типовые кон- 'fe, v-x \\ Qj Л/
структивные элементы, стандарты,	./У
нормали и другая справочная ин-	х/ / оце^'''
формация.
На рис. 11.1 представлен один из возможных вариантов струк-
турной схемы системы автоматизированного проектирования
РДТТ. Каждый из блоков представляет собой или частную про-
грамму или библиотеку частных программ расчета на ЭВМ.
Программы и блоки представляют собой логическую методическую
цепь системы проектирования. Объединяющим блоком является
блок оптимизации. В соответствии с программой (или программами)
блока оптимизации разработка проекта ведется посредством управ-
ляющей программы.
Разработкой методик и отладкой частных программ, пригод-
ных для включения в библиотеку сответствующих блоков сис-
темы автоматизированного проектирования, занимаются соответ-
ствующие специалисты (по расчетам внутренней баллистики,
газодинамических процессов, теплопередачи, прочностным расче-
там, экономическим расчетам и др.). Разработкой методик и про-
грамм блока оптимизации и программы управления занимается
конструктор совместно с программистами.
Алгоритм блока оптимизации не только описывает последо-
вательность выполнения расчетов и выдает поэтапно графиче-
скую и числовую информацию, но и оценивает результаты. Для
составления рациональных методик, необходимых для разработки
блока оптимизации и программы управления, а также для руко-
водства процессом проектирования конструктор должен иметь
представление о содержании и перечне всех частных методик и
программ и владеть методиками приближенных расчетных оценок
по всем основным блокам проектирования. Это необходимо для
контроля за работой САПР и выработки конструкторской интуи-
ции — основы квалифицированного творчества — главного ка-
чества для конструктора ведущего диалог с ЭВМ. Требование к кон-
структору как к непосредственному руководителю процесса и
участнику автоматизированного проектирования обязывает его
часто привлекать соответствующих специалистов для участия в ди-
алоге с ЭВМ, консультаций, уточнения программки т. д. Такое
естественное распределение функций между конструктором и рас-
277
четчиком требует от каждого из них соответствующих знаний. Рас-
четчик должен не только глубоко знать современные методики рас-
чета и особенности их составления для комплексной САПР, но и
уметь творчески разрабатывать новые методики, пригодные для
конкретных случаев и непредвиденных ситуаций, возникающих
в процессе проектирования. Конструктор как руководитель про-
цесса автоматизированного проектирования должен обладать
широкой инженерной эрудицией, знать хорошо процесс проекти-
рования в комплексе, чувствовать, как изменится конструктивный
облик проектируемого двигателя в зависимости от различных ре-
зультатов расчетов на всех этапах проектирования, и уметь твор-
чески, изобретательно вносить предложения, направленнь/е на
улучшение конструкции. Конструктор также должен знать конст-
руктивные и технологические свойства применяемых материалов,
одновременно учитывать необходимость удовлетворения эксплуа-
тационных и экономических требований, требований ТЗ по
технологичности конструкций.
Автоматизированное рабочее место конструктора (АРМ) —
это терминальный комплекс САПР, предназначенный для авто-
матизации операций по подготовке, преобразованию и редактиро-
ванию графической информации, а также операций взаимодейст-
вия конструктора с САПР. Основные задачи, решаемые с помощью
АРМ, характеризуются:
большим объемом многовариантных расчетов, что позволяет
выделить задачу в отдельную подсистему, организовав сквозную
автоматизацию ее решения;
обозримой номенклатурой понятий, что позволяет построить
систему по типу «выбора из справочника» с назначением ограни-
ченного набора модификаций выбранного варианта.
АРМ позволяет в автономном решении не только осуществлять
формирование, редактирование, отображение техдокументации,
но и при организации локального архива техдокументации и
локальной библиотеки типовых процедур реализовать локальную
подсистему проектирования. Например, это может быть подсистема
расчетов конструкций на прочность. При решении этих задач
АРМ обеспечивает:
оперативный обмен информацией конструктор — ЭВМ на языке
графики;
автоматизацию процессов ввода-вывода информации (прежде
графической);
оформление техдокументации (графики, схемы).
Техническая реализация АРМ, представленная на рис. 11.2,
может осуществляться на базе мини-ЭВМ, которая выполняет
функции дисплейного процессора, контролера, устройств АРМ и
организации связи с центральной ЭВМ. Кроме того, в состав
АРМ входят:
ВЗУ — внешнее запоминающее устройство на магнитных дис-
ках и магнитной ленте для хранения архива типовых деталей^
278
Рис. 11.2. Схема автоматизированного
рабочего места конструктора
узлов, личных архивов конс-
труктора и обслуживающих
программ;
ПЛ — устройство вывода
промежуточных и окончатель-
ных результатов на перфоленту;
ФСУ — фотосчитывающее ус-
тройство для ввода данных.с
перфоленты;
ЭПМ — электрофицирован-
ная пишущая машинка для
связи конструктора с АРМ;
УГД — универсальный гра-
фический дисплей для оператив-
ного взаимодействия в режиме диалога конструктор — машина, ко-
торый позволяет вводить алфавитно-цифровую и графическую ин-
формацию и преобразовывать ее с помощью алфавитно-цифровой и
функциональной клавиатуры и светового пера. УГД обменивается
данными и командной информацией с мини-ЭВМ через соответству-
ющие каналы;
ФК — фотокамера для оперативного получения снимков с эк-
рана дисплея;
ПКГИ — полуавтомат кодирования графической информации
для полуавтоматического формирования кодового описания чер-
тежа обходом опорных точек или обводкой контура;
ЧГА — чертежно-графический автомат (графопостроитель) для
построения чертежа по его кодовому описанию. Здесь могут приме-
няться графопостроители как планшетного, так и рулонного типов.
Блок сопряжения с центральной ЭВМ осуществляет связь
мини-ЭВМ с центральной машиной. В указанном на рис. 11.2
составе АРЛ1 позволяет осуществлять:
подготовку исходных данных на языке чертежа полуавтомати-
чески на ПКГИ;
построение эскизов с помощью светового пера и функциональ-
ной клавиатуры или чертежей по размерам с функциональной кла-
виатурой;
редактирование чертежа с помощью операций сдвига, поворота,
масштабирования, в том числе по осям, штриховки контуров, по-
строения симметричных изображений, деления отрезков в задан-
ном отношении;
редактирование символьной информации, стирание, добавле-
ние символов и строк, раздвижку текста, формирование форматов
вывода на ЭПМ;
организацию проектных структур — элемент чертежа, узел,
массив;
279
документирование информации с помощью ЧГА, ЭПМ, ПЛ.
Для нормального функционирования АРМ, помимо техниче- 
ских средств, необходимо развитое математическое обеспечение,
которое можно условно разделить на внутреннее и внешнее.
Составляющие внутреннего математического обеспечения следую-
щие:
математическое обеспечение устройств ввода-вывода гра-
фической информации (сюда входят устройства считывания с чер-
тежа, графопостроители);
математическое обеспечение устройств графического взаимо-
действия (дисплея);
язык, состоящий из нулевого и первого уровня. Нулевой уро-
вень языка служит для описания конкретного изображения, по-
строенного на базе геометрических переменных, таких, как точка
с заданными координатами, прямая конкретного типа с конкрет-
ными же координатами, символы с заданным наклоном и масштабом
и т. д.
Первый уровень языка служит для описания автоматического
построения и преобразования геометрических изображений,
сходных по конфигурации, но отличающихся линейными разме-
рами. Он ориентирован на организацию графического архива.
Язык первого уровня должен содержать:
средства компактного описания графических структур, одно-
родных по форме (болты, гайки, ...);
средства ввода-вывода графической информации, осуществля-
ющие функции преобразования форматов (формат дисплея, формат
чертежного автомата);
средства редактирования изображения;
средства организации и ведения локального архива;
транслятор, служащий для перевода с языка изображения на
язык внутреннего представления мини-ЭВМ;
библиотеку АРМ, состоящую из библиотеки стандартных про-
грамм, пакета прикладных программ проектирования, графиче-
ского архива;
ОС — операционную систему, построенную на основе ОС
мини-ЭВМ и дополненную программами ввода-вывода и програм-
мами связи с центральной ЭВМ.
Составляющие внешнего математического обеспечения АРМ
являются частью математического обеспечения центральной ЭВМ.
Традиционные системы программирования должны быть дополнены
средствами описания графической информации, набором стандарт-
ных процедур проектирования, связанных с обработкой геометри-
ческой информации, средствами организации диалога. Большое
значение придается выбору языка, на котором будет строиться ма-
тематическое обеспечение. Разрабатывается язык проектирования,
с которым работает конструктор, и транслятор с него. Програм-
мное обеспечение рационально строится в виде библиотеки стан-
дартных программ.
280
Работа конструктора с
АРМ строится в режиме
диалога с использованием
графического дисплея с его
алфавитно-цифровой, фун-
кциональной клавиатурой
и светового пера. С их по-
мощью можно скомпоно-
вать изделие или узел с ис-
пользованием типовых де-
талей из архива, проемот-
реть'полученное изображе-
ние и исправить его, запи-
сать чертеж с экрана на
ВЗУ АРМ или передать в
центральную ЭВМ, а так-
же выводить результаты
счета из ЭВМ на экран.
Диалог конструктора с
прикладными задачами
проектирования, обмен
данными между задачами
и формирование архива
данных осуществляется С Рис. 11.3. Графическое построение сопла
помощью специальной уп- на дисплее
равляющей программы,
которая организует задачи проектирования в единый комплекс.
Сами программы проектирования можно разбить на два класса:
программы расчета характеристик; программы оптимизации пара-
метров изделий.
Для их работы необходимо информационное обеспечение,
которое должно содержать: архивы справочно-информационных
данных; архив типовых чертежей и характеристик прототипов;
логические -схемы проектирования; личные архивы разработчи-
ков.
Управление всеми этиими компонентами архива должны осу-
ществлять управляющая программа и операционная система.
Далее приведено несколько простых функций, исполняемых
по заданиям конструктора,«которые показывают некоторые воз-
можности САПР в части графического выполнения информации
(рис. 11.3) на АРМ.
Например, для задания (высвечивания) точки на экране
дисплея конструктор подносит к этой точке световое перо и на-
жимает на функциональной клавиатуре клавишу с надписью
«Основная точка». Высвеченная точка лишь приблизительно на-
ходится на месте, указанном конструктором. Если необходимо
поместить на экране точку с большей точностью, нажимается
клавиша «Точка». В этом случае на экране дисплея появляется
281
управляющая таблица, пользуясь которой конструктор вводит
координаты точки (х, у, г) с алфавитно-цифровой клавиатуры.
Используя введенные данные, ЭВМ выдает на экран дисплея точку
с заданными координатами.
Для вычерчивания на экране прямой линии можно задать две
конечные точки ее, после чего нажать клавишу «Линия». Если
изобразить прямую, параллельную данной, конструктор с помо-
щью светового пера помечает исходную прямую и нажимает кла-
вишу «Линия». В этом случае на экран будет выведена управля-
ющая таблица, используя которую конструктор указывает, с ка-
кой стороны от исходной должна находиться проводимая парал-
лель, а также расстояние между ними.
Кроме точек и прямых, конструктор может использовать дру-
гие геометрические элементы, задаваемые с помощью отдельных
клавиш функциональной клавиатуры: «Дуга», «Окружность»,
«Конус», «Эллипс», «Куб». Эти клавиши обеспечивают построе-
ние дуг окружностей, окружностей, конических сечений, кривых
третьего порядка. За функциональными клавишами закреплены
также операции по преобразованию изображений: «Масштаб» —
изменение масштаба изображения; «Поворот» — поворот изобра-
жения относительно заданной прямой; «Перенос—Поворот» —
перенос изображения с его поворотом или без поворота; «Вид
в перспективе» — построение изображения в перспективе; «Ге-
ометрические величины» — вычисление геометрических величин
заданных фигур; «Сечения, разрезы» — построение сечений гео-
метрических фигур и др. Функциональная клавиатура содержит
несколько десятков клавиш.
При необходимости получить чертеж сечения или изображения
конструктор задает материал носителя (например, бумага, калька
и др.), масштаб и другие данные. Эти данные вводятся в гра-
фопостроитель, который оперативно выдает соответствующий
чертеж.
11.2. ТРЕБОВАНИЯ К АЛГОРИТМАМ САПР
Процесс разработки РДТТ и соответствующая САПР
для этого процесса представляют собой типичные большие системы,
которые рассматриваются с позиций системного анализа, т. е.
выявляются подсистемы, на которые можно разделить системы.
В подсистемах определяются задачи,1 а также взаимосвязи между
задачами и подсистемами различных уровней. Задачи и взаимосвязи
должны быть представлены в виде алгоритмов.
Алгоритмы должны описывать каждый этап автоматизирован-
ного процесса проектированияРДТТ, представленного на рис. 11.1,
а именно:
построение исходной конфигурации (конструктивной схемы)
РДТТ;
определение внешних и внутренних механических и тепловых
нагрузок и поэлементный расчет на прочность;
282
уточнение размеров или изменение конструкции элементов или
всей конструкции РДТТ;
графическое представление выходной информации (поэлемент-
ное и РДТТ в целом);
расчет масс, центров масс моментов инерции.
Разработку САПР следует начать с эффективного объединения
отдельных специализированных алгоритмов (определение кон-
структивной схемы, схемы нагрузок, расчеты на прочность и т. д.)
в единую систему с обеспечением обмена данными между отдель-
ными алгоритмами; создать единую логику, которая позволит
оценивать проект, делать систематическими изменения конструк-
ции и через контур в итерационном процессе расчет —оценка—
изменение продолжать его до достижения конечной цели. Конеч-
ной целью САПР является преобразование входных данных в вы-
ходные с учетом ограничений, накладываемых на прочность, и де-
формации элементов конструкции в целом, с тем чтобы ее масса
была минимальной.
Практика проектирования показывает, что процесс сходимости
протекает быстро, и, как правило, требуется не более трех после-
довательных приближений.
Алгоритмы САПР должны удовлетворять четырем основным
требованиям.
Модульность алгоритмов. САПР должна строиться по модуль-
ному принципу, т. е. алгоритмы должны быть самостоятель-
ными, описывающими отдельные методики расчета типовых про-
цессов, узлов, элементов. Желательно, чтобы алгоритмы, реализу-
емые в рамках САПР, имели также модульную структуру, т. е.
допускали бы их разделение на достаточно мелкие, слабо связан-
ные между собой элементы.
‘ Иерархичность алгоритмов. Она должна выражаться в наличии
в САПР алгоритмов, описывающих методики расчета различных
вариантов частных составляющих деталей, узлов, процессов и
алгоритмов для расчета вариантов объединяющих, взаимосвя-
занных узлов и процессов (см. рис. 11.1). При этом алгоритмы для
повышения эффективности их реализации в рамках САПР также
должны иметь иерархическую структуру.
Функциональная избыточность алгоритмов. Надо стремиться
к созданию не многоцелевых, а одноцелевых алгоритмов (пусть
даже с некоторым перекрытием границ диапазонов их
работы).
Многоцелевые алгоритмы требуют перенастройки с одного вида
работы на другой. Применение одноцелевых алгоритмов позволит
создать более эффективные алгоритмы для каждого случая, а также
упростить разработку программ.
Ступенчатость алгоритмов. Необходимо иметь алгоритмы не-
скольких ступеней: от алгоритмов для приближенной оценки до
алгоритмов для уточненных и наиболее точных расчетов соответ-
ствующих процессов, узлов или характеристик.
283
Оценочные алгоритмы позволяют получать быстро приближен-
ные результаты. Алгоритмы более высоких ступеней обладают
большей точностью, но благодаря увеличению машинного времени.
Практика показывает, что расчеты, проводимые после пяти или
шести ступеней приближений, несущественно улучшают конст-
рукцию.
11.3.	МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ РДТТ
В результате изучения содержания ТЗ конструктор
интуитивно должен представить себе конструктивный облик бу-
дущего двигателя в целом, деление его на основные конструктивно-
технологические узлы, конструкционные материалы основных
элементов. Одновременно следует учесть особые требования ТЗ,
отличающие проектируемый двигатель от традиционных. До на-
чала проектирования все, заданные в ТЗ, нагрузки умножаются
соответственно на коэффициенты перегрузок или коэффициенты
безопасности. Иногда до начала построения конструктивной схемы
в запоминающее устройство системы вводятся справочные данные
по наиболее вероятным конструктивным элементам будущего дви-
гателя. Кроме того, в запоминающее устройство могут быть вве-
дены стандарты на конструкционные материалы, крепежные де-
тали, датчики и сигнализаторы давления, пиропатроны, уплот-
нительные кольца и другие данные многократного применения.
В процессе автоматизированного проектирования эти данные мо-
гут'быть выбраны из запоминающего устройства системы и объеди-
нены с соответствующими контурами на экране дисплея.
Проектирование начинается с построения исходной (базовой)
конструктивной схемы РДТТ. Конструктор прежде всего, зная из
ТЗ диаметр переднего конца камеры сгорания двигателя * и за-
висимость изменения тяги двигателя по времени, назначает пред-
варительно величину давления в камере и вводит эти данные в про-
грамму автоматизированного проектирования.
В дальнейшем работа введется в такой последовательности
(см. рис. 11.1):
1)	в результате внутрибаллистического расчета и расчета за-
ряда определяется геометрия заряда;
2)	на экране дисплея, вдоль контура предварительно выбранного
заряда делается построение исходной конструктивной схемы
РДТТ;
3)	выбираются наиболее подходящие элементы конструкций
из каталога элементов, хранящихся в запоминающем устройстве,
корректируются и накладываются на чертеж схемы двигателя на
экране'дисплея;
* Передней стороной РДТТ принято считать сторону, обращенную к но-
ску ракеты, с направлением полета справа—налево.
284
4)	отдельно, как особо важный элемент, осуществляется опе-
рация корректировки и наложения конструкции сопла РДТТ
с одновременным предварительным выбором варианта неутеплен-
ной или утопленной внутрь камеры двигателя критической частью;
5)	обеспечивается согласование масштабов схемы и наклады-
ваемых на нее конструктивных элементов. В случае затруднения
в размещении целого двигателя на экране дисплея конструктивные
элементы, привязанные к схеме двигателя в качестве базовых,
вводятся в запоминающее устройство.
Выбор максимальной величины давления внутри камеры явля-
ется одним из самых важных моментов в проектировании. Выбор
осуществляется с учетом энергетических факторов, прочностных
характеристик несущих элементов конструкции корпуса камеры,
а также характеристик заряда. На этапе предварительного проек-
тирования следует ориентироваться на уровни давлений, установ-
ленные как оптимальные в аналогичных двигателях. Возможны
случаи, когда основным критерием при назначении величины дав-
ления в камере становится условие обеспечения устойчивости обе-
чайки корпуса двигателя от действия внешнего избыточного дав-
ления для предотвращения преждевременного разрушения двига-.
теля до начала его работы (для двигателей вторых и последующих
ступеней) или после окончания работы. В этих случаях максималь-
ная величина давления в камере выбирается так, чтобы минималь-
ная толщина стенки обечайки корпуса, рассчитанная на воздей-
ствие этого давления, обеспечивала заданные запасы устойчиво-
сти от действия внешнего избыточного давления.
После того, как выбрано максимальное давление в камере дви-
гателя, выбирают из запоминающего устройства ЭВМ изображе-
ние базового двигателя и элементов его конструкции (переднее’и
заднее днища, узлы соединения днищ с корпусом, элементы сопло-
вого блока, узлы соединения его с корпусом, элементы скрепления
заряда с корпусом, воспламенитель, ТЗП и эрозионно стойкие
элементы и т. д.). В дальнейшем конструктор повторно подробно
строит на дисплее сечения, толщины и переходные зоны элементов
конструкций.
Компоновка на стадии предварительного проектирования за-
канчивается размещением узлов крепления, подвесок и соединения
двигателя со смежными с ним отсеками ракеты, после чего выпол-
няют анализ характеристик полученного РДТТ, чтобы определить,
удовлетворяются ли требования ТЗ. Этот анализ делится на пер-
вичный и вторичный.
Первичный анализ является проверкой соответствия конструк-
тивных, массовых, баллистических и других данных требуемым;
на этом же этапе проводится оптимизация РДТТ по параметрам.
Вторичный анализ ведется параллельно с первичным. Основное
внимание уделяется расчетному обоснованию предлагаемых кон-
структивных решений. Вторичный анализ включает в себя
подробную оценку температурного состояния и прочности кон-
285
струкции, детальную размерную увязку сопрягаемых и смежных
узлов и деталей всей конструкции двигателя во всех сечениях и
размерах, т. е. решение объемных задач на плоскости (САПР,
обеспечивающая функции выдачи объемных изображений, делает
возможным непосредственно графическое решение таких задач,
тем самым сокращая время на проектирование и макетирование).
После выбора наиболее приемлемой компоновки РДТТ из
числа рассмотренных альтернативных вносятся окончательные
поправки в предпочтительный вариант, проектируются основные
узлы (днища, корпус, сопло и т. д.), выполняются иллюстрации
и диаграммы для эксизного проекта (или технического предложе-
ния).
Во всем процессе проектирования достаточно разработать
конструкцию только одной половины РДТТ (с разделением вдоль
оси двигателя). Конструкция полного двигателя может быть по-
строена исходя из графической симметрии и дополнена изображе-
ниями асимметрично расположенных элементов конструкции
(например, узлов крепления РДТТ при транспортировании, хра-
нении и эксплуатации).
Компоновка двигателя может выдаваться на экран дисплея
в изометрическом изображении под любым углом зрения, что су-
щественно облегчает и ускоряет работу по подготовке иллюстра-
тивного материала.
11.4.	ПРАКТИЧЕСКИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ КОНСТРУКТОРУ
На всех этапах проектирования конструктору важно
знать не только методическую последовательность организации
процесса проектирования, но и целый ряд особенностей проекти-
рования как РДТТ в целом, так и отдельных его узлов и деталей.
Накопленный опыт позволяет конструктору избежать необхо-
димости проводить большой объем расчетных анализов. Именно
умение заблаговременно предусмотреть взаимовлияние особеннос-
тей проектирования различных узлов и деталей на облик и харак-
теристики будущего двигателя составляют творческую основу зна-
ний конструктора.
Представленные ниже некоторые рекомендации позволят кон-
структору не только получить представление об особенностях про-
ектирования РДТТ и основных элементов, но и выработать под-
ход к накоплению опыта конструирования, а также использовать
интуицию для творческого анализа в процессе проектирования.
Выбор конструктивной схемы. На стадии выбора конструктив-
ной схемы следует знать, что минимальная масса корпуса РДТТ
будет получаться при отношениях длины к диаметру от двух до
пяти. Если же в ТЗ назначен диаметр, то повлиять на этот параметр
трудно, так как длина корпуса определится из расчета заряда,
обеспечивающего максимально допустимый коэффициент запол-
нения.
286
После определения длины и диаметра корпуса выбирают
конфигурацию днищ.
Формы днищ зависят от того, заданы ли заказчиком ограниче-
ния длины двигателя или пространства отсеков, смежных с двига-
телем и предназначенных для размещения оборудования. Типич-
ные формы днищ: полусферические, эллипсоидные, теросфериче-
ские и овалоидные.
Полусферические — имеют наивыгоднейшее отношение массы
днища к внутреннему объему, но при одинакоой общей длине кор-
пус двигателя с полусферическим днищем имеет меньший коэффи-
циент заполнения, чем корпус с днищами меньшей кривизны
(например, эллипсоидным).
Эллипсоидное днище менее глубокое, может изготавливаться
либо с постоянной, либо с переменной толщиной (последнее обы-
чно в точеных днищах). Но в зоне перехода таких днищ в корпус
возникают тангенциальные сжимающие силы, которые при от-
ношении полуосей эллипса меньше 0,61 становятся опасными и
могут привести к потере устойчивости в этой кольцевой
зоне.
Однако в тех случаях, когда днища выполняются объемными и
имеют жесткие фланцы, отношение полуосей эллипса может быть
уменьшено до 0,515.
Конструкции точеных днищ отличаются от днищ, полученных
раскаткой или сваркой. Вопрос о применении в двигателе точеных
или сварных днищ должен решаться в результате технико-эконо-
мического анализа.
Разработке конструктивной схемы цилиндрической (или ко-
нической, если РДТТ — конический) части корпуса двигателя
предшествует выбор материала. На этой стадии проводится сравни-
тельная оценка различных материалов /металлов и неметаллов).
Для конструктора не должно быть плохих материалов. Металлы
это или неметаллические волокнистые материалы — выгодность
или целесообразность применения зависит от комплекса техниче-
ских требований, механических и тепловых нагрузок к РДТТ
в целом и его элементам. Для корпуса и днищ целесообразны те
материалы, которые обладают максимальной удельной прочностью
пли удельной жесткостью при заданных в ТЗ условиях.
Обычно внутреннее давление в камере двигателя —^основ-
ная нагрузка, определяющая выбор материала. Однако уменьше-
ние времени работы двигателя при одном и том же весе'заряда и
постоянном давлении в камере приводит к увеличению тяговоору-
женности (отношения тяги к массе), т. е. перегрузок. При этом
критической может стать не давление в камере, а осевая нагрузка
по устойчивости корпуса от сжатия или внешнее избыточное дав-
ление на корпус в условиях отсутствия внутрикамерного давления.
Определяющее влияние на выбор материала может оказать уро-
вень максимальной температуры обечайки корпуса с учетом вре-
мени работы РДТТ при этой температуре. С учетом изложенного
287
a)	f)
Рис. 11.4. Схемы сопл:
а — утопленное^в камеру РДТТ; б — номинальное (выдвинутое)
принимаются во внимание следующие предпосылки, вытекающие
из анализа таблиц, помещенных на рис. 4.3 и 4.4.
1.	Стеклопластиковые корпуса типа кокон, т. е. изготовленные
методом спиральной намотки (СПН) с выполнением днищ сов-
местно с обечайкой корпуса, для РДТТ одноразового применения
и максимальным уровнем температуры в стенке корпуса не более
80... 120 °C, являются наивыгоднейшими.
2.	Стеклопластиковые корпуса, изготовленные методом про-
дольно-поперечной намотки (ППН), требуют крепления к ним ме-
ханическим путем днищ. Наличие механических разъемов (как
правило штифтовых) уменьшает выигрыш в массе конструкции.
Поэтому такие корпуса имеют преимущества по массе над металли-
ческими при отношениях длины корпуса к его диаметру больше
величины, рассчитанной по формуле (5.7).
Температурные ограничения для стеклопластиков ППН и'
СПН одинаковы. Применение метода СПН для изготовления кор-
пусов длиной более восьми метров и диаметром более двух метров
затруднено в связи с существенным утяжелением и уложнением
технологической оснастки.. Для изготовления крупногабаритных
корпусов более технологичен метод ППН.
3.	Высокопрочные стали целесообразны для корпусов РДТТ
с уровнем температуры стенки корпуса до 300 °C без ограниче-
ния габаритных размеров как для .РДТТ одноразового, так и
многократного применения.
4.	Коррозионно-стойкие высокопрочные стали применяются
при эксплуатации РДТТ в условиях повышенной влажности и
морских условиях.
5.	Применение высокопрочных титановых сплавов в РДТТ
должно быть предельно ограничено и глубоко технически обосно-
вано в связи с высокой стоимостью и низкой, по сравнению со
сталями, технологичностью. Применение титановых сплавов для
корпусов РДТТ может быть оправдано в особых случаях много-
кратного применения как коррозионно-стойких и работающих
в условиях нагрева корпуса до 400... 450 °C.
6.	Высокомодульные (с высокой удельной жесткостью) алю-
миниевые сплавы весьма эффективно применять для малогабарит-
ных корпусов и утопленных в камеру частей сопл, нагруженных
288
Рис. 11.5. Схема сопла с газоводом
внешним избыточным давлением. Такие детали технологичны и
дешевы. Целесообразно применять их на РДТТ крупносерийного
и массового производства при отсутствии жестких ограничений
по массе конструкции.
Следующий пример подтверждает некоторые из перечисленных
рекомендаций.
Ракета «Феникс» применяется в качестве вооружения воен-
ных сверхзвуковых самолетов. В результате многократных взле-
тов и посадок без пуска ракеты корпус РДТТ может подвергаться
циклическому воздействию температур от минус 50° до плюс
300 °C. Корпус РДТТ ракеты «Феникс» выполнен из высокопроч-
ной коррозионно-стойкой стали.
«Спринт» является ракетой одноразового применения, хра-
нится и запускается из изотермического контейнера, в котором
поддерживается положительный диапазон температур. Корпус
РДТТ на противоракете «Спринт» изготовлен из стеклопластика
СПН.
Выбор материала корпуса, а иногда даже основных размеров
корпуса может зависеть и от факторов иного характера. Обще-
признано, что мощные крупногабаритные РДТТ можно и жела-
тельно проектировать, используя уже отработанные конструк-
тивные решения и отработанную технологию сегодняшнего дня.
Если можно, даже целиком заимствовать с отработанных двига-
телей наиболее трудоемкие и сложные по конструкции узлы
(корпус, сопло, системы регулирования вектора тяги). Порой
такой подход оправдан не только экономической выгодой, но и
тем, что существенно сокращая сроки
отработки, позволяет уберечь изделие
от морального старения. Установлено,
что улучшение характеристик крупно-
габаритных РДТТ на 5 %, достигнутое
изменением технологических процессов,
приводит к увеличению расходов на
разработку на 50 %. Примерно в такой
же степени увеличивается риск выхода
из строя двигателя.
После предварительного выбора ма-
териала с учетом перечисленных осо-
бенностей определяется приблизитель-
ная исходная толщина стенки корпуса
по приближенным формулам, предста-
вленным в гл. 5.
Рис. 11.6. Четырехсопловая
схема
289
19 Фахрутдинов И. X. и др.
Следующим из главных элементов построения конструктивной
схемы РДТТ является выбор конструктивной схемы сопла. Наи-
более существенные особенности различных конструктивных
схем сопл РДТТ следующие:
Односопловая схема (рис. 11.4, а), которая характеризуется
наименьшими энергетическими потерями в сопле, и является наи-
лучшей с точки зрения потребной массы ТЗП в крупногабарит-
ных соплах со значительными размерами критического сечения
(более 200 ... 250 мм) позволяет применение в дозвуковом, кри-
тическом и сверхзвуковом участках сопла композиционных ма-
териалов с нормированным уносом массы.
Схема сопла, утопленного в камеру (см. рис. 11.4,6), позво-
ляет сократить длину РДТТ, сократить массу элементов узлов
управления вектором тяги (в варианте исполнения методом пере-
пуска газа из камеры двигателя). Масса непосредственно сопла
в этом случае больше, чем у сопла предыдущей схемы, из-за
необходимости увеличения радиальной жесткости и толщины
ТЗП в утопленной внутрь камеры части сопла.
Схема сопла с удлинительной трубой (газоводом)’в дозвуковой
части (рис. 11.5) характерна для РДТТ ракет, в которых с целью
сохранения положения центра масс в полете, требуется распола-
гать двигатель ближе к центру масс ракеты и на удалении от зад-
него торца ракеты.
На практике применяются две основные разновидности схемы
сопла с изменяемым размером критического сечения: со сменными
вкладышами критического сечения и с конструктивным элемен-
том, позволяющим производить (например, в РДТТ с двухрежим-
ной тяговой характеристикой) ступенчатое или плавное регулиро-
вание критического сечения (для поддержания тяги в узком диа-
пазоне при значительных разбросах свойств топлива в широком
температурном диапазоне эксплуатации) (см. рис. 3.3, 3.4).
Многосопловая схема (рис. 11.6) позволяет сократить общую
длину' РДТТ и целесообразна для схемы управления вектором
290
тяги с помощью поворотных сопл. Масса теплозащитных элемен-
тов несколько большая, чем в односопловой. Невозможность до-
стижения одинаковой величины разгара эрозионно стойких эле-
ментов сопл приводит к возникновению разнотяговости.
Схема с одним поворотным соплом для управления вектором
тяги (рис. 11.7). Наиболее целесообразна для РДТТ с малым уров-
нем тяговооруженности, т. е. для РДТТ баллистических ракет.
Для РДТТ скоростных противоракет с коротким временем ра-
боты, большой тяговооруженностью такие схемы нецелесообразны
из-за трудности обеспечения больших моментов для поворота
сопл в течение сотых и тысячных долей секунд.
Сопла с внешним расширением (кольцевые ’ сопла) вряд ли
найдут применение в обозримом будущем в РДТТ с температурой
сгорания топлив более 2000 К и временем работы более 0,5 с
из-за неравномерного и относительно большого разгара по окруж-
ности критического сечения.
Воспламенители размещаются в зоне переднего днища, реже
в зоне сопла. Воспламенители, расположенные в сопле, обеспе-
чивают более растянутое время выхода РДТТ на режим, но легче,
т. е. могут быть размещены или на стартовых устройствах от-
дельно от двигателя или на диафрагме двигателя, вышибаемой
внутрикамерным давлением в самом начале работы РДТТ. Вы-
бор той или другой схемы зависит от того, для какой ступени ра-
кеты предназначен двигатель, каковы требования к времени вы-
хода на режим, каково расположение заряда (например, сзади
или спереди щели, если заряд трубчато-щелевой), какие регла-
ментные работы требуется проводить в период эксплуатации и
т.д.
Массовое совершенство двигателя зависит и от наличия допол-
нительных конструктивных узлов. К ним относятся фермы для
стыковки двигателя со смежными отсеками ракеты, узлы креп-
ления к двигателю стабилизаторов или аэродинамических рулей
и связанных с ними устройств (рулевых машинок и источников
их питания), узлы крепления на пусковой установке или транс-
портно-пусковом контейнере, узлы крепления электрокоммуни-
каций, источников питания, такелажные узлы и т. д. (Эти эле-
менты и усиления оболочек в местах их расположения увеличи-
вают массу РДТТ). Необходимо стремиться размещать дополни-
тельные узлы в поясах жесткостей, имеющихся на двигателе (в зо-
нах фланцев и днищ). При неизбежности расположения узлов на
оболочке корпуса или днища необходимо свести к минимуму мест-
ные напряжения в окрестностях узлов конструктивным усиле-
нием оболочки.
Соединения корпусов с днищами преимущественно выполняются
в виде клиновых, шпоночных и фланцево-болтовых, разновидно-
стью которых в случае соединения металлических днищ со стекло-
пластиковыми корпусами являются штифтоболтовые. При про-
ектировании болтовых соединений, для уменьшения действия из-
19*
291
гибающих моментов на стык необходимо стремиться оси болтов
максимально приблизить к пересечению линии, являющейся про-
должением серединного слоя обечайки” корпуса, со стыковочной
плоскостью фланцев. Окончательное положение оси болта уточ-
няется на основании расчета.
Схемы построения программы САПР сопла РДТТ. Рассматри-
ваемая здесь схема разработки программы автоматизированного
проектирования сопла позволит получить представление о схеме
построения программы САПР любого конструктивного узла РДТТ
и двигателя в целом. Для создания САПР сопла РДТТ необхо-
димо разработать:
1)	конструктивные схемы встречающихся на практике сопл
и составить классификатор конструктивных схем;
2)	перечень переменных параметров, приводящих к изменению
количественных характеристик конструкции сопла;
3)	модульные элементы конструкций сопл;
4)	программы газодинамических расчетов и расчетов профи-
лей сопл;
5)	программы тепловых расчетов;
6)	программы расчетов на прочность;
7)	программу графического построения спроектированной
конструкции сопла.
Классификация конструктивных схем. По форме присоедине-
ния в камере сгорания двигателя сопла делятся на наружные и
утопленные (см. рис. 11.4). Наружное сопло представляет собой
сверхзвуковое сопло Лаваля, которое присоединяется к задней
части камеры сгорания рекетного двигателя. Конструкция утоп-
ленных сопл усложняется из-за необходимости, во-первых, за-
щиты утопленной части от воздействия горячих газов не только
внутри, но и снаружи и, во-вторых, обеспечения устойчивости
утопленной части против сил внешнего избыточного давления.
Часто к РДТТ предъявляется требование обеспечить управле-
ние вектором тяги (УВТ). Функции УВТ может выполнить или по-
воротное сопло или специальная система, присоединенная к не-
подвижному соплу, например, системы УВТ впрыском жидкости
или вдувом горячего газа в сверхзвуковую часть сопла. УВТ су-
щественно усложняет конструкцию сопла.
Из всех возможных схем УВТ наиболее распространены три
типа поворотных сопл и три системы УВТ для неподвижных
сопл.
Поворотные сопла, представленные на рис. 11.8 и 11.9, имеют
однотипные элементы, выполняющие двойную функцию: обеспе-
чение перемещения подвижных частей сопла относительно не-
подвижных и крепление подвижной части к неподвижной. Та-
кими элементами могут быть шаровой шарнир, универсальный
шарнир и гибкое уплотнение. Шарнирно закрепленные сопла,
имеющие возможность перемещения только в одной плоскости
(как это выполнено, например, в четырехсопловой системе РДТТ
292
Рис. 11.8. Поворотные сопла:
а, в — сопла с силовыми вкладышами; б —
сопло с универсальным шарниром
Рис. 11.9. Разновидности поворотных
сопл
первой ступени ракеты «Минитмен»), представляют собой упро-
щенную разновидность сопла с универсальным шарниром. В по-
воротных соплах возникают силы, стремящиеся оторвать подвиж-
ные элементы от неподвижных. Для обеспечения движения под-
вижных элементов сопла относительно неподвижных с одновре-
менным уравновешиванием отрывающих сил предусматриваются
соответствующие конструктивные меры. Например, в шарнирно
закрепленном сопле нагрузка передается от подвижной к непод-
вижной части через силовой вкладыш. Силовой вкладыш и коль-
цевое газовое уплотнение могут иметь ось вращения или в плос-
кости уплотнения, или впереди плоскости уплотнения, или по-
зади него.
По конструкции сопло с универсальным шарниром аналогично
шарнирно закрепленному соплу с осью вращения на плоскости
уплотнения, но отличается от него отсутствием силового вкла-
дыша (см. рис. 11.8, б). В нем сила, отрывающая подвижную часть
от неподвижной, передается через кольцо карданова подвеса.
В разновидности шарнирно закрепленных сопл с вращением в од-
ной плоскости отрывающая сила передается через оси-штифты.
В обоих случаях ось вращения должна лежать в плоскости уплот-
нения.
Динамика и статика уплотняющего элемента требуют располо-
жения шарнира либо впереди, либо позади уплотнения с углом
около 45° между осью сопла и линией, соединяющей ось враще-
ния с центром поперечного сечения уплотнения.
293
Рис. 11.10. Схемы сопл с УВТ:	Рис. 11.11. Разновидности сопл
а — интерцептором; б — вдувом газа в уто-
пленной части сопла; в — отверстиями вдува
вие камеры двигателя
Таким образом, поворотные сопла могут иметь три варианта
положения оси вращения для конструкций с шаровым шарни-
ром, два — для конструкций с упругим уплотнением и одно —
для шарнирных и универсально-шарнирных конструкций. По
местоположению разделения подвижной части от неподвижной
возможны три варианта (см. рис. 11.9):
1.	Сопло с линией разделения в сверхзвуковой части (может
применяться как в наружных, так и уплотненных соплах);
2.	Сопло с линией разделения в дозвуковой около критиче-
ской части (целесообразно для наружных сопл);
3.	Сопло с линией разделения в месте перехода от камеры сго-
рания двигателя к соплу (внутренняя- геометрия сопла сохра-
няется непрерывной; целесообразно для утопленных сопл). Сопла
с разделением в сверхзвуковой части имеют следующую особен-
ность: сила, действующая на подвижную сверхзвуковую часть
сопла, стремится надвинуть ее на неподвижную, т. е. является
не отрывающей, а сжимающей. Эта особенность должна учиты-
ваться при конструировании шарнира и уплотнения.
Рассмотрим три системы УВТ, присоединяемые к неподвиж-
ному соплу: УВТ впрыском жидкости, УВТ вдувом газа и УВТ
с применением дефлектора струи (рис. 11.10).
294
Система УВТ впрыском жидкости и' применением дефлекторов
струи может применяться как на вынесенных, так и на утопленных
соплах (рис. 11.11).
Система УВТ вдувом горячего газа может быть в двух вариан-
тах:
с	расположением отверстий перепуска газа внутри камеры сго-
рания двигателя на утопленной в камеру части сопла (см.
рис. 11.10, б);
с расположением отверстий перепуска газа вне камеры сгора-
ния двигателя с подводом горячего газа из камеры сгорания к от-
верстиям вдува посредством газоводов.
По форме сверхзвуковой части сопла делятся на конические
и профилированные (см. рис. 11.11).
Дальнейшая детализация схем представлена на рис. 11.7,6.
Производя различные комбинации конструктивных схем приве-
денной классификации, можно получить около сотни вариантов
конструкций сопл РДТТ..
Перечень переменных параметров РДТТ. Приемлемость САПР
оценивается пригодностью ее программ для разработки конструк-
ции сопла при всех комбинациях следующих параметров двига-
теля: тяги, давления в камере сгорания, времени работы двига-
теля, площади критического сечения, степени расширения, макси-
мального угла отклонения вектора тяги и состава топлива.
Кроме того, программы САПР должны позволять оценивать
конструкцию при изменении конструкционных материалов, тех-
нологичности, сложности и запасов прочности различных эле-
ментов конструкции с тем, чтобы обеспечивать такие, например,
требования, как обеспечение минимальной стоимости при выпол-
нении заданных требований, минимальной массы при выполнении
определенного ряда требований или минимальной стоимости без
превышения, заданной массы.
Модулирование конструкции. Процесс модулирования заклю-
чается в разработке элементов конструкции, которые являются по
•своему исполнению общими или идентичными для сопл различных
классов. Например, выходные конусы всех сопл и входные (носо-
вые) элементы утопленных сопл практически идентичны. Даже
такой сложный элемент, как упругое уплотнение поворотных сопл,
имеет в основном идентичную конструкцию.
На следующем этапе модулирования производится группиро-
вание общих для всех сопл частей и составление для них про-
грамм.
ГЛАВА 12 •
ОПЫТНАЯ ДОВОДКА И НАДЕЖНОСТЬ РДТТ
12.1. ДОВОДКА ОПЫТНОГО ОБРАЗЦА РДТТ
Всестороннее соответствие конструкции РДТТ и его
параметров требованиям технического задания должно быть
подтверждено и доказано с требуемым в ТЗ уровнем надежности
до передачи в серийное производство и эксплуатацию. Подтверж-
дение должно в основном базироваться на фактическом материале,
полученном в результате комплекса испытаний. Опытная доводка
конструкции и комплекс испытаний РДТТ для подтверждения
выполняемое™ всех требований ТЗ экономически оправданы,
так как исключают возможность катастроф и принципиальных
переделок, недопустимых в процессе серийного производства и
эксплуатации.
Виды и объемы испытаний. Доводка опытного образца начи-
нается со стадии подготовки производства и изготовления первых
его партий. На стадии опытного производства отрабатывается
влияние различных производственно-технических факторов на
конструкцию двигателя. При этом по результатам тесного сотруд-
ничества конструкторов и технологов по механической обработке,
металлургов, технологов по обработке неметаллических материа-
лов, сборщиков и испытателей уточняется исходная конструктор-
ская и технологическая документация. Приемлемость конструк-
тивных решений и выбранных технологических процессов на этой
стадии проверяется комплексом так называемых контрольно-
технологических холодных испытаний РДТТ. Начинаются они
с гидравлических испытаний корпусов внутренним давлением.
Каждый корпус предварительно проходит гидроопрессовку
внутренним давлением. Для проверки конструктивной прочности
из первой партии отбирают несколько (2...3) корпусов, в том числе
один—два с ТЗП, и нагружают до разрушения. С целью накоп-
ления статистического материала и квалифицированного анализа
результатов испытаний целесообразно с первых испытаний про-
водить тензометрирование участков корпуса, представляющих
наибольший интерес. После подтверждения расчетной конструк-
тивной прочности основных узлов РДТТ (гидравлическими испы-
таниями) и герметичности двигатели допускаются к проведению
комплекса холодных, огневых стендовых и других видов доводоч-
ных наземных испытаний натурных РДТТ. Сюда относятся ста-
296
тические, повторно-статические, динамические, тепловые, уско-
ренные климатические (УКИ), доводочные, огневые стендовые,
транспортные и другие виды испытаний, необходимые для экс-
периментального подтверждения требований технического за-
дания.
В процессе доводочных испытаний в конструкцию обычно
вносятся изменения, что находит непременное отражение в кон-
структорской документации. В связи с высокой стоимостью на-
турных испытаний их объем и объем измерений необходимо по
возможности сокращать. Для сокращения сроков и затрат на про-
ведение испытаний существенный' экономический эффект могут
дать, например, совмещение различных видов испытаний (т. е.
получение в процессе одного испытания информации, отвечающей
максимальному числу требований ТЗ), многократное использо-
вание для доводочных наземных (а иногда и летных) испытаний
материальной части двигателя в целом или его элементов после
восстановления или ремонта утраченных или пострадавших ча-
стей (ТЗП, лакокрасочных покрытий, уплотнительных колец,
крепежных элементов и т. д’.). Уже с начальной стадии доводоч-
ных наземных испытаний, когда могут быть в определенной сте-
пени гарантированы выполнение основных характеристик и без-
опасность работы, весьма полезно отправлять двигатели на назем-
ные и летные испытания в составе ракеты. Это, с одной стороны,
позволяет получить наиболее достоверную информацию,- характе-
ризующую работоспособность конструкции РДТТ, с другой —
по возможности раньше приступить к летным доводочным испыта-
ниям ракеты. Доводочные испытания можно считать завершенными
после того, как отработанная конструкция и полученные в ре-
зультате испытаний характеристики РДТТ станут соответство-
вать требованиям, заданным в ТЗ.
Вслед за доводочными (заводскими) испытаниями наступает
стадия проведения типовых и специальных испытаний РДТТ.
Типовые испытания проводятся для оценки эффективности изме-
нений, внесенных в конструкцию доводочных испытаний, а спе-
циальные — для подтверждения выполнения двигателем специ-
фичных требований ТЗ (стойкость в условиях обливания морской
водой, ускоренные климатические испытания и т. д.). При этом
по согласованию с заказывающей организацией (автором ТЗ)
с целью сокращения объема испытаний следует принимать в за-
чет максимальный объем положительных результатов, получен-
ных на контрольных (проводимых для контроля качества постав-
ляемой партии двигателей) и доводочных испытаниях предыдущей
стадии.
После завершения успешных доводочных испытаний РДТТ
в составе ракеты проходит государственные испытания. По ре-
зультатам испытаний рабочая документация двигателя корректи-
руется, и принимается решение о начале серийного производства
и эксплуатации двигателей.
297
Статические испытания позволяют определить действительное
НДС элементов двигателя под действием нагрузок в различных
расчетных случаях. Кроме гидравлического давления внутри
камеры к двигателю прикладывают местные нагрузки посредством
рычагов, колец, передающих усилия от гидроцилиндров. Прибли-
женную картину неравномерного внешнего избыточного давле-
ния, имитирующую силовое воздействие аэродинамических сил
от набегающего потока, можно создать с помощью надувных ре-
зиновых мешков или хомутов и башмаков, также соединенных
с системой гидроцилиндров. Для наиболее точного воспроизве-
дения реального нагружения двигателя силами и моментами,
передающимися от смежных с двигателем отсеков ракеты, послед-
ние следует подбирать близкими по жесткости к натурным, или
применять натурные.
Статические испытания проводят на специальных гидростен-
дах, позволяющих производить подробное тензометрирование и
измерения геометрических изменений, давлений в камере в за-
висимости от времени.
При квалифицированно разработанной конструкции и в це-
лях экономии средств редко приходится подвергать статическому
испытанию более одного — двух двигателей.
Тепловые испытания РДТТ проводятся с целью определения
изменений прочностных и деформативных характеристик конструк-
ционных материалов, клеевых соединений ТЗП и защитно-крепя-
щего слоя с твердотопливным зарядом, а также — непосредствен-
но заряда от аэродинамического нагрева, нагрева элементов дви-
гателя продуктами сгорания и от изменений температуры в про-
цессе полимеризации заряда. Испытания проводятся в тепловых
камерах с измерением температуры участков конструкции, наи-
более подверженных нагреву. Дополнительные сведения о тем-
пературном состоянии элементов двигателя получают, применяя
термостатирование в процессе стендовых и летных испытаний.
В связи с низкой теплопроводностью топлива в процессе измене-
ния температуры окружающей среды при хранении двигателя
в заряде возникает неравномерное температурное поле, приводя-
щее к температурным напряжениям в заряде и защитно-крепящем
слое. Для снятия температурных полей в заряде можно разме-
стить термодатчики по своду заряда, специально изготовленного
из инертной массы, допускающей углубления. В случае термоме-
трирования нормального заряда датчики размещают на наруж-
ных поверхностях внутреннего канала и торцах заряда.
Огневые стендовые испытания (ОСИ) РДТТ составляют наи-
большую долю в общем объеме испытаний в связи с максимальной
достоверностью и максимальным количеством характеристик.
Стенды для проведения ОСИ должны позволять производить изме-
рения изменений тяги, давления внутри камеры температурного
и напряженно-деформированного состояния в зависимости от вре-
мени, фотографирование и автоматическую скоростную кино-
298
съемку, а также производить измерения боковых усилий и мо-
ментов в плоскостях тангажа, рыскания и крена от устройств уп-
равления вектором тяги (рис. 12.1). В случае необходимости ими-
тации высотных условий на стенде устанавливают барокамеру
(рис. 12.2).
Динамические испытания позволяют получить объективную
информацию о вибропрочности РДТТ при динамических нагруз-
ках, возникающих в полете, при наземной эксплуатации, транс-
портировке, перегрузках, пульсациях давления в камере сгорания.
Анализ результатов аномальных испытаний. К аномальным
испытаниям можно отнести все испытания, результатом которых
явилось невыполнение заданных требований. Аномальные испы-
тания могут сопровождаться разрушением конструкций или про-
являться в виде недопустимых отклонений каких-либо параметров
(например, давления внутри камеры времени работы и пр.).
Рассмотрим вначале такие аномальные испытания, которые
связаны с механическим разрушением конструкции при холод-
ных прочностных испытаниях (например, при гидроопрессовке).
Преждевременное разрушение конструкции может произойти,
как правило, в случаях, когда конструкция была выполнена на
основании ошибочного расчета на прочность или когда в про-
цессе нагружения конструкции проявились неучтенные (трудно
поддающиеся расчету) факторы. Например, возрастание сверх
расчетных величин деформаций наружного ТЗП в зоне приклеен-
ных на него панелей бортовых коммуникаций может привести
к растрескиванию ТЗП вдоль оси симметрии панели. Наличие
в конструкции дефекта, образовавшегося в процессе изготовле-
ния (например, в связи с допущенными отклонениями от техно-
логии), также может стать причиной аномального испытания.
Для всех приведенных случаев можно предложить следующий
порядок установления причины разрушения.
1. Тщательный осмотр места разрушения. Зачастую, если при-
чиной разрушения явилось наличие видимого дефекта места, можно
сразу выявить эту причину; так, например, для высокопрочных
сталей характерно наличие «ело-
чки», позволяющей весьма точно
установить место начала разру-
шения металла (рис. 12.3).
Рис. 12.1. Горизонтальный стенд
для огневых испытаний РДТТ
с УВТ
Рис. 12.2. Схема высотного стенда:
/ — барокамера; 2 — основная вытяжная си-
стема; 3 — вакууметр; 4 — вспомогательная
вытяжная система
299
Начало
В)
Рнс. 12.3, Типичный характер зоны
разрушения:
а — фото зоны разрушения с характер-
ной «елочкой»; б — схема представленной
на фото зоны
2. Металлографическое исследование образцов, вырезанных
из места излома подозрительных участков (потемнения, вид из-
лома, наличие включений и пр.). В результате этих исследова-
ний можно обнаружить дефекты, невидимые невооруженным гла-
зом (диффузионное повреждение поверхности — меловые над-
писи, обезуглероживание поверхностного слоя, закаты и пр.).
Одновременно с металлографическими исследованиями полезно
проводить проверку механических свойств материала на образ-
цах, вырезанных из зоны, прилежащей к зоне разрушения кон-
струкции. В случае, когда трудно обнаружить явные причины
разрушения (видимые дефекты, заниженные механические свой-
ства), можно предложить следующую схему выявления причины
аномального испытания:
а)	если в качестве причин аномального испытания предполо-
гается ошибка, допущенная при проведении прочностного расчета
конструкции, то необходимо вновь провести точный и подробный
проверочный прочностный расчет;
б)	если в качестве причин аномального испытания предпола-
гается наличие неучтенного (или трудно учитываемого) фактора
при нагружении, в этом случае проводится повторное испытание
с подробным тензометрированием;
в)	если имел место дефект, невыявляемый имеющимися в на-
личии методами контроля при принятом эталонном уровне де-
фекта, то применявшиеся методы контроля изготовления ужесто-
чаются или вводятся дублирующие методы (например, ультразвуко-
вой контроль обечаек с дополнительной цветной дефектоскопией).
Способы нагружения конструкции при гидро- или пневмо-
испытаниях в большинстве своем идентичны (темп нагружения,
оснастка для проведения испытаний и т. д.), и они, как правило,
не являются причиной аномального испытания.
300
Рис. 12.4. Примеры типичных ос-
циллограмм (сплошная линия —
фактическая завнснмость; пунк-
тирная •— прогнозируемая):
а — типовая осциллограмма (нормаль-
ная работа); б — нерасчетное падение давления (вскрытие дополнительных сечений,
например, при вылетании вкладыша критического сечення нли его части в результате
«го разрушения); в — нерасчетный рост давления (вскрытие дополнительной поверх-
ности газопрнхода, например, нз-за разрушения заряда по различным причинам или
вскрытия поверхности заряда по ЗКС из-за отслоения в результате недостаточной проч-
ности склейкн заряда с ЗКС); г — «пик» давления от нерасчетного срабатывания вос-
пламенителя; д — «пнк» давления в конце работы, иапрнмер, нз-за миграции пластифи-
катора нз заряда к ЗКС или вскрытия ограниченной Дополнительной поверхности за-
ряда; е — резкий рост давления прн выходе на режим в самом начале работы нз-за раз-
рушения заряда или неограниченно развивающегося вскрытия дополнительной по-
верхности горения
Установление дефекта после огневых стендовых или летных
испытаний — процесс более сложный, поскольку здесь дополни-
тельно включаются такие факторы, как темп нагружения (время
приложения нагрузки), тепловое воздействие газов с высокой тем-
пературой и давлением, неучтенные источники дополнительного
газоприхода, вызывающие прирост давления.
В общем случае причиной аномального испытания может слу-
жить один из факторов: дефект, ошибка в прочностном расчете.
Выявление причины можно производить по описанной выше схеме.
В таких случаях, как правило, разрушение конструкции проис-
ходит при внутр и к амер ном давлении ниже расчетного. Исключе-
нием могут быть случаи возникновения очагов горения в узких
щелях, в которых могут резко повышаться давления до весьма
значительного уровня, что может быть установлено проведением
повторного испытания с имитацией предполагаемого дефекта.
При разрушении от нагрузок, превышающих расчетные, оче-
видно главной задачей является установление причин превыше-
ния нагрузки и их устранение, а не пассивная борьба по повыше-
нию прочности, которая практически никогда не приносит ус-
пеха.
Большую роль в успешном расследовании причин аномальных
испытаний играет знание конструктором физических процессов,
происходящих в проводимом опыте, умение правильно произвести
замер и расшифровку записей контролируемых параметров. По-
явление, например, отклонения от расчетного характера кривой
на осциллограмме (рис. 12.4) должно быть в обязательном порядке
строго объяснено или подтверждено последующими испытаниями.
Пример. На ряде испытаний одного РДТТ в конце работы на
осциллограммах появлялись «пики» давления (см. рис. 12.4, б).
301
Исследование причин их появления привело к тому, что было
обнаружено явление миграции пластификатора, содержащегося
в топливной массе при заполнении, в слой внутреннего ТЗП,
которое приводило к обеднению пограничного слоя заряда пласти-
фикатором, возникновению пористой структуры и повышению
вследствие этого скорости горения. Кроме того, оказалось, что
в данном случае происходят и другие более опасные явления.
Обеднение пограничного слоя пластификатором приводило к су-
щественному изменению физико-механических свойств погра-
ничного слоя топливного заряда, уменьшалась эластичность,
что в условиях значительных напряжений в пограничном слое
особенно с выходом на торцы, приводило к растрескиванию за-
ряда, т. е. к образованию дополнительной поверхности горения,
обуславливающей повышение давления. При длительном хране-
нии это приводило к появлению недопустимо больших трещин,
вызываемых концентраторами напряжений и приводящих к раз-
рушению заряда и, следовательно, к аномальным результатам ис-
пытаний. После выявления причины повышения давления были
приняты меры: введено механическое препятствие проникновению
пластификатора из заряда в ТЗП — алюминиевая фольга. Это
конструктивное решение устраняет описанную причину повыше-
ния давления.
Поскольку все процессы, проходящие в изделии, взаимосвя-
заны и протекают во времени, запись всех замеряемых параметров
в процессе стендовых испытаний производится с синхронизацией
по времени.
Скоростная киносъемка также производится с синхронизацией
кадров по времени. Так как все процессы разрушения проходят
в очень короткий промежуток времени (0,001...0,01 с), разрешаю-
щая способность приборов контроля должна позволять фиксиро-
вать эти процессы (например, наряду с обычной киносъемкой целе-
сообразно применять скоростную киносъемку со скоростью до>
1000 и более кадров в секунду). Применение киноаппаратуры за-
частую является решающим средством в установлении начала раз-
рушения как по времени, так и по месту, поскольку оно дает об-
щую картину работающего изделия, в то время как' датчики
(тензотемпературные, датчики давления) привязаны к конкрет-
ным точкам конструкции, и наиболее достоверная информация,
получаемая с них, характеризует лишь зону, где они установлены.
Конечно, нужно руководствоваться показаниями датчиков и для
оценки напряженного (температурного или вибрационного) со-
стояния других зон, но в этом случае необходимо совершенно оп-
ределенно представлять суть физических процессов, проходящих
в изделии, их качественную и количественную взаимосвязь. Чем
точнее представления об этих процессах, тем достовернее резуль-
таты, полученные для зон, где нет датчиков.
Большую роль в установлении причины разрушения при ано-
мальных испытаниях играет знание индивидуальных особенно-
302
стей объекта, подвергаемого испытанию, всех отклонений, допу-
щенных при его изготовлении и особенно тех, которые могут ока-
зать влияние на работоспособность. Предположим, например, что
при изготовлении вкладного приклеиваемого к корпусу заряда
был допущен дефект, который был исправлен путем изъятия де-
фектного места и заполнения объема инертным составом, а при
работе (в процессе выгорания заряда) произошло резкое повыше-
ние давления, приведшее к разрушению. Если анализ после испы-
тания показал, что разрушение произошло за время, соответствую-
щее периоду горения исправленного участка заряда, то в каче-
стве наиболее вероятной причины в этом случае может быть при-
нято недоброкачественное исправление дефектного места заряда
(см. рис. 12.4, в).
Аномальное испытание бывает для разработчика неожиданным.
Чем быстрее будут установлены причины, тем быстрее будут при-
няты эффективные меры против них и продолжены работы по
доводке изделия. Ход установления причины аномального испы-
тания можно представить себе в следующем виде. Главное пра-
вило при анализе причин аномального испытания: в самом на-
чале поставить перед специалистами, расследующими причину,
задачу — определить индивидуальное отличие (конструктивное,
технологическое, отличие в изготовлении и т. д.) данного конкрет-
ного двигателя (или его элемента) от предшествующих, ранее ис-
пытанных двигателей (или его соответствующих элементов).
Затем изучаются материалы записей показаний датчиков, уста-
новленных при испытаниях, в том числе просматривается пленка
киносъемки; одновременно с этим изучается материальная часть,
сохранившаяся после аномального испытания (если было разру-
шение); определяется, если это возможно, место начала разру-
шения. Большое значение в этих случаях имеет также изучение
материальной, части, оставшейся после аномального испытания.
Иногда это может вполне достоверно указать на причину или
характер разрушения. Сопоставляя все имеющиеся материалы,
устанавливают наиболее вероятную причину, приведшую к ано-
мальному испытанию. Иногда их может быть несколько. На
рис. 12.4" представлены наиболее типичные осциллограммы ано-
мальных результатов испытаний с указанием их вероятных при-
чин.
Анализ и разработка мероприятий могут идти по одному из
двух путей.
Первый путь — последовательная проверка всех возможных
причин аномального испытания посредством поочередного исклю-
чения предполагаемых факторов. Этот путь интересен с точки зре-
ния накопления статистического опыта. Недостаток его — дли-
тельность и сложность обеспечения «чистого» эксперимента. Поэ-
тому метод используется в практике доводки относительно редко
и преимущественно в тех случаях, когда причин мало и они почти
очевидны. Следует помнить, что установленная и подтвержденная
303
причина не исключает возможности одновременного проведения
профилактических мер и по другим вероятным причинам.
Второй путь — введение мероприятий одновременно по всем
предполагаемым и понятным причинам аномального испытания.
Такой метод на практике используется гораздо чаще, поскольку
дает возможность наиболее быстро получить удовлетворительные
результаты испытания двигателя, хотя может быть и не установ-
лена конкретная причина аномального испытания.
Из анализа приведенной схемы видно, что от качества и до-
стоверности исходных данных, от правильности установления
причин аномальных испытаний существенно зависит рациональ-
ность затрат времени и материальных средств. Поэтому повтор-
ные (после аномальных) испытания требуют тщательной подго-
товки как при разработке программ и методик непосредственно
испытания, так и при оснащении испытания средствами измере-
ния и датчиками необходимой чувствительности и разрешающей
способности, а также средствами точной расшифровки записей.
Существенным фактором в ускорении получения результатов
испытаний является скорость обработки полученных замеров.
В настоящее время все шире применяется машинная обработка ре-
зультатов измерений в процессе испытаний с быстрой выдачей
результатов в виде таблиц и графиков, удобных для анализа.
12.2. РАСЧЕТ НАДЕЖНОСТИ РДТТ
Под надежностью понимают совокупность свойств дви-
гателя, обеспечивающих безотказность запуска, работоспособ-
ность в течение всего заданного времени, выполнение требований
по параметрам.
В узком смысле слова надежность понимается как безотказ-
ность работы двигателя.
Надежность является характеристикой качества двигателя.
Ее численная величина служит мерой уверенности в способности
двигателя сохранить свойство безотказности, присущее в сред-
нем всей совокупности двигателей, одинаковых по конструкции.
Состояние двигателя, противоположное надежному, т. е. не-
работоспособное состояние, принято называть отказом. В РДТТ
различают отказы конструкционные (отказы конструкции: разру-
шение, прогар, разъединение в местах крепления, заклинивание
подвижных элементов, например, в системе УВТ и т. д.) и отказы
параметрические — отклонение параметров двигателя (тяги, вре-
мени работы, суммарного импульса, бокового усилия и др.) за
допустимые пределы.
Надежность (конструкционная и параметрическая) заклады-
вается при проектировании РДТТ и обеспечивается в процессе
его изготовления и эксплуатации. Это не означает, что задачи
обеспечения надежности на этапе проектирования можно решить,,
например, простым увеличением механического запаса прочности
304
конструкции. Заданная надежность при проектировании РДТТ
обеспечивается разработкой совокупности мер, препятствующих
возникновению причин отказов. Так, например, известна одна
из возможных причин отказов — накапливаемые вследствие коле-
бания температуры в процессе хранения двигателя деформации и
напряжения в канале топливного заряда и в местах его скрепле-
ния, в ТЗП и др. Под «принятием совокупности мер», препят-
ствующих появлению отказов, понимают использование опыта и
результатов ранее проведенных или проведение вновь специаль-
ных испытаний и исследований по выбору материалов клеящих
слоев и ТЗП и конструктивных решений, устраняющих накапли-
вание напряжений и деформаций или сводящих их к минимуму
в пределах, допустимых для используемых материалов.
Аналогичен подход к принятию мер по устранению и других
выявленных причин отказов.
Однако разнообразие причин, приводящих к неудовлетвори-
тельной работе РДТТ, очень велико и подавляющее большинство
их предвидеть невозможно. Поэтому появление отказов носит
случайный характер. Предвидеть отказ в конкретном единичном
двигателе, а тем более определить его характер и момент насту-
пления в некоторых случаях не представляется возможным.
Вместе с тем, характеризуя совокупность однотипных двигателей
можно, например, основываясь на статистике результатов испыта-
ний, оценить в среднем вероятность перехода двигателя их рабо-
тоспособного состояния в состояние отказа (конструкционного
и параметрического) и гарантировать с некоторой вероятностью
безотказность двигателя в заданных условиях эксплуатации.
Иначе говоря, отказы относят к категории случайных событий,
а количественные характеристики надежности определяют как
ее роятностные.
Вероятность вводится в связи с необходимостью иметь пред-
ставление о надежности совокупности двигателей, основываясь
на ограниченном числе испытаний. Поясним это на примере. Пусть,
например, испытано 50 двигателей, два из которых имели отказы,
а 48 показали успешные результаты. В этом случае надежность
будет составлять 0,96. Эта оценка является точечной и предста-
вляет собой отношение успешных испытаний к общему их числу:
Р = 1 - —,
п ’
где т — число отказов; п — число испытанных двигателей.
Полученная точечная оценка была бы истинной надежностью,
если бы всего было 50 двигателей и все они были бы испытаны.
Но это нереальный случай. В действительности испытаниям под-
вергается только некоторая часть двигателей из общего объема
изготовленных. Это связано с тем, что РДТТ относятся к системам
одноразового срабатывания и в поставляемой партии никак не
могут быть непосредственно проверены на безотказность все дви-
20 Фахрутдинов Ф. X. ц др.	305
Таблица 12.1
Число отказов т	Объем выборки п	Точечная Оценка надежности Р	Нижняя (^н) и верхняя (^в) границы надежности			
			при доверительной вероятности 0,9 (риск ошибиться 0,1)		при доверительной вероятности 0,8 (риск ошибиться 0,2)	
			Рп	Рв	Рп	Рв
0	25	1	0,894	0,996	0,920	0,991
0	50	1	0,945	0,998	0,958	0,995
1	25	0,96	0,821	0,977	0,855	0,967
2	50	0,96	0,880	0,978	0,900	0,968
1	50	0,98	0,909	0,989	0,927	0,988
гатели. Иначе нечего будет поставлять. И если по результатам ис-
пытаний 50 двигателей требуется оценить надежность нескольких
сотен двигателей, то точечная оценка уже не является достаточно
показательной. Поскольку число отказов, определяемое опытным
путем, является случайной величиной и могло оказаться так,
ч^о при испытании указанных 50 двигателей безотказно сработали
бы все 50 или наблюдался бы только один отказ, то при этом ста-
новится очевидным, что точечная оценка надежности не может
быть распространена на всю совокупность сотен двигателей.
Истинное значение оцениваемой надежности может находиться
в пределах некоторого доверительного интервала, ограниченного,
соответственно, значениями нижней и верхней границы надеж-
ности, ширина которого (Рв — Рн) зависит от числа испытанных
двигателей (объема выборки) и выбранного уровня доверительной
вероятности. Иначе говоря, при ограниченном числе испытаний
можно лишь с некоторой доверительной вероятностью гарантиро-
вать пределы изменения этих характеристик надежности.
В табл. 12.1 приведены значения пределов надежности для не-
скольких случаев, в том числе и для описанного примера.
Из приведенных рассуждений можно сделать следующие вы-
воды: оценка надежности не может быть точнее, чем данные,
на которых она основывается; если двигатель в действительности
имеет низкую надежность, то никакая статистическая обработка
не изменит этого; технические возможности и качество конструк-
ции создают истинную величину надежности двигателя, а статисти-
ческие методы позволяют только оценить присущую ему характе-
ристику; наиболее достоверные данные о надежности дают огне-
вые испытания натурных двигателей.
Определение надежности изделия проводится на следующих
этапах разработки, производства и эксплуатации двигателя:
306
1)	разработки ТЗ на двигатель и эскизного проектирования
(далее условимся называть этот этап периодом проектирования);
2)	проведения наземных автономных испытаний двигателя
и летных испытаний двигателя в составе ракеты;
3)	завершения эксплуатационных испытаний;
4)	серийного производства.
Результаты расчетной оценки надежности сопоставляются
с заданными в ТЗ на каждом из этапов.
Определение надежности в период проектирования. На этапе
разработки ТЗ и эскизного проектирования, называемом перио-
дом проектирования, расчет надежности элементов РДТТ прово-
дится с целью обоснования выбора конструктивных и технологи-
ческих решений и проверки возможности выполнения требо-
ваний ТЗ по надежности двигателя и его элементов. Основные
особенности этапа проектирования с точки зрения методов оценки
надежности следующие:
отсутствие натурных испытаний или крайне ограниченный
их объем;
неполный объем информации о свойствах применяемых мате-
риалов в условиях работы данного двигателя;
отсутствие окончательно принятого конструктивного решения
отдельных узлов двигателя.
Основные задачи расчета надежности на этом этапе:
обоснование выбора оптимальных вариантов конструктивных
решений основных элементов двигателя;
уточнение расчетов конструкции двигателя с учетом разбро-
сов физико-механических характеристик конструктивных мате-
риалов;
уточнение выбираемых толщин ТЗП с учетом имеющихся опыт-
ных данных о разбросах значений их характеристик;
проверка возможности выполнения требований ТЗ по надеж-
ности изделия и его элементов;
разработка рекомендаций к технологическим мероприятиям,
необходимым для повышения стабильности характеристик мате-
риалов и прочностных характеристик;
обоснование объема информации (при наземных и летных ис-
пытаниях), необходимого для проверки принимаемых решений.
На этапе проектирования изделие условно разбивается, на-
пример, на следующие составляющие элементы: заряд, корпус,
днище и сопло двигателя.
Для любого элемента общим условием безотказной работы
является условие
«i = (х4 — yt) > О,
где Xi — предельно допустимое значение нагрузки данного эле-
мента («прочность»); t/i — действующее значение нагрузки этого
элемента («нагрузка»).
20*
307
Виды нагрузок: реакция опор, осевые усилия, внутреннее давле-
ние, температурные напряжения, деформации и т. д. Вероятность
безотказной работы любого элемента в общем виде:
Р = Р (иг > 0; и2 > 0; и3 > 0; ... ; ип > 0).
Исходными уравнениями для расчета являются аналитические-
зависимости, применяемые для определения нагрузки у и проч-
ности х:
х = f (Хх, Х2, Z3, ..., Aft);
У = ф (Zj, z2, z3, ..., zj),
где Л1; Х2, zx, z2, ... — аргументы функций, которые для рас-
чета конкретного узла будут своими. В задачу вероятностного
расчета для определения надежности входит определение мате-
матических ожиданий и среднеквадратичных отклонений проч-
ности х и нагрузки у. Для определения их нужно знать законы
распределения рассматриваемых параметров. Обычно применяют
нормальный закон распределения.
Одним из способов определения математических ожиданий
и среднеквадратичных отклонений является метод математического
моделирования. При использовании этого метода производятся
«математические пуски» для определения того или иного пара-
метра. При этом аргументы, входящие в формулу, принимают
в каждом пуске случайное значение в пределах их полей допусков.
Полученные значения искомых параметров и yt по большому
числу «математических пусков» обрабатываются статистически
для нахождения:
математического ожидания
п	п
среднеквадратичного отклонения
-1/ £[хг--£(Х)]2	S^-WH2
= г ~Г	-——1----------•
По полученным значениям Е (X), Е (У), стх, для данного
конкретного закона распределения определяют вероятности
Р = Р (иг > 0, и2 > 0, ..., ип >0).
Для снижения трудоемкости расчеты по методу математиче-
ского моделирования проводятся на ЭВМ.
Вероятность безотказной работы изделия в целом опреде-
ляется как произведение вероятностей безотказной работы каж-
дого элемента двигателя:
^ИЗД = PlР2^3 ... Рп.
308
Подтверждение начального уровня надежности на этапе отра-
ботки. Для допуска двигателей на наземные автономные или
летные испытания требуется подтвердить начальный уровень на-
дежности.
Начальный уровень надежности характеризует степень до-
веденности двигателя на определенном этапе. Для его подтвержде-
ния предусмотрено определенное число (и) испытаний двигате-
лей без единого отказа в компоновке поставки на наземные авто-
номные или летные испытания. Требования к начальному уровню
надежности оговариваются в общих программах наземной отра-
ботки двигателя. Начальный уровень надежности подсчиты-
вается по формуле
^нач — 1 7нач,
где <7нач — начальная вероятность отказа.
Оценка текущей надежности по натурным испытаниям. Для
определения достигнутого уровня надежности на любом этапе
отработки двигателя по натурным испытаниям находят верхнюю
и нижнюю границы надежности и ее точечную оценку, используя
биномиальное распределение отказов.
Верхняя граница надежности
T^max = 1	702-
Нижняя граница надежности
Р mm = 1	<7о1-
Точечная оценка надежности
Рт=1~—,
т	п ’
где п — число зачетных испытаний; т — число отказов при дан-
ном числе испытаний.
q01 и q02 находятся из соотношений:
m
V1	/1	\П—т
2j C„7oi (1 — <7oi)
m=0
Пример. Провели 50 испытаний, получили 20 отказов, 30 испытаний прошло
успешно. Определить Pnia.x, /’min. Рт для а = р = 0,1.
В результате расчета лолучено:
Ршах = 0,7; Р min = 0>5; Рт — 0,6.
На практике часто встречается случай, когда число отказов равно нулю, т. е.
т = 0.
Для точечной оценки надежности при .отсутствии отказов иногда приме-
няют зависимость:
т	2(п + 2)'
Контроль надежности в процессе серийного производства.
Контроль надежности изделия в процессе серийного производ-
ства с целью подтверждения требований ТЗ по надежности (вероят-
309
ности безотказной работы) производится в определенном порядке,
который исходит из того, что в условиях завода-изготовителя наи-
более достоверные данные о надежности изделия могут быть полу-
чены путем проверки требований технических условий (ТУ)
по результатам натурных испытаний. Привлекаются результаты
всех видов натурных испытаний двигателей: контрольно-выбороч-
ных (КВИ) на стенде и в процессе эксплуатации изделия. Суммар-
ное относительное количество двигателей, идущих на КВИ от
общего числа изготовленных (не считая забракованных), нахо-
дится на уровне, принятом в соответствующих нормах, завися-
щих от общего количества изготовленных двигателей. При этом
общий объем'изготовленных изделий исчисляется с начала поставок
на летные испытания.
Рассмотренный порядок контроля может быть также исполь-
зован для оценки надежности изделий в период заводских и госу-
дарственных испытаний.
Все натурные испытания подразделяются на зачетные, кото-
рые учитываются при оценке надежности, и незачетные, которые
не учитываются при оценке надежности.
Испытание считается зачетным, если изготовление, сборка
и само испытание проведены в соответствии с требованиями дей-
ствующей документации и на испытании замерены (или определены)
все необходимые параметры двигателя.
Зачетные испытания делятся на 2 группы:
успешные — т. е. такие, при которых состояние материальной
части и параметры удовлетворяют требованиям ТУ;
неуспешные — отказы, при которых или состояние материаль-
ной части, или хотя бы один из параметров не удовлетворяет
требованиям ТУ.
При оценке надежности учитываются только зачетные испы-
тания, как успешные, так и отказы (причем отказы, после кото-
рых проведены доработки всех ранее поставленных изделий, не
учитываются при оценке надежности). Если в результате отказа
нарушается требование ТЗ по надежности, то поставка изделия
прекращается и может быть возобновлена только на основании
согласованного решения заинтересованных предприятий и за-
казчика. При этом требование по надежности обеспечивается всей
действующей технической документацией, которая стала этало-
ном по результатам наземных автономных и летных испытаний,
что обеспечивается стабильностью технологии изготовления,
сборки, конструкции, свойств материалов.
Надежность изделия характеризуется вероятностью безотказ-
ной работы
/>тз = 1 — <70,
где Ртз — надежность (вероятность безотказной работы), за-
данная в ТЗ (например Арз 0,999); qn — вероятность (частота)
отказов.
310
Частота отказов по результатам испытаний определяется по фор-
муле
q0 = mln,
где т — число отказов; п — число зачетных испытаний.
Метод статистической проверки дает возможность построить
область допустимых значений частоты отказов qQ при испытаниях,
ограниченную величинами qn сверху и qQ2 снизу, предполагаю-
щую, что надежность изделия внутри указанной области соответ-
ствует значению Лгз-
Если частота отказов q0 лежит вне области допустимых значе-
ний, т. е. q0 < (/па или q0 > qn, то опытные данные противоречат
указанному предположению. При этом, если qQ < q02, то надеж-
ность изделия также соответствует ТЗ, если q0 > q0l, то надеж-
ность изделия ниже требуемой ТЗ.
Особенности оценки надежности крупногабаритного РДТТ на
этапе отработки. Крупногабаритные РДТТ имеют 2 особенности:
1. Ограниченное число испытаний, связанное с высокой стои-
мостью материалов и производства и одноразовостью испыта-
ния;
2. Несмотря на относительную простоту, крупногабарит-
ный РДТТ обычно имеет многоэлементную систему, конструктив-
ное изменение хотя бы одного элемента часто может повлечь за
собой соответствующее изменение в конструкции многих элемен-
тов остальной части системы, следовательно, в ходе отработки
постоянно вносятся конструктивные изменения в натурный дви-
гатель.
Из-за высокой стоимости возможно проведение исключительно
малого числа испытаний с целью подтверждения надежности.
Поэтому, чтобы обеспечить необходимый объем выборки (стати-
стики), требуется максимально использовать всю имеющуюся
информацию на всех этапах отработки, включая опытно-конструк-
торскую отработку. Причем, надежность оценивается только по
качественным признакам и для ее оценки и подтверждения ис-
пользуется биномиальное распределение, которое рассматривает
наличие только двух возможностей исхода испытания: либо ус-
пеха, либо отказа.
Все огневые испытания делятся на зачетные и незачетные.
Зачетные испытания учитываются при оценке надежности, неза-
четные — не учитываются.
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Основные характеристики некоторых управляемый баллистических ракет
Обозначение и страна	Геометрические размеры, м		Стар- товая масса, т	Макси- мальная даль- ность, км	Двигательная установка				Исполнительные органы системы управления
	длина	диа- метр			Обозначение	Тяга, кН	Вре- мя ра- боты, с	Топливо	
Боинг «Мннит-	18,2	1,83	34,5	Пер Более	вая ступень JV-120	910	60	Перхлорат	Четыре пово-
мен-3», США Мартин-Мар иет-	—21,6	2,4	—86,2	13 000 В то Tpet Более	(М-55Е) рая ступень SR-19-AJ-1 SR-73-MJ-i пья ступень РДТТ на тре	275 155 ,х ступ	37 59,6 енях	аммония + поли- бутадиен + акри- ловая кислота Перхлорат аммония 4~ поли- уретан	ротных сопла Впрыск жид- кости в закрити- ческую часть соп- ла То же Поворотные
та «М-Х», США				13 000					сопла
Продолжение прилож. 1
Обозначение и страна	Геометриче- ские размеры, м		Стар- товая масса, т	Макси- мальная даль- ность, км	Двигательная установка				Исполнительные органы системы управления
	длина	диа- метр			Обозначение	Тяга, кН	Вре- мя ра- боты, с	Топливо	
					Первая ступень				
Локхид «Пола- рис А-3», США	9,85	1,37	15,9	4 600		360	—	Перхлорат аммония+поли- уретан	Четыре пово- ротных сопла
Вторая ступень
						—	—	Перхлорат аммония-рнитро- глицерин-нитро- целлюлоза	Одно	сопло, впрыск фреона в закритическую часть сопла
Мартин-Мариет-  та «Перши иг-II», США	10,0	1,0	7200	—1 800	РДТТ на двух ступенях			СТТ с основой из полибутадиена с гидраксильной концевой группой	По тангажу и курсу — откло- няемые	сопла РДТТ	каждой ступени, по кре- ну — аэродина- мические поверх- ности
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
314
Основные характеристики некоторых противокорабельных и противолодочных ракет
Обозначение и страна	Геометри- ческие размеры, м		Стартовая масса, кг	Максималь- ная даль- ность, км	Двигательная установка				Исполни- тельные органы си- стемы управления
	дли- на	диа- метр			Импульс тяги, Н‘С	Тяга, кН	Время работы, с	Топливо	
Первая ступень РДТТ
«Экзосет» ММ.38, Франция	| 5,2	| 0,35	735 .	. 750	| —45	10,2-104	1 -	|	2,4	I Смесе- 1 вое	I Аэродина- | мические
						Вторая ступень РДТТ				
«Экзосет» ММ.40, Франция «Отомат», Итали я—Франция «Саброк» UUM-44A, США	• 5,8 4,6 6,25	0,35 0,46 0,53	825 ... 850 750 ... 770 1850		—70 55	0,306-10 Двигатель первой сту- пени идентичен РДТТ ракеты ММ.38 Двигатель второй сту- пени твердотопливный Два боковых РДТТ на первой ступени SNPE Вторая ступень: ТРД ШВ или ТРД ТР-281 РДТТ 260G	35 (каж- дого) 3,3 4,0	93 200 ... 220 4	Двух- основное Смесе- вое	То же » » Газодина- мические рули на четырех соплах
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
Основные характеристики некоторых управляемых ракет
для поражения бронетанковой техники
Обозначение, страна	Геометриче- ские размеры, м			Стартовая масса, кг	Скорость, м/с	Диапазон дальности, м		Время полета на максималь- ную дальность, с	1	Двигательная установка				Исполни- тельные органы системы управления
	длина	размах стабили- затора	диаметр						Характеристика	Тяга, Н	Время работы, с	Топливо	
«ХОТ», Фран- ция—ФРГ	1,3	0,31	0,14	22	240 ... 260	75 .	.. 4000	17,0	Двухрежим- ный РДТТ SNPE Первый режим Второй режим	240	0,9 17,4	—	Дефлек- торы на маршевом режиме
«Милан», Франция— ФРГ	0,75	0,27	0,12	6,7	200	25	.. 2000	12,5	Двухрежим- ный РДТТ SNPE Первый ре- жим—разгон до скорости 130 м/с Второй	ре- жим—достижение максимальной скорости 200 м/с	—	1,5 11	—	То же
TOW BGM-71, США	1,17	0,34	0,15	20,9	М — 1,05	65	.. 3750	15 на 3000 м	Двухрежим- ный РДТТ Первый режим К41	—-	0,05	—	Аэродина- мические поверх- ности
									Второй режим		1,5	—	
приложение 4 Основные характеристики некоторых управляемых ракет класса «воздух—поверхность»	Исполни- тельные органы системы управ- ления		S । ф	a , я» gs S	s s о 2 «	«	А	О s sc fSg £	s-s*
	Двигательная установка	ОЯИ1ШОХ	1	1	Illi
		Время работы, с	g 2	° О 2	§	S a °* о м K	~	2 м ~ s	И	S	И	•	о * “ S ; а" осч;сч-- o	о	I El®	u	2	H	2 f—.
		Тяга, Н	н	E a	„	c Г	S «	»s g	£	T r-f	Q- E-	3 >.,	1	1	.	Ю о r1 1	<	oo Q-	S 3	g a	£	<4 K(	1S	° ca
		Обозначение	_	®	И	зИ	и нз	3	gz	gz *7 .	Н -Ф	S	о СО о Н	О.<Л	S gU	Е1^	°	g.H 1 El	gf-	Зн и	{X	EjCu	Qu
	Даль- ность, км		S	00	о	о LO =	• 1 1 1	:	; о	О	О	о со	СЧ	lO	СО
	Скорость (число М)		со Ф	ю	LO	LO ё	Ту о	«	°	°	О из
	Стартовая масса, кг		2 g	VO 2	с? сч сч	<2	с> О	ca<?fc	.	g »	<§И ~	О	2 s <s	s
	Геометриче- ские размеры, м		3	«	Ci	Й	3 о	°	°	о	о
		XBMEBd	J	.СО	о	о 1	С5	О	—*	—
		BHHlftf	СО	LO	00	g	-Ф сч	сч
	Обозначение, страна	j		*<	й я	* R	ст>	« <	и	‘ s	3 «51Я	-2	~	50 Ст)	ю л	55	2? 2S *	Си	£ *	си и“ £	г2и <н (Л	»	м <	о	©
316
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных дви-
гателей/Под ред. В. П. Глушко. М.: Машиностроение, 1980. 553 с.
2.	Биргер И. А., Шорр Б. Ф., Иосилевич Г. Б. Расчет на прочность дета-
лей машин. М.: Машиностроение, 1979. 702 с.
3.	Вииицкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. М.: Машино-
строение, 1973. 348 с.
4.	Вопросы ракетной техники. № 9, 1964 г.
5.	Вспомогательные системы ракетно-космической техники/Под ред.
И. В. Тишунина. М.: Мир, 1970. 400 с.
6.	Гидравлические системы управления вектором тяги РДТТ//Вопросы
ракетной техники, 1966, № 2, с. 84—94, № 3, с. 83.
7.	Гиршфельд Д. Ж., Кертисс Ч., Берт Р. Молекулярная теория газов
и жидкостей. М.: ИЛ, 1961. 929 с.
8.	Голубев И. Ф. Вязкость газов и газовых смесей. М.: Физматгиз, 1959.
375 с.
9.	Горст А. Г. Пороха и взрывчатые вещества. М.: Машиностроение, 1972.
208 с.
10.	Грин, Манкуллоч. Управление вектором тяги путем, инжекции жидко-
сти//Ракетная техника и космонавтика, 1963, № 8, с. 189—190.
11.	Дюнзе М. Ф., Жимолохин В. Г. Ракетные двигатели твердого топлива
для космических систем. М.: Машиностроение, 1982. 160 с.
12.	Ерохин Б. Т., Липаиов А. М. Нестационарные и квазистационарные
режимы работы РДТТ. М.: Машиностроение, 1977. 200 с.
13.	Ерохин Б. Т. Теоретические основы проектирования РДТТ. М.: Ма-
шиностроение, 1982. 206 с.
14.	Зарубин В. С. Температурные поля в конструкции летательных аппара-
тов. М.: Машиностроение, 1966. 215 с.
15.	Карллсоу П., Егер Д. К- Теплопроводность твердых тел: Пер. с англ./
Под ред. проф. А. А. Померанцева. М.: Наука, 1964 . 467 с.
16.	Конструкция и отработка РДТТ/Под ред. А. М. Виницкого. М.: Маши-
ностроение, 1980 . 230 с.
17.	Космонавтика: Энциклопедия/Гл. ред. В. П. Глушко, М.: Сов. Энци-
клопедия, 1985. 528 с.
18.	Куров В. Д., Должанский Ю. М. Основы проектирования ракетных
нарядов. М.: Оборонгиз, 1961. 292 с.
19.	Николаев Ю. М., Соломонов Ю. С. Инженерное проектирование управ-
ляемых баллистических ракет с РДТТ. М.: Воениздат, 1979. 240 с.
20.	Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета. М.: Оборонгиз,.
1962 . 548 с.
21.	Образцов И. Ф., Васильев В. В., Бунаков В. А. Оптимальное армиро-
вание оболочек вращения из композиционных материалов. М.: Машинострое-
ние, 1977. 144 с.
22.	Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические и баллистические основы
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Машинострое-
ние, 1979. 392 с.
317
23.	Основы автоматического управления ракетными двигательными установ-
ками/Бабкин А. И., Белов С. В., Н. Б. Рутовский, Е. В. Соловьев. М.: Маши-
ностроение 1978. 328 с.
24.	Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей/Под ред.
В. М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1983. 703 с.
25.	Присияков В. Ф. Динамика ракетных двигателей твердого топлива.
М.: Машиностроение, 1984. 247 с.
26.	Разумеев В. Ф., Ковалев Б. К- Основы проектирования баллистиче-
ских ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976. 356 с.
27.	Силантьев А. И. Твердые ракетные топлива. М.: Воениздат, 1964. 80 с.
28.	Серебриков М. Е. Внутренняя баллистика артиллерийских орудий и
пороховых ракет. М.: Оборонгиз, 1962. 703 с.
29.	Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1981. № 21—22. 60 с.
30.	Фахрутдинов И. X. Ракетные двигатели твердого топлива. М.: Машино-
строение, 1981. 223 с.
31.	Цедеберг Н. Ф. Теплопроводность газов и жидкостей. М.: Госэнерго-
издат, 1963. 123 с.
32.	Шапиро Я. М., Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Теория ракетного дви-
гателя на твердом топливе. М.: Воениздат, 1966. 256 с.
33.	Шишков А. А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М.:
Машиностроение 1974. 156 с.
34.	Ясинский Ф. Г. Расчет прогрева трехслойной пластины. Авиационная
техника. Казань. Изв. вузов. 1962, № 2, с. 95—101.
35.	Aerospace Engineering. 1962, V. 21, N 5.
36.	AIAA Paper, 1976, N 604. p. 1—4.
37.	Barker W. N. A Practical build to Extedible Exit Cone (EEC) Selec-
tion and Design. AIAA Paper, 1980, N 1298, p. 1—8.
38.	Carey L., Ellis R. Extendible exit cone development for the C-4 third-
stage motor. Journal of Spacecraft, 1974, V. 11, N 9, p. 624—630.
39.	Donqui P. Solid-Propellant Rocket Motor Thrust Vector Control. The
Symposium of the British Interplanetary Society, London, 18—19 Apr., 1972—
IBIS, 1972, N 9.
40.	Hall R. J. Techrool Seal Movable Nozzle. SAE Preprint, 1973, N 73.
41.	Solid Rocket Motor for the Space Shuttle Booster. AIAA Paper N 75—1170.
42.	Space Shuttle SRM Ignition System. AIAA/SAE 14-th Joint Propulsion
Conference, N 78—987.
43.	Spaceflight, Jan, 1973, v. 15, N 1, p. 15—17.
44.	Specific Impulse Prediction of Solid-Propellant Motors/E. M. Landsbaum
and aus. — I. Spacecraft, 1980, v. 17, N 5, p. 400—406.
45.	Wolison M. R. et al. Agile Gimbal Nozzle Mechanics Investigation. AIAA
Paper N 73—1205.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
А
Автоматизированное рабочее место
276, 278
Алгоритм системы автоматизирован-
ного проектирования 277, 282
— блока оптимизации 277
— иерархичности 283
— модульности 283
— ступенчатости 283
— функциональной избыточности 283
Анизотропия ПО, 160
Аномальные испытания 303
Армированные пластмассы 161
Аэродинамический нагрев 196
Б
Баллиститный порох 35
Бандажи технологические 268
Бездымный пироксилиновый порох 18
Блок РДТТ сопловой 132, 299
Боропластик 90
Бронирующее покрытие 6, 42, 60
В
Вероятность безотказной работы 25,
310
— доверительная 25, 306
Вдув газа 217
Вкладыш сменный 6, 73
— термоэрозионностойкий 137, 141,
227
Включения в сварном шве 261
Внешнее запоминающее устройство
(ВЗУ) 278
Волокна борные 91
—	органические 93
—	рубленые 92
—	стеклянные 89
—	углеродные 90, 92
Вольфрам 88, 155, 159
Воспламенителя корпус 6, 7, 209
— состав 206
Воспламенитель пирогенный 213
Время выхода на режим 26
— задержки воспламенения 26, 204
----тяги (время загорания) 26
— работы на установившемся ре-
жиме 26
----РДТТ полное 25, 26
— момента отсчета 26
— спада 26
Выдвижные щитки 217
Г
Газовая постоянная 57
Газовые рули 215
Газодинамическое управление векто-
ром тяги (ГДУ) 239
---------- вдувом газа 239
---------- впрыском жидкости 239, 244
Гашение заряда 251
----вдувом порошка 251
----впрыском жидкости 250
---- сбросом давления 249
Герметизация двигателя 8
Гетерогенные топлива 35
Гомогенные (нитроцеллюлозные) топ-
лива 35
Горючее 37
— связующее 37, 181
Градиент температурной скорости го-
рения 70, 205
Графит пиролитический 155, 160
— силицированный 156, 160
Графопостроитель 276, 279
д
Давление 15, 26, 57, 62, 70, 82, 138,
208, 241, 301
— внешнее 80, 236
— внутреннее 26, 70, 78, 82, 138
— максимальное 71, 78, 138, 211
— среднее 54, 57
— на срезе сопла 164, 236
— отсечки подачи топлива 195
— полимеризации 195
Двигатель ракетный твердого топлива
(РДТТ) 4
319
----вспомогательный 15
----двухрежимиый 14, 28
----маршевый 10, 13
----многократного включения 251
----миогосопловый 28
---- мягкой посадки 5
----неснаряжеиный 6
----односопл овый 135
---- с вкладным зарядом 6
----с газовой связью 28
— — с газоводами 28
----стартовый 14
---- разделения 15
----управляющий 221
Держатель 7
Двухосновные топлива 35
Дефлектор 235
Дисперсность 38
Дисплей универсальный графический
(УГД) 279
Днище Бицено 105
— заднее 6, 8
— переднее 6, 8
— полусферическое 103, 287
— торосферическое 104, 287
— эллипсоидное 103, 287
Доводка опытного образца РДТТ 24,
275, 296
3
Зависимость изменения поверхности
горения 47
----------нейтральная 47
----------увеличивающаяся (про-
грессивная) 47
----------уменьшающаяся (дегрес-
сивная) 47
--------- — ступенчатая 47
Запас прочности 31, 122, 171
Запуск РДТТ 213
----многократный 251
Заряд линейный детонирующий 136,
214, 250
Заряд твердого ракетного топлива 6,
16, 42, 46
—--------вкладной 6
----------всестороннего горения	6, 8
----------звездообразный 58
----------канальный (трубчатый) 49
-------;--канально-щелевой 53
---------- комбинированный 60
----------многошашечный 50
----------моноблок у, g
----------с горением по внутренним
поверхностям 6
----------секционный 15, 252
----------скрепленный 6, 10
---------- телескопический 51
----------торцевой 59
Защитно-крепящий слой (ЗКС) 11,
320
44, 153, 203
Защита тепловая внутренняя 80, 150
----наружная 80, 153
И
Изготовление заряда из баллиститного
топлива 42
—-------смесевого топлива 43
Изотропный материал 182, 188
Импульс тяги полный (суммарный) 25,
30 , 62, 270
—	— удельный 12, 30, 33
Информативное обеспечение 281
Испытания аномальные 299
—	гидравлические 296
—	динамические 299
—	доводочные 24 , 297
—	зачетные 309, 310
—	летные 22, 297
—	наземные 297
—	незачетные 310
—	огневые стендовые 297, 298
—	пневматические 300
—	тепловые 298
— типовые 297
— транспортные 26, 212, 297
К
Камера сгорания РДТТ 6
Карданов подвес 216, 228, 230
Керамика 153
Клеевые соединения 128
Клиновое соединение 122
Коксовый слой 378
Колебания высокочастотные 80
— низкочастотные 80
Компенсация отверстий 105
Компенсатор 7
Композиционные материалы 89, 109,
265
Конденсированная фаза 83
Консольное крепление 9
Контактные зоны 200
Контроль ультразвуковой 45, 266
— рентгеновский 45
Концентрация напряжений 87, 187
Корпус воспламенителя замкнутый 209
---- перфорированный 209
----корзиночный 210
Корпус РДТТ прессованный 113
----кокон 11, 109, 288
----комбинированный 11, 112
----полукокон 11
----сварной 7, 259
----стеклопластиковый 288
----снаряженный 7
Коэффициент боковой силы 234
—	безопасности 185
—	восстановления температуры 167
— газодинамического качества 217, 222
— затухания напряжений 117
— использования материала 257, 262,
268
— материалоемкости 269
— массового совершенства РДТТ 10,
30, 33, 256, 269
— объемного заполнения 31
— ослабления излучения 173
— поглощения тепла 173
— Пуассона 98, 182, 184
— разброса скорости горения 70
— температуропроводности 39
— теплоотдачи 39, 164
— термического расширения 39, 91
— тяги 75, 134
— усиления 240
Критерий проф. Победоносцева Ю. А.
50, 52
Л
Лента перекрестная 157
— тканевая 157
Листы горячекатаные 256
Линии пределов 49
Лоде-Надаи параметр 186
Лучистый теплообмен 173
М
Масса топливного заряда 46, 50
—	остатков ТРТ 58
—	ракеты 219
Манжета компенсационная 12, 45
Материалы волокнистые композицион-
ные боропластики 90
— •----органопластики 91
•------ стеклопластики 92
-------углепластики 91
Матрица 109
Маты нетканые 92
Миогосопловый блок 138
Многозональная намотка^! 11
Модуль минутный 183
— ползучести 182
— податливости 182
— релаксационный 182
— стандартный 184
— упругости 182
Модифицированное топливо 38
Молибден 155, 158
Момент асимметрии 220
— демпфирующий 220
— дисбаланса 220
— инерционный 217, 221
— позиционный 220, 231
— сил упругого сопротивления 221
— трения 220
— шарнирный 217, 220
Н
Надежность 304
Нагрев кинетический 76, 80
Нагрузочная характеристика 220
Намотка армирующей оплетки 112
—	мокрая 109
—	непрерывная 93
—	окружная 106
— по геодезическим линиям 109
— продольно-поперечная (ППН) 107,.
111
— спирально-поперечная (СПН) 108,
212
—	«сухая» 92
—	тканевая 106
Напряженно-деформированное состоя-
ние (НДС) 180, 188, 199, 202
Напряжения изгибиые 99
—	контактные 180
—	меридиональные 103
—	окружные 99
—	нормальные 99
—	температурные 191
Насадок деформируемый 143
—	продольно-гофрированный 144
—	разворачивающийся 145
Непровар сварного шва 261
Нитраты целлюлозы 35
Нитрозольиое топливо 38
Нитроклетчатка 35
Нитроглицерин 35, 36
О
Обечайка 97, 257
Односопловый блок 135
Оболочка несущая 175
Образцы-свидетели 154
Окислитель 35, 37
Операционная система 280
Органы управления (ОУ) 215
•----инжекционные 239
•---- стабилизацией 215
Особые точки 49
Отказы конструкционные 304
— параметрические 304
Отклонения среднеквадратичные 308-
Отсечка тяги 10, 124 , 214 , 249
П
Параметры внутрибаллистические” 66,.
67
Перегрузка боковая 67, 80, 221
— осевая 67, 77, 80, 181, 221
Пироболт 215
Пирографит 156
Пиропатрон 6, 7, 209
Пластификатор 35, 36, 39
Пластмассы армированные 161
Плотность баллиститных порохов_ 33
•— смесевых топлив 33
Пневмоцилиндр 143
Повреждения 202
— диффузионные 300
321
Податливость 182
Подшипник жидкостный 228
— упругий 228
Позиционный момент 220
Покрытие теплозащитное (ТЗП) 9, 128,
150
— эрозионно-стойкое 154
Полуавтомат кодирования графиче-
ской информации (ПКГИ) 279
Предельные деформации 125 .
Проект технический 23, 274
— эскизный 31, 274
Проектирование соединений 114, 123
----клеевых 128
----фланцевых 115
Прочность 184
— при растяжении 40
----сжатии 40
----сдвиге 40
— предел 87, 91
— удельная 86, 91
Пряжа 92
Р
Разрушение адгезионное 130
— когезионное 130
Раскатка холодная 256
Рассекатель 7
Расход секундный 68
Расчетные зоны 186
Расчетный случай 76
Режим работы РДТТ установившийся
26
Решетка сопловая 7
Резбьа ленточная 123
Рули аэродинамические 234
— газовые 233
— кольцевые 235
— секторные 235
С
Сварка аргоновая 258
— аргонно-гелиевая 258
— дуговая под слоем флюса 258
— лазерная 256, 258
— электронно-лучевая 256, 258
Сварные соединения 126
Свод заряда 46, 50
Свойства механические 41
Связующие 37, 89, 109
Система автоматического проектиро-
вания (САПР) 276
— стабилизации 216
Скорость горения заряда ТРТ 33, 71
---- внутри партии 70
----между партиями 70
------ средняя 46
---- регулирование 248
----чувствительность 248
Смола кремнийорганическая 153, 157
—	модифицированная 157
—	полиамидная 95
— фенольно-формальдегидная 152
— фенольная 145, 151, 153, 157
— эпоксидная 151, 153, 157
Соединения клеевые 128
—	клиновые 122
—	неразъемные 126
—	резьбовые 123
—	сварные 126
—	фланцевые 124
— шпоночные 122
— штифто-болтовые (ШБС) 121, 124
— штифто-ленточные (ШЛС) 122
Сопло РДТТ
----вращающееся управляющее
(ВУС) 227
— — коническое 132, 133
---- круглое 132
---- комбинированное 146
— — кольцевое 141, 291
---- лепестковое 145
---- надувное 146
----поворотное (ПУС) 221, 291
---- противотяги 12, 249
---- разрезное 230
----раздвижное 142
----саморегулирующееся 141
----с косым срезом 231
----	стационарное 132
----	тарельчатое 141
— —	уголковое 227
----управляющее 227
----	утопленное 137, 288, 290
----штыревое 141
Сопловая решетка 7
Сопловой блок 132
---- изменяемой геометрии 141
---- односопловый 135
----многосоиловый 138
Спиральный шов 97, 257
Стали высокопрочные 87, 260, 288
— высокоуглеродистые 87, 260
—	коррозионно-стойкие 87
—	средиелегированные 87
—	мартенситно-стареющие 87, 260
Статическая устойчивость 91
Стабилизация угловая 273
Стандартизация 273
Стеклотекстолиты 151
Степень расширения 142
— черноты газовой фазы 173
---- продуктов сгорания 173
----стенки 173
Схема структурная САПР 277
Т
Такелажный рым-болт 7
Тантал 159
Температура заполиеиия 195
322
— отверждения ПО
— полимеризации 195
— продуктов сгорания 64, 147
— равновесная 191, 192
—	стеклования 41
Тепловой поток 162
Теплообмен излучением 163
—	конвективный 163
Теплоотдача 163
Теплозащитные материалы (ТЗМ) 147,
175, 177
Техническое задание (ТЗ) 21, 22
Технологичность конструкции 254, 265
Титана сплав 288
Топлива гетерогенные 35
—	гомогенные 35
— смесевые 12, 35, 36
—	нитроцеллюлозные 35
—	унитарные 36
Топливные шашки 43, 50
Транслятор 280
Тяга РДТТ 25, 57, 68, 75, 217
Тяговые характеристики 241
У
Удельная жесткость 86, 90, 93, 94
— прочность 93, 94
Угол крена 221
— тангажа 221
— рыскания 221
Углерод-углеродные композиции 91,
156
Узел отсечкн тяги (УОТ) 10, 124,
214
Унификация 273
Уплотнение соединений 125
Управление вектором тяги (УВТ) 215
-------по направлению 215
-------по значению 247
Упругий подшипник 228
Управляющая сила 219
— программа 277
Уровень языка нулевой 280
----первый 280
Установка двигательная ракетная твер-
дого топлива (ДУ РДТТ) 5
Устойчивость при действии осевых,
сил 100
------- избыточного давления 100
—------кручения 101
Устройства с несимметричным исте-
чением газа 231
Ф
Физическая нестабильность 40
Фланцевые соединения 115
Фланцы переходные 107
Фотокамера дисплея (ФК) 279
Фотосчитывающее устройство (ФСУ)'
279
X
Характеристика нагрузочная 220
Химическая стабильность топлива 40
Ч
Чертежно-графический автомат (ЧГА>
279
Э
Электродетоиатор 215
Эквивалентные напряжения 99
Эрозионно-стойкие покрытия 154
Эффективность органа управления
РДТТ 217
Ш
Шарнирный момент 217
Шпоночное соединение 122
Штифто-болтовое соединение (ШБС)-
121, 124
Штифто-ленточное соединение (ШЛС>
122
Щ
Щитки выдвижные 236
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие......................................................
Глава 1. Основные сведения о РДТТ ...............................
1.1.	Особенности ракетных двигателей твердого топлива . .
1.2.	Из истории развития РДТТ .......................
1.3.	Классификация РДТТ..............................
1.4.	Этапы и организация разработки РДТТ.............
1.5.	Техническое задание на разработку РДТТ .........
1.6.	Схемы размещения двигательной установки на ракете
и конструктивные схемы РДТТ..........................
1.7.	Взаимосвязь характеристик ракеты и РДТТ.........
1.8.	Тенденции развития РДТТ.........................
Глава 2. Топливные заряды РДТТ...................................
2.1.	Сведения о твердых ракетных топливах.............
2.2.	Некоторые сведения о технологии изготовления топ-
ливных зарядов .......................................
2.3.	Конструкция и расчет заряда......................
2.4.	Бронирующие покрытия ............................
Глава 3. Расчет основных параметров РДТТ.........................
3.1.	Выбор рабочего давления в камере сгорания ....
3.2.	Расчет внутрибаллистических характеристик РДТТ . .
3.3.	Нагрузки, действующие на РДТТ...................
3.4.	Разработка исходной конструктивной схемы РДТТ . .
Глава 4. Выбор конструкционных материалов для несущих конструк-
ций .............................................................
4.1. Металлы и их характеристики ....................
4.2. Волокнистые композиционные материалы............
Глава 5. Расчет и проектирование элементов конструкций РДТТ . .
5.1.	Расчет и проектирование металлических элементов
конструкций . . '....................................
5.2.	Компенсация отверстий...........................
5.3.	Расчет, проектирование и технология изготовления
элементов конструкций из волокнистых композицион-
ных материалов ......................................
5.4.	Расчет и проектирование соединений .............
Глава 6. Сопловые блоки РДТТ.....................................
6.1.	Построение профиля сопла........................
6.2.	Конструкция односопловых блоков.................
6.3.	Многосопловые блоки ............................
6.4.	Кольцевые сопла...............................’
6.5.	Сопловые блоки изменяемой геометрии с высокой сте-
(	пенью расширения................................
Глава 7. Тепловая защита РДТТ....................................
7.1.	Особенности условий работы и методы оценки тепло-
защитных материалов ............................
7.2.	Теплозащитные и эрозионно стойкие материалы . . .
7.3.	Температурное состояние конструкций РДТТ ....
Глава 8. Расчет иа прочность твердотопливных зарядов ............
8.1. Определение контактной прочности вкладного заряда
8.2. Расчет на прочность скрепленного заряда.........
Глава 9. Проектирование специальных элементов конструкции дви-
гателя ..........................................................
9.1.	Проектирование воспламенителя ..................
9.2.	Линейные детонирующие заряды ...................
9.3.	Управление вектором тяги........................
3
4
4
17
19
19
24
26
30
32
35
35
42
46
60
62
62
66
76
84
86
86
89
97
97
105
Г’л’а в а Ю. Технологичность конструкции РДТТ....................... 254
10.1.	Особенности применения конструкционных материалов 254
10.2.	Особенности изготовления цилиндрических и слабо-
конических металлических корпусов РДТТ.................. 256
10.3.	Сварка обечаек корпуса............................ 257
10.4.	Технологичность механически обрабатываемых деталей 262
10.5.	Металлоемкость и коэффициент использования мате-
риалов ................................................. 262
10.6.	Технологичность неметаллических конструкций . . .	265
10.7.	Рекомендации конструктору корпуса РДТТ по обес-
печению технологичности при изготовлении топливного
заряда.................................................. 267
10.8.	Коэффициент материалоемкости и совершенство кон-
струкции ............................................... 268
10.9.	Предпосылки	к снижению затрат при проектировании	273
Глава 11. Особенности системы автоматизированного проектиро-
вания РДТТ ........................................................ 276
11.1.	Автоматизированное рабочее место конструктора . .	276
11.2.	Требования к алгоритмам САПР...................... 282
11.3.	Методические	основы проектирования РДТТ ....	284
11.4.	Практические	рекомендации конструктору .....	286
Глава 12. Опытная доводка и надежность РДТТ......................... 296
12.1	. Доводка опытного образца РДТТ.................... 296
12.2	. Расчет надежности РДТТ.......................... 304
Приложения. 1. Основные характеристики некоторых управляемых бал-
листических ракет .................................................. 312
2.	Основные характеристики некоторых противокорабель-
ных и противолодочных ракет............................ 314
3.	Основные характеристики некоторых управляемых ра-
кет для	поражения	бронетанковой техники............ 315
4.	Основные характеристики некоторых управляемых ра-
кет класса	«воздух—поверхность»........................ 316
Список литературы................................................... 317
Предметный	указатель	............................................ 319
106
114
132
132
135
138
141
141
147
147
149
162
180
180
181
204
204
214
215
324