Q>7G
ББК ЗУТЬ2
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 машиностроительных вузов. —
М.: Машиностроение, 1987. — 328 с: ил.
(В пер.): 1 р. 10 к.
Рассмотрена конструкция и даны основы проектирования ракетных
двигателей твердого топлива (РДТТ) различного назначения. Приведены методы
расчета на прочность отдельных элементов РДТТ. Изложение материала
соответствует этапам разработки РДТТ: формирование задания, расчет параметров,
выбор конструктивной схемы, материалов, разработка конструкции, расчет иа
прочность и т. д.
ф 3607000000-142 1Д9.К7 ББК 39-62
038(01)-87
Издательство «Машиностроение» 1987
Центральна ГорвДШ!
Пубя*.на ч л-6Л*0?erff
ИМ, К А НН К»АГПРА
7Я31Э0-3
ПРЕДИСЛОВИЕ
Книга представляет собой учебник по ракетным
двигателям твердого топлива. Методическое построение излагаемого
в учебнике материала соответствует программе курса и охватывает
комплекс взаимосвязанных вопросов разработки двигателей
летательных аппаратов (ЛА).
В учебнике изложены принципы проектирования двигателя,
приведены методики для проведения оперативных инженерных
расчетов, 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
снижения затрат на отработку и проектирование двигателей.
Учитывая все возрастающие требования по повышению
совершенства двигателей и ускорению темпов их создания, авторы
стремились довести теоретические разработки до
алгоритмизированных инженерных методик, удобных для программирования на
ЭВМ. В связи с этим учебник содержит отдельную главу, в
которой рассмотрены особенности системы автоматизированного
проектирования (САПР) РДТТ.
Главы 4, 5, 7, 8, 10, 11, 12 и разделы 1.8, 9.3.6
написаны 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.
Шишкову за ценные замечания, сделанные при рецензировании
рукописи.
1*

ГЛАВА 1
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О РДТТ
I.I. 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
разрабатываемых ракег оснащаются двигателями твердого топлива. Этому
способствуют такие основные достоинства их, как высокая
надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию.
Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом
существенных недостатков: зависимостью скорости горения
твердого ракетного топлива (ТРТ) от начальной температуры
топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса
ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.
РДТТ применяются во всех классах современных ракет
военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используют в
народно-хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения
скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и т. д.
Разнообразие областей применения и выполняемых задач
способствовало 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.
Например, 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
габаритов, которые являются наиболее многочисленными и
разнообразными.
По выполняемым функциям все ракетные двигатели можно
разделить на три группы:
двигатели, создающие тягу, необходимую для перемещения
аппарата;
двигатели, создающие управляющие усилия и моменты;
двигатели для экспериментальных и технологических целей.
4
Рис. 1.1. РДТТ сигнальной ракеты Рис. 1.2. Момент осмотра канала
диаметром 26 мм заряда двигателя диаметром 4 м
Первая группа двигателей выполняет основную функцию —
обеспечение взлета и ускорения перемещающегося аппарата на
активном участке. К этой группе относятся все стартовые и
маршевые РДТТ.
Вторая группа двигателей выполняет вспомогательные
функции. 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
ступеней ракеты, перевода космического ЛА с одной орбиты'на другую
или осуществления «мягкой» посадки.
Третья группа двигателей предназначена для проведения
различного рода испытаний и отработки как перемещающегося аппа*
рата в целом, так и его отдельных элементов. Например, сюда
можно отнести двигатели, предназначенные: для разгона
аэродинамических тележек, проведения исследований стойкости
конструкционных материалов в потоке горячих газов с различным
содержанием 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
органов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов
отсечки тяги, узлов аварийного выключения.
Если один или несколько РДТТ скомпонованы вместе с
рулевыми приводами, источниками питания и вспомогательными
устройствами, то такой агрегат называется ракетной двигательной
установкой твердого топлива (ДУ РДТТ).
Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас
топлива одной ступени располагается в камере сгорания двига-
5

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
энергии 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
бронирующего 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
образующихся 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
двигателя состоит в том, что горение заряда происходит по всем
поверхностям (наружной, внутренней и торцевым). При этом горячие
газы омывают внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания.
Неснаряженный двигатель — двигатель без заряда,
воспламенителя 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
установкой и других элементов. Под другими элементами
подразумеваются приварные детали для крепления аэродинамических
плоскостей (если они крепятся .к корпусу двигателя), силовые шпангоуты
или упоры для крепления исполнительных органов системы
управления, опорные поверхности для установки гаргрота, резьбовые
гнезда для такелажных рым-болтов.
Если двигатель снаряжается топливным зарядом —
моноблоком, то корпус должен иметь разъем по максимальному
внутреннему диаметру для установки заряда в камере сгорания. Если же
заряд состоит из нескольких однотипных элементов, то в этом
случае разъем по максимальному диаметру делать не обязательно.
Снаряжение можно производить через люк в переднем днище,
который затем закрывается передней крышкой (см. рис. 1.3).
В двигателях с зарядом всестороннего горения сопло часто
выполняется с коническим раструбом. Если по условиям
эксплуатации 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
расположению воспламенителя. В этом случае газы, образовавшиеся
при горении воспламенителя, движутся к соплу вдоль всей
поверхности заряда, создавая наилучшие условия для воспламенения.
Корпус воспламенителя изготавливается из тонколистового
материала (чаще всего из алюминиевого листа толщиной 0,3 мм),
который после снаряжения устанавливается в держатель. Держатель
предохраняет тонкостенный корпус от механических
повреждений. Держатель иногда снабжается рассекателем, который
предназначен для лучшего распределения газов в объеме камеры
сгорания. Торцевая поверхность держателя может одновременно
выполнять функцию упора для фиксации заряда от продольных
перемещений. При переднем расположении воспламенителя все
перечисленные детали устройства крепятся на передней крышке.
В крышке имеются гнезда с резьбой для установки инициирующих
элементов — пиропатронов. Топливный заряд размещается в
камере сгорания на опорных поверхностях между сопловой решеткой
и передним упором.
В процессе эксплуатации РДТТ происходит изменение
температуры окружающей среды, что приводит к изменению
температуры и размеров заряда. Учитывая, что коэффициент линейного
расширения заряда примерно на порядок больше, чем у
металлического или стеклопластикового корпуса, необходимо оставлять
7

Рис. 1.4. РДТТ с вкладным зарядом, горящим по внутренней поверхности:
/ — воспламеннтельное устройство; 2 — переднее дннще; 3 — заряд твердого топлива;
4 — корпус; 5 — заднее дннще; 6 — раструб сопла; 7 — компенсатор; 8 —
бронирующее покрытие; 9 — ТЗП; 10 —[задний упор; // — фланцевое соединение
гарантированный зазор между опорами и зарядом. Наличие
зазора с точки зрения эксплуатации не всегда приемлемо, поэтому
часто устанавливают специальные компенсирующие устройства,
которые удерживают заряд от перемещений в продольном
направлении, 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
легированных, комплексно-легированных или мартенситно-стареющнх
сталей. В условиях массового производства корпуса могут
изготавливаться из пресс-материала, особенно для двигателей небольшого
калибра.
Двигатели с вкладным зарядом всестороннего горения
применяются в тех случаях, когда необходимо получить большое
значение тяги за короткий промежуток времени. Их используют в
одноступенчатых управляемых и неуправляемых ракетах, на первых
ступенях многоступенчатых ракет (стартовые ускорители), в
качестве 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,
обладают 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:
/ — дннще; 2 — ТЗП; 3 — тарель; 4 — кольцо уплотннтельное; 5 — гайка; 6 — топ»
ливный заряд; 7 — бронирующее покрытие; S — головка вннта
следнее требует увеличения толщин стенки двигателя или
теплозащитных покрытий.
Двигатель с вкладным зарядом, горящим по внутренним
поверхностям (рис. 1.4), имеет следующую особенность: горение заряда
происходит по каналу заряда и горячие газы не имеют
непосредственного контакта со стенками камеры сгорания. Это дает
возможность уменьшить толщину стенки, а следовательно, сократить
массу двигателя и увеличить время его работы. Увеличение
времени происходит вследствие горения заряда только в радиальном
направлении изнутри к периферии. Корпус двигателя
изготавливается металлическим с разъемом по максимальному внутреннему
размеру. На внутреннюю поверхность камеры сгорания наносится
теплозащитное покрытие (ТЗП). Оформление соплового блока и
воспламенительного устройства аналогично предыдущей
конструкции. Заряд — моноблочный с забронированной наружной
поверхностью, 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
резины. Для возможности проникновения газов в зазор между
корпусом и зарядом делаются прорези в резиновом кольце
компенсатора. 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
достаточно одного упора, однако конструкция заряда и двигателя
значительна усложняется.
Если применяется заряд с торцевым горением, то крепление
заряда производится за тарель, соединенную с торцем заряда
9

Рис. 1.6. РДТТ со скрепленным зарядом:
/— воспламенительиое устройство; 2 — сопла противотяги; 3 — корпус; 4 — ТЗП;
5— защитно-крепящий слой; 6 — заряд твердого топлива; 7 — утопленная часть
сопла; 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
маршевых 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.
Технология изготовления такого заряда отличается от ранее
рассмотренных тем, что жидковязкая топливная масса заливается в
подготовленный корпус двигателя. После полимеризации заряд
скрепляется 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 лучшим 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
шетки, упора, центрирующих устройств, компенсатора),
применением 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
цилиндрической 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
шпонки или другого вида соединения. В некоторых случаях корпус
может быть изготовлен более технологичным способом —
штамповкой с глубокой вытяжкой.
Комбинированный корпус выполняется металлическим или из
разнородных материалов. В первом случае тонкостенная обечайка,
сваренная с днищами, усиливается в окружном направлении
намоткой 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
герметичностью.
Корпуса типа кокона и полукокона изготавливаются методом
намотки стекло- или органоволокна, пропитанных связующим,
на оправку. После полимеризации смолы оправка удаляется.
Полученная таким способом оболочка обладает высокой прочностью
благодаря ориентированному расположению волокон в
направлении 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
наклеивается антидиффузионный слой и (или) наносится резиноподоб-
ный материал — защитно-крепящий слой (ЗКС), который
одновременно выполняет функцию скрепления заряда со стенками
корпуса.
Двигатели со скрепленным зарядом применяются для
маршевых 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,
герметизирующих элементов, заряда.
11

В случае применения корпуса типа кокона в оболочке
предусматриваются металлические фланцы, вмонтированные при
изготовлении кокона. Фланцы необходимы для крепления сопла,
установки 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
материалов (подробнее см. разд. 6.2).
Воспламенительное устройство не отличается от ранее
рассмотренного, может снабжаться предохранительными элементами
. для исключения случайного запуска двигателя, например, от
появления токов наведения в цепи пиропатронов.
Сопла противотяги вскрываются после подачи электрического
сигнала на срабатывание. Сигнал подается от программного
механизма 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
двигателе сопл. Суммарная площадь критического сечения сопл
противотяги должна быть равна или больше площади критического
сечения основного сопла. При вскрытии сопл противотяги
происходит резкое падение давления в камере сгорания, что приводит
к затуханию заряда. Если площадь основного сопла и сопл
противотяги равны, то происходит уравновешивание тяги и
противотяги. Если же площадь сопл противотяги несколько больше
площади 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
манжет, 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
параметры. Это поможет конструктору более правильно оценить уровень
совершенства вновь разрабатываемого двигателя. С этой целью приведем сведения о
некоторых 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
баллистическая ракета (МБР), запускается из шахты. Корпус двигателя первой
ступени выполнен из стали и имеет четыре поворотных сопла. Корпус второй
ступени изготовлен из титанового сплава и имеет одно фиксированное сопло.
Управление вектором тяги производится впрыском фреона в закритическую часть
сопла. Корпус третьей ступени изготовлен из стеклопластика, имеет одно
частично 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
разведения 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
двигателей изготовлены из стеклопластика «Спираллой». Первая ступень имеет
четыре поворотных сопла, газодинамическое управление второй ступени
осуществляется впрыском фреона в сверхзвуковую часть сопла.
«Першинг-П» MGM-31 — двухступенчатая тактическая баллистическая
ракета с двигателями на твердом топливе.
Корпуса двигателей на обеих ступенях выполнены из композиционного
материала КЕВЛАР. Из этого же материала изготовлены задние юбки
двигателей. Заряд изготовлен из смесевого топлива с основой из полибутадиена с ги-
драксильной концевой группой.
Управление на обеих ступенях комбинированное: аэродинамическое и
газодинамическое. На первой ступени установлено отклоняемое сопло с гибким
кремнийорганическим уплотнением, графитовой вставкой в критическом
сечении и расширяющимся раструбом из углеродистого фенопласта.
Сопло позволяет управлять тангажом и курсом. Аэродинамические
поверхности (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
противолодочных ракетах.
«Экзосет» М.38 (AM.39) SM.39/MM.40 — семейство французских
противокорабельных ракет. Ракета М.38 — класса поверхность—новерхность, ракета
AM.39 — класса воздух—поверхность. Эти варианты имеют стартовый
двигатель 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 (»300м)
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
через 1 с включается РДТТ. Затем, после совершения маневра, ракета выходит
из-под воды и продолжает движение по воздушной траектории. После
достижения определенной скорости и высоты РДТТ отделяется от боевой части,
которая 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 (BKQ 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; // — 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 н наземных транспортных средств, обладает большим
радиусом действия. Двигатель имеет два режима работы. Пуск производится из трубы
с помощью дополнительного газогенератора, обеспечивающего скорость на
выходе 75 м/с. Тяга газогенератора равна 5-10* Н, время работы 0,01 с.
«Милан» — легкая ракета средней дальности совместной разработки
Франции и ФРГ. Ракета размещается в транспортно-пусковом стеклотекстолитовом
контейнере, кроме того оснащена оборудованием для пуска с прицелом и
блоком 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
режима работы. На стартовом режиме время работы составляет 0,05 с; на
маршевом — 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
модифицированным топливом (полибутадиен с гндроксильной 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
одного двигателя 2,75-10* Н. В начальный момент два двигателя создают
ускорение 9,2 g. Маршевый двигатель имеет заряд из двухосновного топлива с
горением по торцу. Время работы 100 с, тяга ж0,285-104 Н. Двигатель
поддерживает 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
создавалась на базе отработанных стартовых ступеней SL-1, SL-2, SL-3 н нуле-
14
Рис. 1.8. Схема^членения корпуса РДТТ «Спейс Шаттл»:
/ — 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
двигателя является многократное его использование (до 20 раз) с реставрацией после
каждого пуска.
Первая ступень ВКС состоит из двух РДТТ, расположенных по обе
стороны внешнего бака для топливных компонентов жидкостной двигательной
установки второй ступени (рис. 1.7). Оба РДТТ идентичны и различаются лишь
системой крепления с баком (справа и слева). Каждый имеет восемь
вспомогательных 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
опускаются на парашютах в океан. Затем корабли службы спасения подбирают
парашюты, 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- 10е Н-с,
удельный 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:
верхнюю, две средние и нижнюю (это необходимо для удобства снаряжения и
транспортирования). Секции соединяются между собой с помощью стыкового узла
типа серьги (см. рис. 1.8, поз. 2) при помощи штифтов диаметром 25,4 мм. На
каждый стык расходуется 180 штифтов. Снаряженные сборки в дальнейшем
стыкуются аналогично. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено
теплозащитное покрытие (ТЗП). РДТТ снабжается поворотным соплом с гибким
шарниром, 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,
алюминиевый 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 °С, а детали из алюминиевого
сплава— выше 120 °С.
15

R,MH
О 20 W ВО 80 100 ПО t,c
Рис, 1.9. Изменение тяги во вРемени
Поворотная часть сопла —
профилирована, имеет отношениеdafdK= 7,16
(д!кж1380 мм, й!аж3710 мм, / =
= 3,66 м, полная длина сопла 4,26 м,
масса сопла 10 250 кг). Гибкий
подшипник состоит из 10 стальных
прокладок, 11 слоев эластомера и двух
кольцевых элементов, замыкающих
конструкцию. Шарнир защищается от
действия горячих газов
теплозащитным кожухом из каучука с кварцевым
наполнителем. Для уменьшения
нагрузки в момент приводнения двигателя
сопловой насадок отделяется при
помощи шнурового детрнтирующего
заряда.
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
таким, чтобы обеспечить совместимость с топливом: изготовляются из
каучукового 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
звездообразной части обеспечивает получение высокого уровня тяги до 18-й секунды
работы двигателя. В интервале между 18 и 52 секундами происходит спад тяги
Рис. 1.10. Конструкция и
16
размеры топливного заряда РДТТ «Спейс Ш,
аттл»
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. Однако увеличение тяги ограничено величиной максимальных
перегрузок, 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
устройство (ПВУ), малое и главное пиротехнические устройства. ПВУ
предотвращает 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
представляет 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
заряда 0,68 кг. Главное пиротехническое зажигательное устройство по
конструкции 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
применяются 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
изобретением 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)
предложил и внедрил в производство более совершенные боевые ракеты,
которые по своим параметрам превосходили аналогичные образцы
западных стран. Другим выдающимся русским ученым и
изобретателем был генерал К- И. Константинов (1818—1871). Он провел
глубокие исследования по внутренней и внешней баллистике
пороховых ракет. На основании полученных результатов им были
разработаны новые боевые ракеты, пусковые установки к ним и
технология массового безопасного производства двигателей на
дымном порохе.
В 80-е годы прошлого столетия произошли качественные
изменения артиллерийских систем, связанные с появлением более ка-
2 Фахрутдинов И. X. и др.
17

лорийного (по сравнению с дымным порохом) бездымного
пироксилинового 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
фундаментальную теоретическую базу ракетной техники. Среди
основоположников ракетной техники выдающуюся роль сыграл
К. Э. Циолковский (1857—1935). Он впервые обосновал
возможность полета в безвоздушном пространстве с помощью ракетного
двигателя, провел целый ряд теоретических исследований и
предложил 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
двигателя. 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
экспертиз, 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
использовать прессованные шашки из пироксилинового пороха для
снаряжения ракеты собственной конструкции.
После Октябрьской революции работы над созданием
пороховых ракет продолжались. В трудные для Советской республики
годы были изысканы возможности для создания «Лаборатории для
разработки изобретений Тихомирова Н. И.». Так первоначально
называлась 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.
Тихомиров в 1924 г. разработал и получил ракетные бездымные
пороха на нелетучем растворителе. Проведенные испытания
показали значительное увеличение дальности полета (примерно в 10
раз) ракет по сравнению со штатными на дымном порохе.
После этого лаборатория была укреплена кадрами и
значительно расширена. В 1925 г. лаборатория перебазировалась в
Ленинград, где проводились основные работы и испытания. В"1928 г.
ее переименовали в Газодинамическую лабораторию (ГДЛ).
Помимо работ над пороховыми ракетами, в ГДЛ исследовались и
разрабатывались конструкции электрических и жидкостных
ракетных 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
проводились 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
автомобиля высокой проходимости. Во время Великой Отечественной
войны народ ласково назвал эти установки «Катюшами». 14 июля
1941 г. батарея реактивных установок под командованием
капитана И. А. Флерова произвела первый залп по скоплению немецко-
фашистких войск на железнодорожном узле Орша, после чего
началось широкое применение этого эффективного оружия на всех
фронтах.
После окончания второй мировой войны были разработаны
твердотопливные ракеты для исследования верхних слоев атмосферы
Земли, ракеты для борьбы с градом, устройства с РДТТ для
бурения скважин в земле, системы аварийного спасения экипажа
космонавтов и т. д.
В послевоенный период ракеты с' РДТТ получили 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
классификация по назначению лишь односторонне характеризует
разновидности двигателей. В ней не отражены конструктивные
особенности, условия аксплуатации, параметры, т. е. те вопросы,
которые в первую очередь интересуют конструктора. Поэтому
на рис. 1.11 приведена классификация РДТТ, наиболее
приемлемая 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
разработки 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
самостоятельно разрабатываемое изделие. Предварительные характеристики,
2*
19

ogadam (oson
-ээнпшэнпю ог\\
-оюэлптн/jgodco
fidauiiwaox оц
uogadaoH
нпюэнш/яп'п j
uogadinn
HiQQoendoHgo j
UDnefidzDH una
■lahmnxaH иянно.
-nhDUJDnUUj)i£ OU I
впнодоечиои
-7/7 П H/lH3H0dx
. Лноеоиопр Лион
yd/twndiuuauj о и
/vgjdJ ngtnm
ожАймо d/iu/Ddau
\-tV3U/y/WW3U/Dn
■ndiuo n х/яняиэш
-пжоиои эноепи
-опд Houodnm g\
SSH
дшэдзиэ xm
HudouDuodw шо
у/эпдшэпэреод j
. gujjiwd\
^-шэ/> у/ядоюЛи |
X/QHLUDLUm Ш0\
нэпдшжэдсод j\
S'
4
В1/ЗШПН
-эыоиюод апизж
-аиашва'пшззн од
/vgadj
dfiwndauuauj эн
■ocpunng нож/i д
Н 00/<уиз
0£"-QZ=yvj
9>vuj
I uopttdoe
\няннэуиэйюoj
uopudoc
шндашэд oj
It
I
5"!
II
I*
dsuDx/ivinh оц
Du/doua figajou? од
i
п/чнйэноыоганн
n^HdjUDnougQ
^ J?
it
*: P
II
in
1
I
I
11
Ii
I
1=,
St
ll
II
(лгиш лоннээшоэ)
гшэыэйд ou оэ
ii/fiuun osondouufij
uanuggodnufoadj
Hannagodmih~23d у
r-| 3/wun*3do?ow |
*—| э/9нилжэоондд~
пшэондпж
Homndug /Bfi j
Kogfiggigfi]
CpW/l nNDXQDJDH
'пнойошнэифэд
'пнш/fid пшдош)
лношнэшм
пнлюэнпноуэн j
лноииоэ
nuimwadogou j
н
а,
к
К
а
та
к
•е-
ч
20
Таблица 1.1
Основные этапы разработки ракеты
Этапы разработки
Цель этапа разработки
Перечень основных работ
1. Техническое
задание
2. Техническое
предложение
3. Эскизный
проект
4. Разработка
рабочей
документации на опытные
образцы
Разработка проекта
Обоснование научных,
экономических и
организационных возможностей
создания ракеты,
удовлетворяющей требованиям
проекта ТТЗ заказчика
Теоретическое и
экспериментальное обоснование
принятых технических
решений, основных тактико-
технических и
экономических характеристик ракет
Обеспечение
изготовления и испытаний опытных
образцов
Анализ потребностей
создания новой или
модернизованной ракеты.
Определение основных
тактико-технических
характеристик ракеты и условий ее
эксплуатации
Проработка возможных
вариантов ракет с определением
возможных основных
тактико-технических
характеристик.
Анализ полноты
выполнения требований проекта.
Определение перечня и
объема расчетно-теоретиче-
ских и экспериментальных
работ при эскизном
проектировании.
Разработка
предварительного графика создания РДТТ
и предложений по
кооперации работ
Выдача ТЗ на разработку
элементов ракеты (в том
числе и на РДТТ).
Проведение теоретических
расчетов и
экспериментальных работ, подтверждающих
правильность принятых
принципиальных и
конструктивных решений.
Уточнение, объемов
наземной отработки, определение
порядка проведения летных
испытаний.
Определение перечня
эксплуатационной
документации, методик оценки летио-
технических характеристик
при проведении летных
испытаний, отчетов по
результатам наземной отработки
Разработка
конструкторской документации в объеме,
достаточном для
изготовления и испытания опытных
образцов.
Разработка
эксплуатационной документации
21

Продолжение табл. 1.1
Этапы разработки
5.
Изготовление опытных
образцов,
автономные и
комплексные испытания
6. Летные
испытания,
подготовка
документации к серийному
производству
7. Серийное
производство
Цель этапа разработки
Проверка
функционирования элементов
образца в условиях, близких
к реальным
Проверка
функционирования в полете.
Подтверждение соответствия
характеристик заданным.
Отработка
эксплуатационной документации
Изготовление изделий
Перечень основных работ
Проведение наземных
испытаний и составление
отчетов.
Корректировка
конструкторской документации
Проведение- пусков ракет.
Обработка результатов
летных испытаний.
Корректировка
конструкторской и эксплуатационной
документации
отражающие основные параметры двигателя и его
конструктивный облик, определяются на этапе проведения
научно-исследовательских и поисковых работ по созданию РК. или ракеты. Они
дают возможность определить основные направления
проектирования с учетом возможности выполнения тактических задач,
последних достижений науки, техники, технологии и
производства. Здесь же производятся предварительные экономические
расчеты, позволяющие определить общие затраты на создание
комплекса 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
этапов разработки РДТТ, которая показывает их взаимозависимость
<рис. 1.12) [30].
Этап формирования ТЗ является весьма важным. Он
оказывает влияние на технический уровень совершенства РДТТ, его
экономические показатели, сроки разработки и перспективность.
Исполнитель, получив ТЗ на разработку РДТТ, проводит
анализ каждого пункта и получает представление о возможности и
способах его выполнения.
Этапы технического задания, технических предложений и
эскизного проекта принято называть проектированием. Этапы
проектирования условно отделяют от этапов сферы материального
производства.
22
Формулирование и согласование технического задания (ТЗ) заказчика на разработку/ДТТ \
Ж
Расчет оптимальных
Внутренних и выходных
параметров и разработка j
исходной конструктивной^
схемы РДТТ
Выбор оптимальных
конструкционных материалов,
обеспечибающих работа-
, способность РДТТ в рас-,
четных случаях
Разработка оптимальных кон-1
\алрущий с обесоечением
технологичности и высоких
значений коэффициентов
использования материалов
ж
Разработка эскизного (технического) проекта техника-экономически оптимального РДТТ
,и рабочей документации апытнага образца для производства и испытаний
Изготовление и технологическая
отработка опытных образцов в
опытном производстве
с применением прогрессивных
технологических процессов
Экспериментальная доводка опытного образца РДТТЙВ
^. . подтверждения Выполнения требований ТЗла парапет-
ШЭ\рам и начальному уровню надежности с использование
*^ w оптимальных программ и современных средств испь*
таний и диагностики
Разработка полного комплекта технической документации, пригодной для произвадстда и
поставок РДТТ серийным, завовом. Передача документации серийному заводу и осуществление
авторского надзора за изготовлением установочной и опытных партий РДТТ
Г Серийный завод I
| Изготовление установочной партии, изга- ^
шовление и поставка опытных партий для h
■^межведомственных, совместныл (государст-У
\венных) испытаний
Ж
Проведение межведомственных, совместных
(государственных) испытаний РДТТ
1
Рис. 1.12. Этапы разработки РДТТ
Этап эскизного проекта РДТТ включает расчеты оптимальных
характеристик двигателя и выбор исходной конструктивной
схемы. Принятая схема двигателя подвергается подробному анализу
в различных условиях экстремальных нагружений. В
соответствии с результатами анализа определяются конструкционные
материалы для- всех элементов двигателя. Далее проводится
подетальная 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,
всемерно унифицировать их.
РДТТ является сравнительно простым объектом, поэтому этап
технического проекта обычно опускается (в табл. 1.1 этот зтап
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

структорами, основные службы опытного производства. Этот этап
важен тем, что здесь впервые материализуются и проверяются
в работе отдельные детали и узлы двигателя. Отрабатывается
технологичность и прогрессивные методы изготовления каждой
детали и изделия в целом. Одновременно вносятся уточнения в
конструкторскую документацию.
Изготовленные опытные образцы подвергаются доводочным
испытаниям по согласованной и утвержденной программе. Здесь
определяются параметры и начальный уровень надежности
двигателя, а также соответствие их требованиям технического задания.
По результатам испытаний составляется отчет, корректируется
техническая документация. Если двигатель отвечает всем
требованиям ТЗ, то изготавливается по уточненной документации партия
РДТТ для проведения испытаний на соответствие основных
характеристик и параметров РДТТ заданным в ТЗ.
На всех этапах изготовления РДТТ вносятся уточнения в
конструкторскую документацию с целью совершенствования
конструкции, унификации материалов, улучшения технологического
процесса и т. д.
1.5. ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
НА РАЗРАБОТКУ РДТТ
Задание на разработку РДТТ является основным
документом, 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
расположены требования, которым должен отвечать изготовленный
РДТТ. В общем случае содержание ТЗ выглядит следующим
образом [30].
На титульном листе указывается точная формулировка и
индекс РДТТ или двигательной установки (ДУ РДТТ). Под ДУ
РДТТ понимается установка, состоящая из одного или
нескольких РДТТ, рулевых приводов и вспомогательных устройств,
обеспечивающих их функционирование.
В разделе общих технических требований оговариваются
условия хранения и эксплуатации ракеты.
Например: хранение может производиться на складе, на
открытой 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
характер воздействия солнечной радиации и другие характеристики
окружающей среды-. Срок сохранения эксплуатационных
характеристик 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
особенности (режимы тяги, наличие органов управления вектором тяги,
число камер и др.), требования технологического характера
(взаимозаменяемость сборочных единиц в двигателе, двигателя — в
ракете, 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
доверительной вероятности 50 %, то теоретически требуется проведение
соответственно 5; 69; 693 испытаний. На практике прямыми
испытаниями подтверждается лишь начальный уровень надежности.
Дальнейшее обоснование надежности ведется аналитическими методами
и специальными приемами, позволяющими снизить затраты и
сократить сроки. Сюда относится применение таких методов
контроля и измерений, которые сразу дают достоверные результаты:
моделирование (в том числе и математическое), использование
результатов испытаний аналогичных РДТТ.
В общий раздел включаются также специальные требования.
Например, условия сохранения взрывобезопасности или
пожаробезопасное™ и другие при нештатных ситуациях (случайном
падении, механическом повреждении и т. д.); защита от
биологических, вредителей; нетоксичности при работе; обеспечению
безопасности пусковых установок и т. п. Для определения соответствия
РДТТ этим требованиям могут быть проведены специальные
испытаний или систематизированы результаты накопленного опыта
аналогичных изделий в подобных условиях.
В разделе требований к конструкции РДТТ указываются
номинальные значения и допустимые отклонения масс и габаритных
размеров двигателя, изменения по времени в процессе работы
РДТТ значений координат центра масс и величин моментов
инерции относительно осей координат X — продольной и Y, Z —
поперечных, а также поля допустимых отклонений. В этом( разделе
оговариваются конструктивные особенности (например, места и
способы соединения с пусковой установкой, подвод
энергопитания, 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
импульса тяги /Л)2, тяги R, общего времени работы РДТТ хдв в
предельных отклонениях. Более подробные характеристики времени
работы РДТТ приводятся в виде диаграммы (рис. 1.13). Здесь же
приводится перечень параметров РДТТ, которые должны
обязательно замеряться на опытных образцах двигателей.
25

ъ*
f 1
т,
г,
Ою-
1*~
2П
?г
вс-Р/Г)
Т "T^Rfr)
г,
\*
i?
tat
. *» ".;
Рис. 1.13. Характеристики времени
работы РДТТ:
Tfl — момент отсчета времени; X- _ — время
задержки воспламенения; т — время
задержки тяги (время загорания), в точке 2
давление в камере сгорания =300 ... 400 кПа;
твр — время выхода иа режим (в точке 3
давление в камере сгорания ~0,7 от
номинального уровня); t — время работы на
установившемся режиме (в точке 4
давление в камере сгорания =0,7 от номинального
нне в камере сгорания 300 ... 400 кПа); с —
время работы РДТТ
В разделе требований к отдельным агрегатам и устройствам
задаются требования, относящиеся к устройствам для
управления вектором тяги, отсечки и реверса тяги и др.
В разделе нагрузки на двигатель задаются характеристики
наиболее опасных случаев (расчетные случаи) возникновения
механических, тепловых и вибрационных нагрузок.
В разделе транспортных погружений рассматриваются особые
случаи нагружения от транспортно-пусковых устройств при
транспортировке и пуске, при расстыковке ступеней и др.
В разделе перечень документации определяется, какая
документация 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
выполнения поставленной задачи по перемещению полезного груза из
одной точки пространства в другую при общем проектировании.
ракеты. На этой же стадии проектирования определяется и
размещение 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.
Исходные данные по вопросу распределения масс топлива по
ступеням, а также выбор схемы ЛА конструктор получает из требований
ТЗ. Однако для полного представления необходимо знать
основные принципы компоновки ракеты и связанные с этим особенности
конструкции РДТТ и всего изделия в целом.
По количеству ступеней ЛА с РДТТ разделяются на
одноступенчатые 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:
й — одноступенчатая; б —
многоступенчатая с последовательным расположением
ступеней; в — многоступенчатая с
параллельным расположением ступеней; г —
комбинированное расположение ступеней
нения основных задач в
околоземном пространстве.
Увеличение числа, ступеней приводит
к усложнению конструкции
(особенно системы разделения) и
снижению надежности.
При последовательном (тан-
демном) соединении ступеней
двигатели работают поочередно.
Отработавший двигатель
отделяется от ракеты. В этой схеме
положительным является
относительно небольшое лобовое сопротивление и более простое
соединение и разделение ступеней. Передача тяговых нагрузок от
работающей ступени к последующим происходит без возникновения
опрокидывающих моментов. Основной недостаток схемы заключается в
большой общей длине ракеты, что отражается на технологичности
при сборке, транспортировке, маневренности и динамических
характеристиках 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
лобовое сопротивление, образование поперечных моментов при
передаче тяговых усилий, появление возмущающих моментов при
разделении ступеней, потери в тяге из-за несоосности сопл, неполное
использование запаса топлива и др.
Не менее существенно влияние РДТТ на компоновку и
конструкцию ЛА.
В отличие от ЖРД в РДТТ отсутствует система подачи
топлива в камеру сгорания. Двигатель является полностью
снаряженным и требует определенного размещения по отношению к
27
а) д) в) г)

Зф
и)
Рис. 1.15. Конструктивные схемы
РДТТ:
а — односопловая; 6 — многосопловая; в,
г, д, е — двухрежимиые; ж, J — с газовой
связью; ч, >с — с газоводамн; л — с
боковыми соплами; м — с передним
расположением сопла; н, о — позоротного
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
устойчивости, что ухудшает динамические свойства. Поэтому для
крылатых аппаратов с обычной аэродинамической схемой и схемой
«утка» при хвостовом расположении РДТТ характерны
относительно малые запасы топлива — [iT = 0,15 ... 0,20, где [хт равен
отношению массы топлива к начальной массе ракеты; в схеме «бес-
хвостка» — несколько большие запасы топлива; в схеме с
поворотными крыльями запас может быть [хт = 0,3 ... 0,4 [20].
Размещение РДТТ в центральной части ЛА уменьшает
диапазон 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
разрушения обшивки или аэродинамических плоскостей, или вводится
теплозащита, или сопло двигателя выводится на задний срез ракеты
через газовод.
Расположение двигателя в передней части применяется в
специфических 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
цилиндрической (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
управляемых 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
обеспечивать управление полетом. В неуправляемых ракетах
многосопловой блок используется для стабилизации в полете вращением.
Недостаток этой конструкции — в возможности появления
эксцентриситета тяги.
На схемах в, г, д, е изображены двухрежимиые двигатели.
Применение их обусловлено тем, что тяга на начальном этапе
полета 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 дао и з отображают конструкцию многокамерных
двигателей 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.
Образующиеся газы движутся навстречу друг другу и истекают через сопла,
расположенные в центральной части. На схемах и, к изображены
двигатели с газоводами} установленными между камерой
сгорания 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
сверхзвуковом газоводе имеют место большие потери из-за трения газа о
стенки газовода.
29

Двигатель, у которого сопло находится в передней части
(схема м), может применяться для создания газовой каверны вокруг
ракеты, работающей под водой.
Поворотные РДТТ (схема н) применяются для создания
управляющих усилий. В некоторых случаях корпус поворотного
двигателя делается сферическим (схема о). Тогда его можно
устанавливать в кардановом подвесе и управление ведется в двух
плоскостях.
Приведенные схемы далеко не исчерпывают возможных
вариантов. Выбор конкретной конструктивной схемы зависит от
назначения, условий эксплуатации, компоновочных и других
факторов.
1.7. ВЗАИМОСВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТЫ
И РДТТ
Известно [30], что критерием эффективности ракеты
является отношение суммарного импульса тяги двигателя к
полной массе ракеты, которое для одноступенчатой ракеты с РДТТ
может быть записано в виде
У2 = /удй> ___ /уд (].1)
Щ Щ I 1Й, "п.г
где /уд — удельный импульс тяги РДТТ равен отношению тяги
РДТТ к массе истекающих продуктов сгорания твердого
ракетного топлива, заряда воспламенителя и продуктов разложения
бронирующих и теплозащитных покрытий; пг0 — начальная общая
масса ракеты; со — начальная общая масса топлива; тп,т — масса
транспортируемого ракетой полезного груза и всех
конструктивных элементов ракеты, кроме РДТТ; а — коэффициент массового
совершенства РДТТ, равен отношению разности масс РДТТ и
ТРТ с массой заряда (тк. д) воспламенителя и инициирующего
состава к массе ТРТ с массами заряда воспламенителя и
инициирующего состава, а = тк. д/со.
Из формулы следует, что при постоянном значении массы
транспортируемого ракетой полезного груза и других конструктивных
элементов, кроме РДТТ, главными условиями повышения
эффективности 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
обечайки и двух днищ одинаковой толщины, через шк, а массу сопла
и остальных элементов двигателя — шэ. Тогда выражение для
определения коэффициента массового совершенства РДТТ примет
вид
30
ffiK -4- /я» ,. Л
а = ^Г^' (1-2)
где пгк = 3iD8pKL ( 1 + -jf)' Рк— плотность материала обечайки
корпуса (днища для приближенного анализа приняты плоскими).
Толщина обечайки корпуса определяется из условия
прочности:
б = -^, (1.3)
где сгв — разрушающее напряжение в материале корпуса; п —
запас прочности обечайки корпуса.
Масса топлива, размещенного в двигателе, равна
<о = Д—j—Z.p„ (-1.4)
где Д = VT/VK — 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
2Рк_
*(•+£)
Ze = =—-• (1-5)
(I) ' (I)
Из анализа формулы (1.5) следуют важные выводы, во-первых,
о необходимости выбора топлива с максимальным удельным
импульсом и высокой плотностью, во-вторых, о необходимости выбора
материала с максимальной удельной прочностью сгв/рк при
минимальном запасе прочности п и минимальном внутрикамерном
давлении Рк, в-третьих, о целесообразности выбора корпуса с
большим удлинением L/D при одновременном обеспечении
максимальной 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
зарядом — 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
взаимозависимыми, 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
различного рода при рассмотрении сравнительно небольших
изменений влияющих факторов (независимых аргументов) удобно
использовать 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
исследуемой функции А в зависимости от приращений аргументов В, С, D
вместо сложной функциональной зависимости общего вида
A=f(B, 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
(идентичных) 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
dVc-o dVCX) <3VCp
АУ°р = -д^Г Am« + -Ш7-Am* + ~Щ^ л/*д-
Если в качестве примера для определенной ракеты принять
значения частных производных равными
dVCp/dmK = — 1,5 м/(скг); dVcp/dmT = 2,5 м/(с»кг); dVcp/3/yR =
= 2,3 м/(ос),
то увеличение массы конструкции на 10 кг приведет к уменьшению
средней скорости на 15 м/с, что может быть компенсировано
размещением в камере РДТТ дополнительно 6 кг топлива или
повышением удельного импульса на 65 с.
1.8. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ РДТТ
С момента начала применения во второй мировой войне
РДТТ приобрели значительно более высокие технические
характеристики 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
волокнистые 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
характеристик РДТТ, прежде всего коэффициента массового совершенства
РДТТ, уменьшить энергетические потери в камере сгорания и
сопле. 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
стойких 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
применению стеклопластиков, мартенситно-стареющих высокопрочных
сталей, высокопрочных титановых, алюминиевых сплавов и
надежных 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
высокими 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
двигателей по сравнению* с ЖРД и гибридными ракетными
двигателями сделали их самыми распространенными в ракетной технике
и широко применяемыми в космической.
Развитие РДТТ после 1958—1960 гг. проходило по пути
увеличения удельного импульса, плотности и скорости горения
смесевых топлив и уменьшения коэффициента массового
совершенства двигателя. Среди направлений улучшения энергетических
характеристик можно назвать снижение потерь, связанных со
скоростной неравновесностью двухфазного потока,
соответствующим 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
служить работы по дальнейшему повышению удельной прочности
металлов и волокнистых композиционных материалов, улучшению
характеристик угле- и углеметаллопластиков, увеличению
коэффициента заполнения объема камеры двигателя, возможному при
увеличении скорости горения с одновременным повышением
эластичности и прочности топлива.
Наряду с этим имеется естественная тенденция повышения
требований надежности, увеличения температуры внутри камеры
и давлений, применения улучшенных композиционных
материалов, расширения температурного диапазона эксплуатации,
увеличения тяговооруженности и совершенствования элементов
управления 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
ограниченная возможность унификации и стандартизации РДТТ
сопровождаются 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
изготовлении, оптимизация применения РДТТ в ракете,
оптимизация конструкции РДТТ, — являются наиболее важными
факторами, 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
ракеты и двигателя может дать выигрыш в характеристиках без
сопутствующего чрезмерного усложнения. Этому, например,
способствует разработка и внедрение САПР с применением
вычислительных 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,
окислительные 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
целлюлозы 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
топливные шашки, происходит неустойчиво, что объясняется пористо-
волокнистой структурой нитроклетчатки. Рыхлая структура
вещества способствует горению не только по поверхности, но и
внутри 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
качестве самостоятельного унитарного топлива в ракетном двигателе
также не представляется возможным из-за высокой
чувствительности к механическим^ термическим воздействиям. При обработке
нитратов целлюлозы нитроглицерином или нитродигликолем
образуется пластифицированная топливная масса, которую затем
можно прессовать в шашки различной конфигурации.
Нитроцеллюлозное топливо имеет две энергетические основы —
нитраты целлюлозы и растворитель-пластификатор в виде
нитроглицерина или нитродигликоля. Отсюда появилось название —
двухосновные топлива. Состав нитроглицериновых топлив достаточ-
3*
35

Таблица 2.1
Компонент
Нитраты целлюлозы
Растворители-пластификаторы
Дополнительные пластификаторы
Стабилизаторы химической стойкости
Технологические добавки
Катализаторы и стабилизаторы горения
Массовое содержание, %
54—60
25—43
8—11
до 1—5
ДО 2
до 5
Таблица 2.2
Некоторые характеристики иитроцеллюлозных топлив
Компонент
Нитроцеллюлоза, %
Нитроглицерин, %
Этилцентралит, %
Другие компоненты, %
Калорийность Qm, кДж/кг
Температура горения Т, К
Показатель адиабаты k
Удельный импульс /тп, м/с, при PJPa ~
= 7,0/0,1
Скорость горения, мм/с, при Рк = 7 МПа,
*н = 20 °С
Показатель степени v в зависимости от
скорости горения
Нижний предел давления Pmin> MTIa
Плотность рт, кг/м3
Разработчик
США
51,5
43,0
1,0
4,83
5140
3160
1,21
2256
6,5
0,69
2,0
1610
США
52,2
43,0
■—
4,9
5140
3160
1,22
2256
17
0,71
—
1600
США
49,5
47,0
3,5
0,42
4890
3030
1,22
1569
—
—
—
1640
ФРГ
61,5
—
3,5
35
3720
2390
1,24
—
—
—
—•
1600
СССР
57
28
4
1
3680
2340
—
—
7,5
0,7
4,0
но сложен, так как помимо указанных веществ в них входят
компоненты, имеющие специальное назначение. К ним относятся
дополнительные растворители-пластификаторы, стабилизаторы
горения и стабилизаторы химической стойкости, технологические
добавки, катализаторы.
В настоящее время разработано большое количество рецептур
иитроцеллюлозных 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
Окислитель
Горючее-связующее
Металлические горючие
Катализаторы и другие добавки, улучшающие
качество топлива
Массовое содержание, %
60—80
15—20
10—15
до 5
Состав СТТ менее ^сложен, чем у баллиститных порохов. Это
видно из табл. 2.3, где даны предельные значения изменения
компонентов по массе [9].
При разработке рецептур топлив имеется возможность
использовать более широкий круг исходных компонентов. Это позволяет
получать более высокие энергетические показатели, чем в
иитроцеллюлозных топливах.
В качестве окислителя в СТТ применяются соли минеральных
кислот. Наибольшее распространение в настоящее время получил
перхлорат аммония NH4C104. Это твердое вещество. Имеет
невысокую температуру разложения. При разложении выделяется
46 % свободного кислорода. В состав топлива NH4C104 вводится
в тонкоизмельченном виде. С уменьшением зерна скорость
горения увеличивается. В то же время более тонкий помол
окислителя повышает вязкость исходной топливной смеси, ухудшая
технологические свойства.
Оптимальное (стехиометрическое) содержание перхлората
аммония в топливе должно составлять 88 %. В реальных топливах
во избежание резкого снижения механических свойств
содержание 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
одновременно выполняют роль связующего. Горючее-связующее должно
иметь высокую теплотворную способность, обладать хорошей
связующей способностью и сохранять высокую эластичность в
широком 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-механическими свойствами. Топлива на их основе имеют высокий удельный
импульс и сохраняют хорошие эксплуатационные свойства.
37

Наибольшее распространение в настоящее время получили
топлива на основе полиуретанового каучука. Они обладают высокими
энергетическими показателями и сохраняют эластичность при
низких температурах (до —50 °С).
Полимерное горючее-связующее представляет собой
углеводородное соединение, обладающее высокой теплотворной
способностью, но из-за недостатка свободного кислорода полнота
сгорания оказывается невысокой. Для повышения удельного импульса
СТТ в его состав вводятся легкие металлы. Установлено
оптимальное 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
мелкодисперсные порошки алюминия, магния, бериллия, циркония, бора,
сплава алюминий-магний и др. Наибольшее распространение
получили топлива с добавками алюминия. Его вводится до 20 %
от общей массы. Алюминий легко окисляется в присутствии
кислорода 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,
бериллия 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
сгорания 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
железа. Аналогичный эффект дают и чистые металлы (железо, медь,
кобальт, магний, олово). Снижение скорости горения можно
получить, например, путем применения двуокиси магния, трехфто-
ристого брома и др.
Некоторые виды добавок улучшают технологические свойства
топлива, подавляют нежелательные эффекты, например
уменьшение пламени за срезом сопла, уменьшение дымообразования
и др.
2.1.3. Модифицированное топливо
Стремление повысить энергетические способности
твердого топлива привело к созданию модифицированного
двухосновного 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
состав которой входят неорганический окислитель — NH4C104,
сложное горючее-связующее — нитроцеллюлоза, нитроглицерин,
полимер-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
определяются 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
нагрева, вибрации и т. д. Все это влияет на физико-химические
свойства 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
различных составов почти одинакова. Она примерное 100 раз меньше
теплопроводности стали. Коэффициент теплопроводности
нитроцеллюлозных топлив к = 0,16 ... 0,27 Вт/(м-К), смесевых к =
= 0,30 ... 0,89 Вт/(м-К).
Теплоемкость зависит от состава топлива. Удельная
теплоемкость применяемых в топливах горючих и окислителей
составляют ср = 12 ... 15 кДж/(кг-К).
Температуропроводность — величина, необходимая при
расчете скорости горения топлива и теплового состояния стенок
камеры сгорания. Среднее значение этого коэффициента для твердых
топлив а = 0,2 ... 0,3 м2/с.
На коэффициент линейного расширения влияют многие
факторы: метод изготовления и размеры заряда, уровень температуры,
количество и последовательность нагреваний (охлаждений)
заряда и т. д. Во избежание появления дефектов при эксплуатации
необходимо учитывать изменение линейных и объемных размеров
заряда и корпуса двигателя, особенно если эти элементы
выполнены из разнородных материалов. Для нитроцеллюлозных топлив
коэффициент линейного термического расширения а = (1,2 ...
2,0). Ю-4 К-1, для смесевых а = (0,5 ... 1,5). 10"* К-1.
Коэффициент объемного расширения заряда в среднем можно принять
аоб = (4... 6). КГ* К-1.
39

Физической нестабильности, изменению физических свойств
нитр'оцеллюлозных топлив во времени, способствует низкая
теплопроводность 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
напряжения появляются при тепловом ударе — резком переходе от одной
температуры к другой. Например, перемещение холодного
двигателя в теплое помещение или при быстром подъеме самолета с
нагретым окружающим воздухом двигателем на большую высоту,
где температура окружающей среды отрицательная.
Возникающие при этом напряжения в заряде и корпусе могут быть
причиной появления трещин, расслоений, отрыва скрепленного заряда
от стенок двигателя. Эти напряжения могут быть еще больше,
если в процессе изготовления скрепленного заряда появились
термические напряжения, связанные с усадкой топлива в процессе
полимеризации. Растрескиванию может способствовать и
структура топлива: в нитроцеллюлозных — недостаточная эластичность,
в смесевых — неоднородность структуры.
Другим видам физической нестабильности твердых топлив
является склонность отдельных компонентов к выходу на
поверхность заряда. Этот процесс усиливается при повышении
температуры. Наибольшей склонностью к выходу обладает
нитроглицерин. При этом изменяется состав топлива и снижаются
энергетические показатели [9]. У смесевых топлив физическая
нестабильность 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.
Поэтому при разработке конструкции необходимо предусматривать
полную герметичность камеры двигателя.
Химическая стабильность — это способность топлива (заряда)
длительное время сохранять свой состав без разложения,
могущего возникать в результате медленно протекающих
окислительных реакций. В нитроцеллюлозном топливе нитроклетчатка
подвержена медленному разложению. Причем, продукты
разложения, накапливаясь, стимулируют процесс разложения.
Полностью этот процесс исключить невозможно, но значительно
снизить можно путем введения веществ — стабилизаторов
химической стойкости (диффениламин и централит). Эти вещества
замедляют процесс разложения нитроклетчатки, а выделившиеся
вещества 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 °С) влечет
40
Механические свойства ТРТ
Таблица 2.4
Тип топлива
На основе бутадиена и
акриловой кислоты
Полибутадиеновое

Температура, К
294
233
249
298
216
Предел
прочности
при
растяжении,
1.10s Па
16,6
98
7,9
8,2
40

Относительное
удлинение, %
41,2
1,5
28
24
2,3
Модуль
упругости,
1.10s Па
85
720
47
51
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
растяжение. При повышенных температурах (до +50 °С)
нитроцеллюлозные топлива размягчаются и их механические свойства
ухудшаются: предел прочности на растяжение и сжатие
понижается в 4 ... 5 раз, относительное удлинение увеличивается на
50 %, ударная вязкость увеличивается в два раза. Некоторые
механические свойства ТРТ приведены в табл. 2.4 [13].
Твердые ракетные топлива относятся к классу полимерных
материалов. В зависимости от природы исходных продуктов и
последующего технологического процесса они могут быть жесткими
и хрупкими или мягкими и пластичными. Как правило, жесткие
топлива применяются в двигателях с вкладным зарядом,
эластичные — 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
показывают, что при постепенном понижении температуры топливо
в некотором узком интервале меняет свои механические свойства:
из мягкого и эластичного становится твердым и хрупким.
Повышение температуры возвращает свойства топлива в исходное
состояние. Аналогичное явление наблюдается при изменении
скорости приложения нагрузки даже без изменения начальной
температуры. Чем больше эта скорость, тем при более высокой
температуре наступает охрупчивание.
Границу, при которой происходит качественное изменение
свойств полимерного материала, называют температурой
стеклования. Для смесевых топлив эта граница соответствует примерно
минус 20 ... 60 °С. 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
закрепления в камере двигателя оказывают существенное влияние на схему
нагружения.
Далее приведены некоторые сведения о существующих
способах изготовления топливных зарядов.
2.2.1. Технология изготовления зарядов
из нитроцеллюлозных топлив
Схема изготовления зарядов из нитроцеллюлозного
топлива представлена на рис. 2.1 [27].
Исходные компоненты: нитроклетчатка, нитроглицерин и ряд
добавок помещают в лопастной смеситель /, где они
перемешиваются в водной среде. При перемешивании не происходит
никаких 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
повышенного давления и температуры между вальцами ускоренно
протекает процесс желатинизацип нитроклетчатки и испарение
остатков воды. Проколандрованная
масса выходит после вальцов
в виде полотна, которое
свертывается в рулоны и передается
на пресс 4. Формирование
заряда в виде шашек или
заготовок различной формы
производится 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
необходимо, обрабатываются на
станке 8. На некоторые
поверхности (например, торцевые)
может наноситься
бронирующее покрытие. После контроля
9 от изготовленной партии
отбирается часть зарядов, которые
Рис. 2.1. Схема изготовления'зарядов подвергаются испытаниям на
из нитроцеллюлозного топлива соответствие требованиям тех-
Исходные
IРР продукты
_». Горячая
вода
42
Рис. 2.2. Формирование заряда на
прессе:
/ — гидравлический пресс; 2 —
топливная шашка; 3 — фильера
нических условий.
Соответствие требованиям ТУ
фиксируется в паспорте на
изготовленную партию.
Таким образом,
топливный заряд из
нитроцеллюлозного 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 *[27].
Компоненты топлива (окислитель и металлические добавки
в виде тонкоизмельченного порошка, горючее-связующее в виде
жидко-вязкой системы) помещаются в лопастной смеситель /.
Между топливными компонентами в процессе перемешивания и
в дальнейшем не происходит химических взаимодействий.
Горючее-связующее, первоначально представляющее собой мономер,
под действием каталитических добавок полимеризуется. При этом
происходит разогрев массы. Для замедления процесса
полимеризации 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.
Затем масса передается на операцию отливки заряда. Формирование
заряда может производиться непосредственно в корпусе
двигателя 3, либо р специальном каркасе, являющимся армирующим
элементом заряда, либо отдельно — в изложнице.
Существует несколько способов изготовления топливного
заряда, скрепленного с корпусом двигателя:
непосредственной заливкой топливной массы в
подготовленный корпус двигателя;
вклеиванием готового заряда ТРТ в разъемный корпус
двигателя;
обмоткой готового заряда ТРТ стеклолентой, пропитанной
смолой, с последующей полимеризацией.
Наиболее распространенным способом изготовления, особенно
крупногабаритных двигателей, является заливка топливной
массы в корпус. Этот способ позволяет вести заливку в разъемные и
неразъемные металлические корпуса двигателей, а также
неметаллические корпуса типа кокона. Внутреннюю поверхность металли-
43

r-i г-. Исходные
U U U вещества
TVI
/шШк
Рис. 2.3. Схема изготовления зарядов из
смесевого топлива циклическим способом
ческого корпуса подготавливают под
заливку путем освобождения ее от
окалины, загрязнений и
обезжиривают. На подготовленную •
поверхность наносится защитно-крепящий
слой (3K.Q, затем устанавливается
стержень, формирующий внутренний
канал будущего заряда. Стержень
или пресс-инструмент должен
отвечать определенным требованиям.
Для более легкого извлечения
стержня из готового (отвержденного)
заряда необходимо поверхность его
покрыть слоем антиадгезионного
материала, например тефлоном.
Кроме того, наружная
цилиндрическая 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
топливная 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
термостате 4 при повышенной температуре и избыточном давлении.
Время полимеризации определяется технологическим
регламентом и длится от нескольких часов до нескольких суток. Скорость
полимеризации заряда оказывает существенное влияние на
качество изделия. При больших скоростях охлаждения возможно
растрескивание заряда. После окончания процесса полимеризации
Исходные
вещества
DDD
К вакуум-насосу
г з
Рис. 2.4. Схема изготовления топливного заряда непрерывным способом:
/ — смеситель; 2 — анализатор качества смеси; 3 — контейнер; 4 — термостат-
5 — деффектоскоп
44
производится извлечение формирующего стержня. В случае
необходимости возможна механическая обработка торца заряда 5.
После этого производится контроль качества визуально и
различными методами дефектоскопии (рентген, ультразвук, гаммадефек-
тоскопия и др.). Пригодный для эксплуатации заряд поступает на
окончательную сборку РДТТ.
Такой способ изготовления менее трудоемок, но имеет
некоторые недостатки, связанные с контролем целости заряда вместе
с корпусом двигателя.
Второй способ состоит в изготовлении заряда отдельно от
корпуса двигателя. Топливная масса заливается в изложницу с
установленным в нее пресс-инструментом. Внутренние обводы
изложницы повторяют внутреннюю конфигурацию корпуса двигателя,
но несколько меньших размеров. Изложница имеет толстые
стенки 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.
Центрирование осуществляется пластинками (сухарями), наклеенными на
поверхность заряда. Корпус устанавливается в вертикальном
положении. Через трубопровод, подсоединенный к нижней
технологической 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
изменение 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
полимерного материала — стеклопластика или органопластика, возможен
третий способ. Заряд отливается в изложнице. Процесс
изготовления аналогичен ранее описанному. На поверхность
изготовленного и проверенного заряда наносится герметизирующий слой,
в требуемых местах укладываются ТЗП и детали фланцы —
фитинги, 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
термостат для полимеризации. Это наиболее сложная операция,
требующая 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.
Значение массы топлива ш для каждого двигателя указывается в ТЗ
на проектирование двигателя. Там же указываются
приблизительные 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
соответствовать требованиям ТЗ. Поэтому задаются несколькими марками
твердого топлива, определяя для каждой из них основные
характеристики заряда. Методом последовательных приближений
подбирают 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 = %PV или и = АР + В;
термохимическая константа В, физико-механические характеристики
и др.
Масса топлива и может быть определена в первом приближении
как отношение
где R — средняя по времени тяга РДТТ; т — время работы РДТТ.
Время работы определяется толщиной свода ех заряда ТРТ.
Среднюю скорость горения топлива можно найти как ыор = ejx.
При постоянной скорости горения заряда и неизменных
параметрах сопла изменение тяги РДТТ соответствует зависимости
изменения поверхности горения. Таким образом, придавая
топливному 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
S,M^
Рк,Па
В РК1Па.х -А
Рис. 2.5. Диаграммы S (т); Рк (т):
а — с' увеличивающейся поверхностью горения; б — с уменьшающейся поверхностью
горения; 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 а, равная
отношению текущего значения площади поверхности горения S
к начальному значению той же поверхности SHa4,
о = о/5нач.
Для прогрессивной формы заряда <т> 1; для нейтральной а = 1;
для дегрессивной а < 1. Рассчитать изменение поверхности
горения заряда любой формы можно, используя геометрический
закон горения твердого топлива, который предполагает, что
горение топлива идет параллельными слоями, т. е. в каждый
последующий момент горящая поверхность перемещается параллельно
исходной. Эта зависимость принята с учетом следующих
допущений: воспламенение заряда происходит мгновенно и одновременно;
Напрадление
перемещения .—^
тоонта / ух-^\
г) В)
Рис. 2.6. Изменение поверхности горения заряда:
а — выступ заряда; б — впадииа заряда; в — выступ с цилиндрической поверхностью;
г — а < I; д — а > 1; е — а = 1
47

, 1 * ♦ ,„, t f ,♦.,♦„. *T7r r
Рис. 2.7. Схема приближенного способа расчета поверхности горения
твердотопливного заряда
топливо имеет однородный химический состав и физические
свойства; 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
выступающую 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
окружности. 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) [13].
Контур сечения образован прямыми линиями и дугами
окружности. Если в контуре встречаются кривые, отличающиеся, от дуг
окружности, то их заменяют комбинацией прямых и дуг.
Поскольку 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
определяем поверхность отдельного участка горящей поверхности.
Общая площадь поверхности горения заряда находится как сумма
поверхностей отдельных участков. Площадь поверхности,
образованной вращением отрезка прямой линии относительно оси
симметрии, можно определить по формуле:
S = л1 (г/! + г/2),
где / — длина отрезка прямой; уъ у2 — координаты концов
прямой по оси OY.
48
Площадь поверхности, образованной вращением дуги
окружности относительно оси симметрии, можно определить по формуле:
S = 2я [у3 (r0 + I) arc sin *~* ± (г0 + 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
окружности. После изменения числа линий в контуре форма его
меняется. Это необходимо учитывать при расчете. Очень важно
установить момент изменения вида контура и исключить или
добавить 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 / до 11. Горение заряда происходит по
всему контуру кроме участка /—11 (жирная линия), где на заряд
нанесено бронирующее покрытие. Направление перемещения
фронта горения указано стрелками. Точки смыкания двух
соседних 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
рассчитывается по неизменному контуру. Затем контур сокращается на
одну или несколько линий, принимается за исходный — счет
повторяется. Расчет ведем до тех пор, пока контур будет
ограничен двумя линиями.
-Далее рассмотрены наиболее часто применяемые в РДТТ
заряды.
Трубчатый заряд (рис. 2.8). Он получил наибольшее
распространение из-за простоты формы, взаимозаменяемости,
освоенности технологического процесса изготовления. Он дает
возможность 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
большое удлинение, а проходное сечение канала невелико, может
возникнуть процесс аномального горения в канале. Для
исключения этого явления делают радиальные каналы по всей длине
4 Фахрутдииов И. X. и др.
49

шшжхжя
ШШШШ&
L
■< : *~
■о
\
\ "
5,«2
е/е0
В)
Рис. 2.8. Трубчатый заряд РДТТ:
а — с горением по всем поверхностям; 6
иыми каналами
с забронированными торцами; в — с радиаль-
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 и снижению коэффициента заполнения. Выбор
количества шашек в многошашечном заряде определяется
плотностью укладки шашек в камере двигателя. Наиболее плотную
укладку шашек можно определить по формуле
п = 1 + 3 (k + П (2.2)
где k — любое наперед заданное число.
Геометрические размеры трубчатого заряда можно найти исходя
из найденной массы топлива:
(2.3)
где рт — плотность топлива; D и й— 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 + 2e).
Длину заряда найдем из выражения для параметра
Победоносцева и, отнесенного к внутреннему каналу шашки: хвн = fBH =
4L
= . , откуда
L = *™а . (2.4)
<o = pTV3 = pT-f (D*-d*)Ln,
Подставляя полученные выражения в (2.3) и проводя
преобразования, окончательно получим
50
-к- eixBapTnd2 -j- neiKBand -j- ит = 0.
(2.5)
Решая квадратное уравнение, находим
d
V-
е + V е* +
2сот
пе^внРт"
(2.6)
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 перемещений 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
исключается контакт горячих газов с большей частью внутренней
стенки камеры сгорания. Для этого наружная поверхность
канальной 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 части 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
шашками нарушается
концентричное расположение шашек, что
приводит к аномалиям в
процессе горения заряда. Второй
способ лишен указанного не- рис. 2.9.
достатка, но стержень вытесняет РДТТ
1 IKVXYXXXXXXW
УХА л
И "
\Ътшш
Шж^''0'*
В и
\ 1ж^6<ХхХх
L
.* ,
jXX>l
—^
Телескопический заряд
4*
51

Рис. 2.10. Схемы закрепления
центральной шашки телескопического
заряда
часть объема заряда, тем самым .уменьшая коэффициент
заполнения камеры сгорания. Кроме того, увеличивается пассивная масса
двигателя из-за наличия стержня и опорных деталей,
необходимых 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
«.s = VpT = -5-pT[(Z)8-d2) + Z)f]L. (2.7)
Выразим диаметры шашек через толщину свода
D — d = 2ех, D + d = 2 (d + ех), Dx = 2ех.
Параметр Победоносцева для рассматриваемого заряда
S2 n(D + Dx)L 4L
*- FCB ~ я/4[*-(&!)»!. d~2ex'
откуда
L - к/4 (d — 2ех). (2.8)
Подставляя полученные выражения в (2.7) и решая квадратное
уравнение, найдем:
Рис. 2.11. Канально-щелевой_заряд РДТТ
52
а)
1)
б)
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
происходит по внутренним поверхностям, образованным каналом
и щелями. Заряд позволяет получить ^юбой закон изменения
поверхности горения путем подбора соотношений между длинами
цилиндрического Lu 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
зависимость. 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
коэффициент 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
концентраторов напряжения в основаниях щелей и высокие напряжения
на поверхности цилиндрического канала, необходимость
нанесения ТЗП на стенку камеры сгорания в районе щелей.
Канально-щелевой заряд может быть изготовлен несколькими
способами: склеиванием отдельно изготовленных частей —
трубчатой 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 ~ величина ех может быть больше,
равна или меньше е0 (см. рис. 2.11) [30]. Если ех > 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 ех = 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 ех < е0, то горение сектора между двумя щелями (при
числе щелей пщ 5= 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
перемещения 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
внутренним 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
Анач/^кон ~ * кшач'"KjKOH = ("нач/^кон) • (2.1U)
Соотношение (2.10) позволяет установить зависимость
геометрических характеристик заряда от требуемых значений тяг.
Составим систему уравнений
"нач 1 ^кон = •^ср' ^нач/"кон ^^ (*^нач'*\кон) •
Из этой системы найдем
с 2Scp (*?нач/"кон) .. с [25ср Iе) \\\
^нач rrrjj Тр Т=7" и ^кон , ,(в JE П=у~* У*-1Ч
1 i (Анач/^кон.) 1 -т ^нач/^кон)
В конце горения заряда площадь поверхности горения равна SK0H,
а щелевая и переходная части — уже выгорели.
Учитывая (формула (2.1)), что масса топлива ит известна,
а также выбраны тип топлива, характеризуемый значениями ы0, v,
RK, Тк, А («), выбор соотношения длин участков L4 и £щ может
производиться в следующем порядке.
1. Задается давление в камере Рк. ер.
2. Определяется величина свода заряда е0.
3. Определяется средняя за процесс величина площади
поверхности горения Sop = ит/рте0.
54
4. Определяются требуемые значения площадей начальной
и конечной поверхностей горения по формулам (2.11).
5. Конечная площадь поверхности горения
5„он = nD (L, - е0) = яО2 (Г, - 70), (2.12)
где Гц = /.ц/D.
Принимая для обеспечения прочности заряда ё0 = e0/d < 0,33
и приравнивая выражения (2.11) и (2.12), получим следующее
уравнение:
2#сртуст = nD2(L —7). (2 13)
'уД-ОрРА U ~г (*?на ч/*?кон) J
Выполняя расчет для нескольких комбинаций d, Ln и ё0, можно
установить значения масс элементов заряда и оптимальное
значение массы заряда.
6. Площадь поперечного сечения заряда в цилиндрической
части в начальный момент определяется как
5п.с = -^Р2-(Д-2ео)2].:-
7. Определяется общая длина заряда
Т - тт и
Рт°п.о
где kL = 1,03 ... 1,06 — коэффициент, учитывающий объем,
занимаемый щелями.
Длина щелевой части заряда Ьщ = L — L^ — Ln, где Ln = е0.
8. Площадь поверхности горения в переходной части в каждый
текущий момент можно определить по формуле
■ 5„ = ящ([2(е0-е) + Ь1 + 2(> ^-)+яеф-2е)-Кц}>
где b — текущая ширина щели, Ь 2* 20 ... 40 мм. Точность
приближения достаточна, т. е. переходная часть занимает
незначительную 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:
5щ.о=,Пщ.0^щ; (2.14)
^щ.о = ^нач ^ц.о ^п.о 2<зТ0. (2.10)
Так как площадь горения торцев не превышает нескольких
процентов 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
5Ц. о = я (D — 2е0) LA,
55

Sn.o = (-f-воЬо + 0,42eo) Пщ -f я (e0D — el) — Ь0пщ;
S,o = |[D2-(D-2e0f]
и решая совместно^уравнения (2.14) и (2.15), получим
Пщ. о = т^ jsua, - я (D - 2е0) /,ц - (-у- е„*о + 0,42^) пт -
- я (e0D - el) + Ь0пщ -JL[D2_{D_ 2e0f]\.
10. Исходя из полученного значения Пщ графически
выбирают число и профиль щелевых прорезей таким образом, чтобы
моменты выгорания щелевого и цилиндрического участков
наступали одновременно, т. е. добиваясь равенства свода ё0 и
минимального расстояния от вершины щели до точки пересечения оси
симметрии луча с наружной окружностью заряда. Если это
расстояние выполнить заметно меньше начального свода, то
зависимость тяги от времени будет соответствовать кривой, показанной
на рис. 2.5, в. В том случае, если относительная
продолжительность тяги на стартовом режиме туст = tCT. уот/%ст. то
минимальное расстояние от вершины щели до точки пересечения оси
симметрии луча с наружной окружностью заряда в первом
приближении будет ест « ё0туст (SHa4/Sop)1<"1-v>. При графическом
построении 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
прикладных 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
наблюдаться большее число фаз выгорания, чем при классической
звездообразной схеме.
11. Далее расчет повторяется при новом значении давления
в камере Як. ор: заново определяются размеры заряда (Dn, L),
56
число щелей и их профили. Расчет может быть повторен для
другого типа топлива (других значений и0, гит. д.).
12. В каждом случае (т. е. при каждом значении Рк. ср)
целесообразно производить оценку максимального давления по
формуле />к.тах = />к.ср (SmJScp)W-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
/>k; = />k.cp(S,/Scp)1/(1-v).
Формула для определения скорости горения топлива в каждый
текущий момент времени может быть представлена в виде
Величина выгоревшего свода в определенный момент времени
находится из выражения
где xj — текущее время, отсчитываемое от начала установившегося
режима. Выражение для тяги при этом имеет вид
R = -fi^- (# ср + PnFa) - PnFa.
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)
эрозия, как правило, отсутствует.
Свободная площадь канала при переднем расположении
щелевой части определяется по формуле
Fob--4-U>--«o) -'св /уд.срРкхрЛ (я) '"
где RH — газовая постоянная.
Вычисляемая отсюда величина fCB должна удовлетворять условию
безэрозионного горения, т. е. быть по величине не менее l,5FKp.
При несоблюдении этого условия уменьшается начальный свод
(и, соответственно, отношение eJD) обычно из-за изменения
характеристик 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
^л,2 = #сртуст> целесообразно проверить интегрированием
текущих значений тяги
о
57
*0

Шдзаза
Шраэа
Рис. 2.14. Сечеиие заряда со
звездообразным каналом:
/ — топливо; 2 — пенопластовые вставки
Рис. 2.15. Фазовые изменения
поверхности горения заряда со
звездообразным каналом
Звездообразный заряд РДТТ. Он имеет поверхность горения,
образованную внутренним каналом звездообразного сечения. Эти
заряды получили большое распространение, так как
удовлетворяют почти всем требованиям, предъявляемым к твердотопливным
зарядам [26 Ь 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
устранены. Например, появление дегрессивно-горящих остатков
(рис. 2.14) (в двигателях небольших калибров, например, к
ракетам воздух — воздух) приводит к нежелательным изменениям
характеристик работы двигателя и неэффективному расходу
дорогостоящего топлива.
Устранение этого недостатка
возможно несколькими путями:
установкой в местах образования
остатков топлива идентичных
им по конфигурации вкладышей
из пенопласта; концентрация
напряжений в острых углах
звезды уменьшается ихскруглением.
Число лучей звезды может
меняться в широких пределах и
зависит от геометрических соот-
Рис. 2.16. Торцевой заряд РДТТ: <"
а — с увеличивающейся поверхностью
горения; б — с уменьшающейся
поверхностью горения; в, г — со ступенчатым аа-
коном изменения поверхности горения
* Ш. „
ношений LID 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
продолжается по дуге с переменным углом ср.
3. Фронт горения достиг стенки камеры сгорания. Заряд
распался на дегрессивно-горящие остатки. Догорание остатков
происходит при понижении давления, что сопровождается
падением 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
горения (рис. 2.16). Это наиболее простые по конструкции заряды.
Торцевой заряд позволяет получить максимальный коэффициент
заполнения РДТТ, продолжительное время работы и
сравнительно небольшие тяги. Указанные особенности определяют его
наиболее целесообразное применение в качестве управляющих
или маршевых РДТТ. Торцевые заряды могут также
использоваться в газогенераторах различного назначения, где требуется
продолжительное время работы, например, в бортовых источниках
мощности (БИМ), в пороховых аккумуляторах давления (ПАД)
и др.
Торцевой заряд позволяет получить любой из известных
законов изменения поверхности. Для получения
увеличивающейся или уменьшающейся поверхности горения достаточно
изготовить заряд конической формы и нанести бронирующее
покрытие по наружной поверхности и одному из торцев. Увеличение
поверхности горения получается при незабронированном торце
меньшего диаметра, уменьшение — при незабронированном
большем торце.
Ступенчатого горения можно достигнуть двумя
способами: изготовлением двухступенчатого заряда (с двумя
различными диаметрами) или заряда, изготовленного из двух составов
топлив, расположенных последовательно с различными
скоростями горения (см. рис. 2.16, г). Увеличить тягу двигателя с
зарядом 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 торцеього заряда определяются
следующим образом:
D = 2l^|^=*o. (2.16)
Недостаток торцевого заряда состоит в том, что он требует
нанесения 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,
различающихся по конструкции и составу топлива.
Комбинированные 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
поверхности заряда твердого топлива, горение которых исключается из
процесса горения в течение заданного времени работы двигателя.
К бронирующим покрытиям (БП) предъявляются следующие
требования: хорошая адгезия с топливным зарядом; химическая
и физическая стабильность в течение всего срока хранения
топливного заряда; низкая теплопроводность и малая плотность;
технологичность нанесения; недефицитность.
В зависимости от типа топлива выбирается тот или иной
состав БП. Для зарядов из баллиститного топлива применяют
смолы (например, эпоксидную) с наполнителем из
хлопчатобумажных нитей. Смоченные в смоле нити наматываются на
цилиндрическую 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
двигателя отсутствует, а количество тепла, поглощенное топливом,
мало по сравнению с количеством тепла, поглощенным БП,
рекомендуется следующая формула для приближенного определения
толщины БП:
6Ш = У cBnPBn'n[(rr-Wr-^on)l' {2Л1)
гДе ^бп> сбп> Рбп — соответственно коэффициент
теплопроводности, теплоемкости и плотность; Тг — температура газа в камере
сгорания; Т0 — начальная температура заряда и БП; 7Д0П —
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
наиболее важных параметров, так как оно определяет работу
двигателя 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
ракеты, в том числе и давления в камере сгорания, производится
на этапе эскизного проектирования ракеты [19]. Указанное в ТЗ
на проектирование двигателя значение /Hi 2 позволяет
относительно свободно варьировать выбор топлива, давление в камере
сгорания на срезе сопла, а также форму заряда, его
геометрические размеры и размеры камеры сгорания, и определять
их оптимальные значения. Под оптимальными в данном случае
следует понимать такие параметры, которые обеспечивают
выполнение 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, 3] приводятся методики
определения оптимального давления, однако они не дают
завершенного аналитического решения. В работе [1 ] в качестве
критерия оценки оптимальности давления принимается максимальное
значение отношения суммарного импульса к массе двигателя
7=IRtS/m0, (3.1)
где т0 = тк + <»■
Окончательный вид этого условия записывается как
7д, s d /Уд _ 1 / dmK.n \
/Уд dPK at \ dPK )'
Сделав некоторые упрощения, это уравнение можно решить с
точностью, допустимой при проведении инженерных расчетов.
Экстремальное значение выражения (3.1) соответствует
оптимальному давлению в камере сгорания
dl d ( 7д,2
dPK dPK \ тк.д + со
62
: 0. (3.2)
Это условие можно сформулировать несколько иначе: заданному
значению полного импульса соответствует минимальная масса
двигателя.
d
dPK
■(т„.д+со) = 0, (3.3)
где тк. д = tnK + tnc; mK —масса камеры сгорания; тс — масса
сопла.
Известно, что масса сопла в определенной степени
пропорциональна полному импульсу тяги:
т0«2,5.10-*/д>2.
Поэтому можно допустить, что масса конструкции двигателя при
изменении давления зависит только от массы камеры сгорания.
Принимая массу сопла постоянной, определим массу камеры
сгорания '
где рк — плотность материала камеры сгорания; cr= ajn —
приближенное значение напряжений с учетом запаса прочности п;
L — длина цилиндрической части камеры сгорания; / —
коэффициент, учитывающий отношение полной массы камеры
сгорания тк к массе цилиндрической части тп; г — радиус камеры
сгорания;
Принимаем форму днищ полусферической с толщиной стенки,
равной толщине стенки цилиндра. Выразим часть объема камеры
сгорания, занимаемой топливом, через массу топлива
W =nr2L = -^—,
Арт
где А = ST/FK — плотность заполнения сечения камеры.
Так как со = ^-2-, то nrL = , н'* ;
/Уд 'уд^Рт
d lm I ,-Л d I 7A- T2Pi/ Рк , 7Я.2 ~\ /о 4ч
Полученное уравнение можно решить методом численного
интегрирования с применением ЭВМ. Проведение таких расчетов
трудоемко, поэтому для приближенных расчетов сделаем допущения:
примем плотность заполнения сечения камеры А и коэффициент /
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 юрцевого горения. В приведенной
методике влияние изменения плотности заполнения сечения
камеры частично компенсируется коэффициентом /, который
увеличивается с увеличением А и наоборот. Обозначим через
Дрта
Подставив а в уравнение (3.4) и продифференцировав его, получим:
имея в виду, что
* V РЯ Рк I '
' +
^кр
ГдеЛ=1/*(^)-'.
Если варьировать давление в камере сгорания при неизменной
степени уширения сопла е = FKV/Fa = q (Я) = const, то для
различных решений отношение PJPa = я (Я) будет величиной
постоянной. Тогда
^ =1^1^^.1/1-[Я (Я)] V +-^L.„(X) =
_ p*VRJ\
PKAq {%} '
Так как температура в камере сгорания практически не зависит
от давления, примем, что
/
2k
(*-1)
RKTK . У 1 - [я (Я)] * + ^*g* я (Я) = const;
С = £АШР« = C0nst
Подставляя обозначения, получим
rf/уд d /, __с \ £_
Окончательно уравнение (3.5) примет вид
Откуда
Ч + 2-fP.--^-.= 0.
p.-f±V4—J-4- (3-6)
64
Отношение с/Ь обозначим как
d = c/b =
Г „. г *-i"
Л<? (Я) ]/
тогда
/ 9Ь Г 1
я.
±]Л
н
Для значения k = 1,25
Рн
d =
К 1-л(^ fe
2,06? (Я) • Г 1 — л (Я) * + л (Я)
Если d близко к единице, можно принять
рК = У
22^-, (3.7)
где ауд = о/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
внешним давлением. С уменьшением Ря значение оптимального внутри
камеры давления уменьшается, так как заданная скорость
истечения на срезе сопла при меньшем Ря создается меньшим
давлением. При этом существует граница минимального давления в
камере сгорания, которая определяется устойчивостью процесса
горения топлива и размерами FKp и Fa. Обе площади растут при
заданной тяге пропорционально уменьшению давления. Расчет
оптимального давления в камере сгорания производится в
следующей последовательности.
1. По известным из ТЗ параметрам (/д, 2, со, Рн) выбирается
наиболее близкий аналог двигателя. Используя таблицы
газодинамических функций, находим значения q (Я), А, /. Если
подходящего аналога нет, то можно использовать характеристики
двигателя, близкого по значению величины тяги. Определим
А = 1 — I*
^кр
FK '
где [л = 1,5; q (Я) — находим из условия Fa <: FKn по известному
из ТЗ давлению окружающей среды Ря. При определении
плотности заполнения сечения необходимо учитывать наличие
бронирующего покрытия, термоизоляции и зазора между зарядом
и стенкой камеры сгорания
5 фахрутдинов И. X. н др.
65

Ри,МПа
8,0
6,0
f,0
2,0
В
Рн~0,1МПа
~^"Р„=0,03МЛа.
к-1 ертА
2к 2fpM
i i —
Рис. 3.1. Зависимость давления в
камере сгорания от характеристик
материала корпуса и топлива при
различных давлениях иа срезе сопла
где гвн — внутренний радиус
камеры сгорания без
термоизоляции; г3 — радиус заряда
без бронирующего покрытия.
2. Найдем~длину камеры сгорания и значение коэффициента /
2,0 3,0 4,0 5,0 6,0 7,0 8,0 3,0 Л
1 =
fKApT
f = 1 + £>Hap/L
3. Определим величину давления в первом приближении по
формуле:
PH = d±yW-£-,
где
d = ^ = .
Aq(X)
/-гЫ—«
k-i
(X) *
+ я(Х)
4. По найденному значению Рк уточняется масса топлива
и конструкция заряда (поверхность горения, необходимая для
получения заданного закона изменения тяги), FKV, Fa, L, Д,
f, ч (*)•
Если найденные значения q (к), А, / близки к первоначально
принятым, то на этом расчет заканчивается. Если же найденные
значения 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
двигателя выбор рабочего давления можно производить, пользуясь
графиком рис. 3.1. Плотность заполнения сечения можно
определимого формуле
Д \ •* APKFK '
где РК —гдавление в камере сгорания принимается из опыта
проектирования
источников.
аналогичных двигателей нли литературных
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
ограничения (наружный диаметр двигателя, длина двигателя, диаметр
среза сопла). v
В начале проектирования производится комплексный анализ
всех требований в целом, предъявляемых к двигателю, в
результате чего формируются исходные представления (без
загромождающих деталей и подробных конструктивных разработок и
расчетов), во-первых, об основных определяющих условиях
эксплуатации и требованиях, предъявляемых к параметрам двигателя
(температурном состоянии конструкции, перегрузках,
аэродинамическом 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,
газодинамических 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 °С вследствие
аэродинамического нагрева перед пуском с самолета и др.), наиболее
рациональным является топливный заряд, скрепленный по
наружной 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
использовании топлива, обладающего высокими физико-механическими -
характеристиками, в частности, значительной деформацией при
низких температурах, т. е. для скрепленного заряда
определяющими, с точки зрения его прочности, являются величины
деформации поверхности центрального канала при минимальной
температуре. Таким условиям удовлетворяют ряд рецептур
теплив, имеющих приблизительно одинаковые значения плотности
и удельного импульса, на основе композиции высокоэластичных
каучуков, перхлората аммония, алюминия и небольшого
количества различных технологических добавок. Варьирование
скоростью горения осуществляется изменением содержания
специальных каталитических добавок.
Для РДТТ, применяемых в узком положительном
температурном диапазоне эксплуатации, могут быть использованы топлива
с высокой плотностью, достигаемой за счет некоторого ухудшения
физико-механических характеристик.
5*

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
проектируемого РДТТ и принятой схемы крепления топливного заряда,
выбирается тип топлива.
При выборе формы заряда руководствуются в основном
накопленным опытом проектирования и отработки аналогичных
РДТТ. В качестве предварительной формы заряда целесообразно
выбирать наиболее простую конфигурацию, не имеющую
концентраторов напряжений (таких, например, как радиальные и
кольцевые прорези). Простая форма заряда повышает надежность
РДТТ в работе и эксплуатации, упрощает оснастку,
технологический 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
горения от величины выгоревшего свода, то выбирают сложную форму
заряда — канально-щелевую или звездообразную. В некоторых
случаях при выборе формы заряда приходится исходить из
других соображений, превалирующих над соображениями простоты
и надежности. Так, в случае больших значений секундного расхода
(fa— -^— = БирЛ 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
высокий уровень скорости может оказаться трудно
достижимым.
Выбранная форма заряда уточняется после определения
расчетной зависимости поверхности горения от величины
выгоревшего 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,
развиваемой 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 конструкции двигателя
й теплозащитных покрытий.
Для расчета внутрибаллистических характеристик
современных твердотопливных ракетных двигателей применяются
аналитические 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
термодинамики и одномерной газодинамики с использованием осредненных
по поперечным сечениям параметров [12, 33].
В связи с внедрением ЭВМ широкое применение нашли
машинные 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
проектирования.
В основу машинных методов расчета внутрибаллистических
характеристик положена разбивка топливного заряда на
элементарные участки, представление дифференциальных уравнений
газодинамики и внутренней баллистики в форме конечных
приращений и совместное решение сиетемы уравнений газовой
динамики и внутренней баллистики математическими методами,
например методами Рунге — Кутта, Эйлера, методом
последовательных приближений (итераций).
Разбивка поверхности горения на элементарные участки
позволяет 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
поверхности горения, и рассчитывать приращения всех
характеристик" по длине топливного заряда последовательно по всем
элементарным участкам. Рассчитанное давление торможения на
входе в сопло проверяется по одному из известных способов,
например, по уравнению приведенной ллотности потока массы в
критическом сечении сопла, при неудовлетворении которого расчет
повторяется заново с новыми начальными условиями.
По окончательно определенным давлению в камере и
параметрам потока на входе в сопло рассчитывается тяга, развиваемая
двигателем.
Ракеты с двигателями твердого топлива эксплуатируются
в широком температурном диапазоне. Изменение начальной
температуры заряда приводит к изменению" скорости горения
топливного заряда, а следовательно, давления и тяги. Кроме того, на
скорость горения твердого топлива влияют факторы, связанные
с технологией изготовления заряда и состоянием исходных
компонентов топлива. К технологическим факторам относятся:
допуск 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) % [30, 32].
При расчете внутрибаллистических характеристик двигателя эти
факторы должны учитываться.
. Используя исходные "данные ТЗ, параметры выбранного
топлива и принятое давление внутри камеры, определяется
скорость горения топлива при крайних значениях температуры
эксплуатации. Для этого пользуются температурным
коэффициентом скорости горения ТРТ:
*«--£-= тЙ-- <3-8>
где В — термохимическая константа, определяемая для
каждой марки топлива экспериментально; Ин — скорость горения
при температуре tH, принятой за исходную (обычно +20 °Q;
t— температура, при которой определяется скорость горения щ.
Далее, используя упрощенное уравнение газового баланса
«ptS2 = фЛ/>к/?кр, (3,9)
где ф — коэффициент, учитывающий потери в сопле (ф = 0,98),
определяется скорость горения заряда
« ь§Г* шо>
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
получим уравнение прямой линии, которое потребуется в
дальнейшем
и=СРк. (3.11)
Основой для проведения расчетов служит зависимость скорости
горения топлива от давления в камере сгорания и = / (Рк) в
заданном температурном интервале эксплуатации с учетом разброса
скорости горения из-за технологических факторов.
70
Предположим, что эксплуатация двигателя производится в
интервале температур ±40 °С. Разброс скорости горения внутри
партии составляет ±2 % и между партиями ±3 % [3]. Сначала
рассчитывают и строят график зависимости и = f (/>„) для
нормальной 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
процентному "изменению скорости горения внутри и между партиями
топливных зарядов.
В принятых числовых значениях скорость горения
определяется так:
"+40(бп> = «+40 (1,02-1,03); и+40(мп) = «+40 (0,98-0,97);
и-4о(бп> = и-4о (1,02-1,03); и-40(мп> = "-40 (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 ы+Бп и «-мп и кривая для нормальных
температурных условий работы (при 20 °С). После этого на том же
графике из начала координат проводят прямую и = СРК. Прямая
пересекает все семейство кривых. Точки пересечения дают
пределы разброса по скорости горения и давлению. Используя
полученные данные, можно определить предельные значения
(минимальное и максимальное) времени работы двигателя и давления
в камере сгорания. Минимальные пределы необходимы для
определения устойчивости работы
двигателя при крайней
отрицательной температуре и минимальном
давлении. Максимальное
значение давления необходимо для
определения толщины стенки
камеры сгорания. Разброс
суммарного импульса и тяги двигателя
определяются исходя из значений
разброса давления и времени
работы. Разброс по величине
удельного импульса можно
определить, если нанести на том же
графике кривую /,д = / (Рк).
Прямую и = СРК можно пос- Рис- 3-2- Зависимости скорости
„.„„ _ •„„ _ « тт горения топлива и удельного им-
ТРОИТЬ ДРУГИМ СПОСОбОМ. ДЛЯ пу^ьса от давлеиияУ пр„ разных
этого надо задаться минимально температурах
Ig>,"fc
итак
"нам
ит1п
В
^
к
л
A^U+^ofrn)
lyd
71

допустимым давлением в камере сгорания Рк т1п. Затем,
восстановив перпендикуляр из этой точки на оси абсцисс до
пересечения с кривой и_мп. найдем точку А. Через начало
координат и точку А проведем прямую линию, которая пересечет
кривые и = / (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
изготовление.
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
критическим сечением соответствующего размера. Устранение
влияния начальной температуры эксплуатации заряда значительно
сложнее. Процесс изменения начальной 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
циклический характер в течение одних суток и в период одного годового
сезона.
Стабильность работы двигателя и постоянство тяговых
характеристик можно обеспечить несколькими способами: термостати-
рованием; применением регулирующих устройств;
предстартовой настройкой двигателя на требуемый режим работы;
воздействием 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
операцию можно проводить, выдерживая двигатель (ракету) в
специальных термостатах, обогреваемых (охлаждаемых) контейнерах
или покрывалах с электрическим подогревом и др. [181.
Перспективные автоматические устройства позволяют
регулировать параметры двигателя не только по начальной
температуре заряда, но и при воздействии случайных/факторов — не-
72
1 2
1 Z 3 4 5 В
m?f-
5)
Рис. 3.3. Сопло со сменными
вкладышами:
/ — сопловой вкладыш критического
(минимального) сечения; 2 — раструб сопла; о —
сопло для применения летом; б — сопло для
применения зимой
Рис. 3.4. Сопло с подвижным
центральным телом:
/ — траверса; 2 — шпонка; 3 —
неподвижный шток; 4- — подвижное
центральное тело; 5 — втулка с резьбой;
6 — раструб сопла
больших изменений давления в камере из-за изменения
поверхности горения заряда, неоднородности топлива, увеличения
критического сечения сопла и др. Известные устройства для
автоматического регулирования сложны по конструкции, имеют
невысокую надежность .работы, энергетически невыгодны.
Поэтому они не получили достаточного распространения [23].
Известны два способа регулирования парамегров двигателя
с помощью изменения критического сопла:
установкой сменных сопловых вкладышей в критическое
сечение сопла или сменных сопл с различными критическими
сечениями (рис. 3.3);
изменением площади критического сечения сопла
посредством 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
проводитсябез применения дополнительных деталей. Недостатком
конструкции является значительное увеличение пассивной массы
и ухудшение энергетических характеристик двигателя.
Настройка с помощью сменных вкладышей ступенчато
изменяет критическое сечение сопла. Обычно для сопла делается набор
вкладышей, каждый из которых отвечает определенному
температурному интервалу работы двигателя. Недостатками этого
способа является необходимость в период эксплуатации хранения
комплекта вкладышей вместе с двигателем и проведения
регламентных 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
использованием уравнения «прихода и расхода» газов. Производится
расчет FKV для минимальной и максимальной температур эксплу-
73

-f0-W-W-JO-2O-?O О 10 20 JO tO 50 60 t,°C
a)
- ¥1 -JO -20-
0 W 20 JO M $Ot,°C
S)
Рис. »3.5. Пример графика для подбора сменных вкладышей:
а — при Рк = const; 6 — при /< = const
атации с учетом скорости горения топлива выбранной марки
(рис. 3.5) при фиксированном значении Давления в камере
сгорания [23J
ир rain
(max)
"rain
(max)
pA
4>APK
После построения кривых PK mltl и Рк тах подбирают размер
критического сечения сопла. Для этого из точки,
соответствующей крайней положительной температуре (на рис. 3.5 эта точка
принята за +50 °С) восстанавливают перпендикуляр до
пересечения с кривой Рк Шах (точка А). Затем проводят
горизонтальную линию до пересечения с кривой Рк min (точка Б) и до
пересечения с осью ординат (точка F'Kp). Из точки Б опускают
перпендикуляр на ось абсцисс. Значения на оси абсцисс показывают,
в каком диапазоне температур обеспечивается постоянное
давление сопловым вкладышем с площадью критического сечения,
равной F'np (на графике F'Kp со.ответствует работе в диапазоне
температур от 20 до 50 °С). Следующую точку выбирают с
перекрытием температуры эксплуатации на Л/ = 2 ... 3 °С (на графике
эта точка соответствует /=22 ... 23 °С). Далее повторяется
описанная операция и находится размер FKP, затем FKp и т. д. до
полного .перекрытия всего температурного интервала
эксплуатации. Однако следует помнить, что число сменных вкладышей
не должно превышать трех, в противном случае существенно
усложняются условия эксплуатации: увеличивается время
регламентных работ, связанных с перестановкой вкладышей;
появляется 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 эксплуатации.
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
критического сечения сопла приводит к значительным потерям
суммарного импульса тяги двигателя.
Существует несколько способов настройки двигателя на
постоянство тяги в заданном температурном интервале
эксплуатации, одним из которых является также изменение критического
сечения сопла. Для нахождения условий сохранения постоянной
тяги необходимо-в уравнении
R = KRPKF«V,
где Кв. — коэффициент тяги, предположить, что произведение
^к^кр = const. Используя зависимости из работы [32] для
расчета площади критического сечения сопла, можно построить
график подбора сменных сопл во всем температурном диапазоне
(FKp)rain = (^крлОтШ е V * \ (3-12)
(""крышах = (""кр. н)гаахе i (o.lo)
где (FKV)mla — площадь критического сечения сопла,
обеспечивающая при минимальной температуре минимально допустимое
значение тяги; (/^тах — аналогично для максимально
допустимого значения тяги; (F^. H)mln — площадь критического сечения
сопла, обеспечивающая при нормальной температуре
минимальное'значение тяги; (^кр. н)гаах — аналогично для максимального
значения тяги. В относительном выражении уравнение (3.12)
примет вид:
л>>«=та^=^''-4 <ЗЛ4>
где D = -в физико-химическая константа; т = „ .: ,Е; ;
D 2. (Гп Гц)
Тп — температура горения заряда при предельном значении
температуры эксплуатации заряда, К; Тн — температура горения
заряда при нормальной температуре, К; ta — предельное значение
температуры эксплуатации, °С; tH — нормальное значение
температуры эксплуатации, °С;
Тв = Тя + (t„ - tB).
Для упрощения расчетов принято предельное минимальное
значение температуры эксплуатации '(/п)гшп за исходное. Кроме того,
предполагается, что настройка двигателя осуществляется
изменением площади критического сечения при постоянной площади
выходного сечения сопла Fa. Тогда, используя формулу (3.13),
строим кривую .Rmax = f (/°С) для безразмерной площади FKP
75

в температурном интервале использования двигателя (см.
рис. 3.5, б). За исходную принимаем точку, равную .FKp = L
Далее по формуле
1-У
(''кр. щшш / J\max \ v /о i c\
(^кр. н)гаах V R mm /
находим исходную точку А для кривой Rmn. Используя
уравнение (3.12), строим кривую Rmm = / (t°C). 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
первого сопла, восстанавливаем перпендикуляр до пересечения с
кривой Rmla- Из точки пересечения проводим горизонтальную прямую
до пересечения с кривой #тах. Под точкой пересечения находим
на оси абсцисс точку, определяющую температурную границу
работы второго сопла. Далее процесс подбора критического
сечения 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
испытывает воздействие механических и тепловых нагрузок,
различающихся характером нагружения, продолжительностью и
интенсивностью. 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
нагрузками; вибрациями и др.
Тепловые нагрузки обусловлены: суточным и сезонным
изменением температуры окружающей среды; изменением
температуры в технологическом процессе изготовления топливного
заряда; 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
компоновки ракеты и указывается в ТЗ на разработку двигателя.
Разработчик РДТТ определяет нагрузки, связанные с давлением
в камере сгорания, тягой, нагревом различных элементов
конструкции 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-
х76
телях многоступенчатой ракеты, находящейся в полете при
работе двигателя первой ступени. Корпуса неработающих
двигателей испытывают действие сжимающих сил, которые могут вызвать
потерю устойчивости оболочек. Для некоторых элементов
конструкции двигателя расчетным может стать режим
долговременного хранения или наиболее напряженный режим
транспортировки.
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
запасом прочности.
Продолжительность отдельных этапов эксплуатации должна
учитываться при проведении прочностных расчетов, выборе
материалов и конструктивном оформлении. Так, время хранения
готового изделия (в горизонтальном или вертикальном
положении) может исчисляться годами. Транспортировка — месяцами,
неделями или часами. Работа самого двигателя — от долей
секунды до нескольких десятков секунд. Указанные факторы
непосредственно 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
эксплуатируется в широком температурном диапазоне, все перечисленные
факторы могут создавать неблагоприятные условия работы.
Из всех перечисленных наиболее интенсивной нагрузкой,
действующей на двигатель, является давление внутри камеры.
Максимальное его значение принимается за расчетное.
С точки зрения расчета на прочность, корпуса РДТТ
рассматривают как емкости, чаще всего нагруженные кратковременно
статическим внутренним давлением (один раз или многократно)
в условиях изменения температуры окружающей среды от
отрицательных до весьма высоких положительных значений.
Уровень давлений внутри камеры для различных классов
РДТТ и осевая перегрузка для разных ступеней ракеты
ориентировочно находится в следующих пределах [30]:
пх 2 ... 6 I 20... 35 | 100 и более
Рк, МПа 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
теплозащитных покрытий.
В первом приближении расчетное-значение давления внутри
камеры можно определить по формуле
"к. р ~ "1^2' к шах»
гДе Р« max — наибольшее давление в камере сгорания при
максимальной температуре эксплуатации; kx — коэффициент,
учитывающий разброс давления для топлива выбранной марки
различных партий и внутри партии; kt — коэффициент,
учитывающий повышение (заброс) давления (например, при горении
воспламенителя). В том случае, когда неизвестно влияние отдельных
факторов, т. е. значение коэффициентов kx и k2, можно принять
в приближенных расчетах
' к. р == ('«^ ••• 'Д) ^ктах-
Для определения напряжений от сжимающих сил в
цилиндрической 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 на*гружения: 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, 32].
Приблизительно можно определить осевое усилие, если
воспользоваться уравнением
Nx = g0mnx — (Fsi)x,
где т — масса рассматриваемого объекта; пх — осевая
перегрузка; FSi — суммарный вектор от внешних нагрузок (тяга,,
аэродинамические силы, давление в камере сгорания,
управляющие усилия); g0 — ускорение свободного падения.
Принимаем действие сил Nx, nx, (FSi)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 —
скрепленный (рис. 3.6). Действие сил будем рассматривать по сечениям
начиная от головной части ракеты.
Для сечения /—/, проходящего через плоскость крепления
полезного груза,
Ni = («г. о -f mn. н) ganx + Flt
где ал,,. 0 —масса части головного отсека, находящаяся слева от
сечения /—/; Ft — сила аэродинамического сопротивления
рассматриваемой части корпуса.
78
Рис. 3.6. Эпюры растягивающих сил в трехступенчатой ракете
Для сечения 4—4 уравнение запишется:
Ы^ = (m4 + o)3) gV4 + F4.
где m4 — масса конструкции ракеты, находящаяся слева от
сечения 4—4; со3 — масса топлива третьей ступени; F± — сила
аэродинамического сопротивления ракеты до сечения 4—4.
Для сечения 5—5, проходящего через переходной отсек,
где пц — 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 со2 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
скачкообразным характером изменения эпюры.
Для работающего двигателя характерны, большие
растягивающие усилия, обусловленные внутренним давлением газов.
Поэтому эпюра имеет положительное значение. Для сечения 9—9
уравнение выглядит как
Л/'э == rntg0nx — /КррКр + F9,
где щ — масса ракеты слева от сечения 9—9 (часть заряда щ
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 //—//. Осевую силу можно
определить лишь так:
#11 =■• —"»Х. О#0Л* — ^12,
79

где mx. о — масса хвостового отсека; F12 — сила
аэродинамического сопротивления, приходящаяся на хвостовой отсек.
Температура газов внутри камеры и скорость потока газов
с учетом уровня давления внутри камеры влияют на выбор
внутренних ТЗП: чем выше температура, скорость и давление в
камере, тем более высокая эрозионная и тепловая стойкость
требуется 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
воздействия 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
втором — термостойкие материалы оболочки и конструктивные меры
по защите заряда ТРТ от нагрева;
местные нагрузки, к которым относятся механические
нагрузки 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,
соединяющих двигатель с ракетой).
От того, какие из перечисленных нагрузок раздельно или
одновременно действуют на конструкцию, зависит выбор
материала конструкции.
Большую опасность для бортовой аппаратуры и силовых
элементов ракеты, а также для элементов конструкции
двигателя представляют неустойчивые колебания давления и тяги
РДТТ [25].
Колебательные процессы в РДТТ делят по частоте на
низкочастотные и высокочастотные.
К низкочастотным неустойчивым неакустическим
автоколебаниям относят диапазон частот меньший, чем минимальная
собственная акустическая частота РДТТ, т. е. не более 100 Гц.
При этом колебания давления в каждой точке объема камеры
сгорания считаются одинаковыми. Уровень низкочастотной
неустойчивости характеризуется приведенной длиной камеры
сгорания
/*_ v
— F '
'к
80
где V — объем внутри камеры; FK — площадь минимального
(критического) сечения сопла. Поэтому низкочастотную
неустойчивость называют еще /^-неустойчивостью. Низкочастотные
неустойчивые 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
акустических частот конструкции РДТТ (включая твердотопливный
заряд). При этом акустические волны, возникающие 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
диапазоне частот 100 ... 1000 Гц.
На практике могут возникать различные колебательные
процессы 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,
изменение объема и геометрии камеры при выгорании заряда,
неоднородности продуктов сгорания в объеме камеры, переменность
массы заряда, колебаний стенок камеры двигателя и т. д.
На основе анализа экспериментальных результатов в
настоящее 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
a) В)
Рис. 3.7. I-камера для изучения неустойчивого горения:
а — камера с торцевым горением заряда; б — камера с прозрачными стенками,
канальным зарядом и модуляцией расхода;
1 — топливо; 2 — датчики давления; 3 — сопло; 4 — модулирующий диск
6 Фахрутдниов И. X. и др. 81

и т. д. Если при этом разложение топлива сопровождается
экзотермической реакцией, такое топливо более чувствительно к
высокочастотным колебаниям. Тогда пульсирующий тепловой поток,
идущий к поверхности заряда, вызывает также повышение
скорости разложения. Таким образом при взаимодействии горящей
поверхности заряда и элементов конструкции внутри камеры
двигателя 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 —
высококалорийному, 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
положительных 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
увеличении давления до определенной величины;
размеры заряда не влияют на амплитуду и частоту
низкочастотных колебаний;
амплитуда низкочастотных колебаний растет при
увеличении концентрации металлических добавок.
Экспериментальные исследования низкочастотной
неустойчивости проводят в так называемых L-камерах (рис. 3.7).
Высокочастотная неустойчивость РДТТ проявляется в виде
акустических колебаний со значительными, соизмеримыми с
уровнем рабочего давления в камере, амплитудами и частотами самых
различных мод, появляющимися, исчезающими и возникающими
вновь. Это часто сопровождается временным возрастанием
средней скорости горения топлива. При этом камера двигателя ведет
себя как резонатор, обладающий рядом различных резонансных
частот, и потому способна реагировать на любые малые
возмущения, если приход акустической энергии при виброгорении топлива
будет превышать потери этой энергии в камере сгорания. К
факторам, которые в зависимости от их характеристик уменьшают
или увеличивают акустические колебания, возникающие на
поверхности 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
релаксация 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,
образующие конденсированные частицы, с одной стороны, улучшают
демпфирующее действие, с другой — увеличивая количество
выделяемого тепла, дестабилизируют процессы внутри камеры.
Поэтому введение А1203 более эффективно, чем увеличение
количества 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 °С ... —50 °С)
вероятность неустойчивости процесса горения топлива возрастает.
5. Давление в камере сгорания. Существует диапазон
предельных (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
Скорость звука
f 3 •
а)
Акустическое
давление
6)
Рис. 3.8. Пульсационная Т-камера:
о — схема камеры; б — характеристики акустического поля; / — воспламенители или
генераторы импульсов; 2 — в резервуар; 3 — топливо; 4 — датчики давления
83

устойчивость работы РДТТ. Так, например, гладкие, а еще в
большей степени — гладкие конические каналы, также как и
ступенчатые (с увеличением сечений в сторону сопла), склонны к
усилению 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
относительной длины канала увеличивает вероятность возникновения
неустойчивого 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
процесс, можно назвать следующие: эрозионно стойкие
перфорированные кольцевые перегородки на пути продольных колебаний,
акустические полости, включая (для небольших РДТТ) резонаторы
Гельмгольца. Особое влияние оказывает конструкция входной
части сопла. При разработке конструкции сопла необходима
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
перепуска газа, расположенные в утопленной в камеру части сопла,
также могут служить сильным источником усиления акустических
волн.
Экспериментальные исследования качественных
сравнительных 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 волк
с частотой, равной a/(2L), 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
основные конструктивно-технологические узлы, намечает
конструкционные материалы основных элементов. Одновременно
учитываются и особые требования ТЗ, отличающие проектируемый
двигатель от известных..
Вначале назначается приблизительный уровень давления
внутри камеры сгорания. Затем по методикам, описанным ранее,
84
рассчитываются основные параметры двигателя, выбирается
топливо и определяются форма и размеры заряда, размеры
критического сечения сопла и координаты образующей профиля сопла.
Все перечисленные данные позволяют приступить к стадии
построения исходной конструктивной схемы двигателя.
Графическое построение исходной конструктивной схемы
выполняется в тонких линиях вдоль контура предварительно
выбранной формы заряда. После этого графически выполняется
схематичная компоновка — оформление основных элементов
конструкции (днищ переднего и заднего, узлов соединения днищ с
корпусом, элементов соплового блока и узлов соединения его с корпусом,
элементов скрепления заряда с корпусом, воспламенителя,
теплозащитных покрытий эрозионно стойких элементов и т. д.).
Построение исходной конструктивной схемы завершается
компоновкой — размещением узлов крепления, подвесок, соединений
двигателя 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
предусмотреть взаимовлияние конструкторских и технологических
особенностей проектирования различных деталей и элементов
двигателя на конструктивный облик элементов и двигателя в
целом составляют творческую основу работы конструктора.
Некоторые 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
конструкций с целью выбора оптимальных материалов, т. е. обладающих
наилучшими свойствами при минимальных затратах и
минимальной массе конструкции. В результате такого анализа
дорогостоящий материал может оказаться более приемлемым, чем дешевый,
если выигрыш, например, в массе конструкции окажется больше
критического. В процессе анализа необходимо, помимо цены
материала, учитывать стоимость изделия и всей системы в целом.
При расчете эффективности применения материала следует
учитывать не только уменьшение массы, но и сопутствующие факторы.
Сочетания нагрузок, действующих на конструкцию,
определяют выбор материалов, оптимальных, для этих конструкций.
Оптимальность в данном случае, предполагает разработку
конструкции, обладающей минимальной массой.
С точки зрения главного критерия при выборе материала —
обеспечения минимальной массы — наиболее выгодным для
несущей конструкции (например, оболочки корпуса РДТТ) будет
материал, имеющий максимальную удельную прочность, если
определяющий вид нагружения в конструкции растягивающий,
или — имеющий максимальную удельную жесткость, если
определяющий вид нагружения требует обеспечения устойчивости
конструкции. Под удельной прочностью понимают отношение
предела прочности материала к его плотности ав/р. Под
удельной жесткостью понимают отношение модуля упругости материала
к его плотности Е/р.
Бериллий имеет высокие электро-, теплопроводность,
жаростойкость, температуры плавления и кипения, коррозионную
стойкость, способность не менять размеры и конфигурации при
изменении параметров окружающей среды. Имеет низкую
плотность. Этот металл относится к числу выдающихся
аэрокосмических 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
жесткости. Учитывая более высокую, чем у сталей, и еще более
высокую, чем у титановых сплавов, технологичность и низкую
стоимость 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
специальных термообработок соединений и целиком изделий после
сварки и высокую технологическую культуру. Даже
незначительные 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) ав > 1,5 ГПа. Такой уровень прочности
достигается на высокоуглеродистых среднелегированных сталях и
мартенситно-стареющих (коррозионно-стойких) сталях. -
Основным недостатком высокопрочных сталей является
повышенная чувствительность к концентраторам напряжений.
Склонность высокопрочных сталей к разрушениям от
концентраторов напряжений различна в зависимости от направления
расположения надреза относительно проката листов. Образцы,
вырезанные из мартенситно-стареющей стали в разном
направлении, имеют разные значения вязкости разрушения. Наибольшая
вязкость разрушения наблюдается при расположении надреза
поперек волокон проката. Концентраторы напряжений на
высокопрочных сталях по разному проявляют себя в зависимости от
толщины материала. Чем толще испытуемый образец, тем в
большей степени - проявляется наличие концентратора напряжений.
Для уменьшения чувствительности высокопрочных сталей
к концентраторам применяются следующие способы их
производства: вакуумно-дуговая выплавка; обработка металлов
синтетическими шлаками в ковше; электрошлаковый переплав;
электронно-лучевой переплав. Эти способы рафинирования сталей
позволяют снизить содержание газов и вредных примесей серы
и фосфора в металле.
Конструкционные высокоуглеродистые среднелегированные
высокопрочные стали приобретают максимальные прочностные
свойства после закалки и низкого отпуска. Прочность этих сталей
создается в основном благодаря повышенному содержанию
углерода (до 0,48 %). По мере увеличения содержания углерода до
0,48 % твердость и прочность закаленной низкоотпущеннои стали
увеличиваются, сохраняя пластичный характер разрушения. При
дальнейшем увеличении содержания углерода твердость стали про-
87

Рис. 4.1. Зависимости свойств стали от
содержания углерода после двухчасового отпуска
при 220 °С
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
элементами, упрочняющими феррит и
повышающими прокаливаемость стали, при
увеличении сопротивляемости
хрупкому разрушению.
Рассмотрим кратко характеристики влияния основных легирующих
элементов.
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, кислотостоикости
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 °С,
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,
одновременно увеличивая прочность, пластичность, ударную вязкость,
прокаливаемость и уменьшает коэффициент линейного расширения. Следует учитывать,
что с увеличением содержания никеля плотность конструкционной стали
возрастает.
Вольфрам (вводится в конструкционные стали до 1,5%) повышает
твердость и красностойкость стали благодаря образованию карбидов (твердых
химических соединений). Присутствие вольфрама в конструкционной стали
препятствует росту зерен при иагреве и препятствует возникновению отпускной
хрупкости.
Молибден (вводится до 0,6 %) повышает прочность, твердость,
жаростойкость, незначительно снижая вязкость и пластичность и уменьшая отпускную
хрупкость.
Титан (добавляется до 0,2 %) позволяет повышать прочность и
сопротивление коррозии, способствует размельчению зерен, но увеличивает плотность стали.
В буквенно-цифровой системе обозначения марок конструкционных
легированных 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 — ииобий. В начале марки
•стали цифрами указывают среднее содержание углерода в сотых долях
процента. 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
требования 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
чувствительному к надрезу.
88
Наилучшими сочетаниями механических свойств высокопрочные стали
обладают при сравнительно низкой температуре отпуска (200 ... 300 °С). На
примере высокопрочной стали 42Х2ГСНМА (ВКС-1) можно проследить эти свойства.
При отпуске в интервале температур 200 ... 300°С предел прочности
остается на достаточно высоком уровне. При повышении температуры отпуска более-
300 °С 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
предельным, так как в противном случае резко возрастают склонность стали к
хрупкому 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
параметров ЛА, в том числе к уменьшению пассивной массы РДТТ.
Значительная роль в этих достижениях отводится созданию
принципиально новых конструкционных материалов —
волокнистых композиционных материалов, обладающих таким высоким
уровнем прочностных, физических и других свойств, которые
практически недостижимы в традиционных, металлических
сплавах и полимерных материалах (рис. 4.2). Применение этих
материалов 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
ориентацией и суммированием прочности микромолекул в
направлении оси волокна и резким снижением возникновения дефектов
(трещин, пузырьков и т. п.) — очагов разрушения на
незначительной внешней поверхности
волокна. Объединяя волокна с
помощью связующих, можно
получить волокнистые
композиционные материалы с
уникальными свойствами.
До появления волокнистых
композиционных материалов
для производства ЛА
применяли материалы, имеющие в своей
основе элементы,
представленные во втором, третьем и чет^
вертом рядах периодической
системы химических элементов
Менделеева (рис. 4.3).
Остальные элементы неприемлемы из-
за высокой плотности.
Испытания
конструкции
Ъ7°/о
Система
снижения и
изменения формь/
нагрева
^8%
Рис. 4.2. Относительные вклады
достижений техники в уменьшение
пассивной массы ЛА
89'

г Y
Be
\М>Лмд
, *
Са
Sc
п
V
Сг
Мп
Fe
Со
Ni
Си
In
В
&а
Г
Г XX
Ge
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,
элементов 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
четыре 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 3,5-10*
модуль упругости, Па 420-109
температура плавления, °С 2050
Главный интерес представляет удельная жесткость бороволокна,
более чем в 5 раз превышающая удельную жесткость
стекловолокна и более чем в 6 раз — высокопрочных сталей, титановых и
алюминиевых сплавов.
Наибольшее распространение получили боропластики на
эпоксидных связующих. Основные свойства боропластиков следующие:
предел прочности, Па 1,75-10е
модуль упругости, Па 220-109
Углерод в массивном объеме также хрупок и в несущих
конструкциях не применим.
Высокопрочные (ав = 2,1 ... 2,45 ГПа, Е = 250 ... 280 ГПа)
или высокомодульные (ав == 1,4 ... 1,75 ГПа, Е w 380 ГПа)
углеродные волокна используются для изготовления следующих
полуфабрикатов: рубленого волокна, штапельной ткани,
предварительно пропитанной ткани и непрерывной ровницы.
Основные свойства высокомодульных волокон:
плотность, кг/м3 (1,7 ... 1,8)-103
"^предел прочности при растяжении, Па .... (2,4 ... 3,1)-109
модуль упругости, Па до 300-109
90
Углепластики изготавливаются преимущественно с
применением эпоксидных связующих. Основные свойства эпоксидных
углепластиков:
плотность, кг/м3
предел прочности при растяжении, Па ....
модуль упругости, Па
удельная прочность, Дж/кг
удельная жесткость, Дж/кг
1,5-103.
1,6-10»..
130-109.
107-10* .
8700-10* .
. 1,6- Ш3
. 1,3-109
. 190-109
. 81-10*
. 12 000-104
Кроме высокой удельной жесткости высокомодульные
углепластики обладают высокой статической^ выносливостью.
Углепластики обладают более высокой, чем у металлов,
демпфирующей 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
отрицательный коэффициент термического расширения (для эпоксидного
углепластика коэффициент термического расширения вдоль
направления волокон составляет (1,5 ... 5,0)-10~6 на ГС в
диапазоне температур 20... 300 °С). Перечисленные свойства делают
эффективным применение углепластиков для изготовления
рабочих и направляющих лопаток вентиляторных ступеней
компрессоров низкого давления авиационных турбовентиляторных
реактивных двигателей. Особенно перспективно применение
углепластиков в конструкциях, работающих на устойчивость под
воздействием внешнего.избыточного давления, изгибающего момента и
осевого сжатия. Разработаны также композиции
углерод—углерод, в которых в качестве связующих для углеродных волокон
применяют углеродные графитизированные матрицы. Такие
материалы обладают высокими теплозащитными свойствами,
химической инертностью, сохраняют прочностные характеристики до
весьма высоких температур и имеют следующие свойства:
плотность, кг/м3 1,46;103
предел прочности при растяжении, Па :
4 при 20 °С 28,1-109
при 2500 °С 27,4-109
Представляется целесообразным применение~композиций
углерод — углерод для изготовления сверхзвуковых раструбов
сопл РДТТ.
Весьма перспективными и обладающими существенными
преимуществами 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
композиционных материалов. Намечаются определенные пути улучшения
технологии получения углеродных волокон и дальнейшего
повышения 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
конструкционные материалы. Высокомодульное стекловолокно имеет
предел прочности на растяжение около 5,6 ГПа, модуль упругости
126,5 ГПа при плотности около 2600 кг/м3.
Стекловолокно получается выдавливанием расплавленной
стекломассы 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
наполнителей для композиционных материалов.
Пряжа (нить) состоит из непрерывных элементарных
волокон.
Ровница составляется из ряда сложенных в ленту
параллельных некрученых нитей. Ровница или пряжа используется для
изготовления изделий намоткой. Если ровница или пряжа
заранее пропитана смолой (связующим) и поступает на процесс
намотки в подсушенном виде, то процесс намотки изделий называют
сухим, если ровница или пряжа пропускается через смолу
непосредственно перед намоткой — мокрым.
Рубленое волокно получается в результате резки ровницы на
куски. Рубленое волокно можно вместе с жидкой смолой
напылять на форму для получения изделия. Можно из смеси рубленого
волокна со смолой готовить прессовочные составы.
Нетканые маты применяют для ручного формования и
прессования 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 °С. Нагревание стекловолокна до температуры
400 ... 500 °С с последующим охлаждением снижает его прочность
почти вдвое.
■92
Для теплозащитных (аблирующих) композиционных
материалов используются кремнеземные и кварцевые волокна, не
снижающие своих свойств до 1200 °С.
Органические волокна. Значительные достижения химии
позволили создать весьма перспективные высокопрочные
высокомодульные 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- Ю4
Это стойкое к воздействию химических веществ волокно обладает
также на 20 ... 30 % большей, чем стекловолокно,
сопротивляемостью к поверхностным повреждениям, хорошими электро- и
теплоизоляционными свойствами и не теряет прочности до
температуры 290 °С.
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
материалы, полученные сочетанием в одной композиции
высокомодульных органических (полимерных) волокон с углеродными.
В таких композициях полимерные наполнители повышают эла-"
стичность, ударную прочность и снижают плотность, а углеродные
волокна повышают прочность и жесткость.
Из приведенного обзора конструкционных волокнистых
композиционных материалов видно, что они отличаются от
традиционных металлических сплавов образованием композиционного
материала одновременно с изготовлением конструкции. При этом
механические свойства композиционного материала в изделии
обуславливаются схемой расположения волокна и могут
сознательно меняться изготовителем изделия, т. е. конструкции могут
изготавливаться с регулируемой анизотропией материала. Таким
образом, при разработке конструкций из волокнистых
композиционных материалов, получаемых методом намотки,
проектирование требует одновременного охвата вопросов не только
назначения геометрических размеров конструкции, но и назначения
внутренней структуры материала — числа и порядка чередования
слоев, углов ориентации, вида армирующих нитей и их
относительное содержание в объеме композиции. Это со своей стороны
требует обеспечения соответствия формы конструкции
возможностям композиционных материалов и технологическим
возможностям реализации конструкции методом непрерывной намотки.
93

Таблица 4.Р
Высокопрочные композиционные материалы
Материал
Стеклопластик ППН
Боропластик ППН
Углепластик ППН
Оргаиопластик ППН
Плотность,
Ы 0-" кг/м'
2,07
2,06
1,54
1,35
Предел прочности
на растяжение,
1. 10-» Па
1,0... 1,1
0,88
0,55
0,78
Модуль упругости
при растяжении,
МО"» Па
39,2
117
по
42,17
Удельная
прочность,
ЬЮ-1 Дж/кг
47,3
42,7
35,7
57,8
Удельная
жесткость,
I-I0-' Дж/кг
1894
5680
7143
3124
Предельное
относительное удли- .
неиие, %
2,5
0,75
0,5
2,1
Температура
начала падения
прочности волокна, °С
350
500
2000
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
складывается из следующих составляющих процессов: лента (ровница),
составленная из однонаправленных нитей, пропитывается
связующим, подается на вращающуюся оправку и укладывается по
геодезическим линиям или с незначительным отклонением от них.
В зависимости от характера нагружения оболочки и ее геометрии
под любым углом (от 0 до 90°)
лент, намотанные по окружности
(под углом 90° к оси оправки),
воспринимают только окружные
(тангенциальные) напряжения.
Для того чтобы оболочка была
способной воспринимать и
осевые нагрузки, необходимо
между окружными слоями
проложить продольные слои.
В табл. 4.1 [30] даны
сравнительные характеристики
основных композиционных
материалов, рассчитанные для
цилиндров, изготовленных
продольно-поперечной намоткой.
Для сравнения на рис. 4.4
представлены характеристики
намотка может производиться
к оси вращения оправки. Слои
0«/о -Ю*, Дж/кг
so
40
J0
20
яг,
lr. \Органолласти'к
Стеклопластик
Ста/гь
Титан
Jii
Шюминий
S
Ворапластик
Углепластик
0 2500 5000 f/<?-ro*4jqfa
Рис. 4.4. Сопоставление значений
удельной прочности и удельной
жесткости конструкционных материалов
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
кратковременно без длительного нагрева, наиболее эффективно
применение органо- и стеклопластиков. В случае применения в
качестве связующего в стеклопластиках полиамидных смол стекло-
и органопластики выгодно применять для использования при
температурах до 300 °С, 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
значительно больших, чем у металлических корпусов, изгибных
деформаций, недопустимых для ракет. Следовательно, выбору
материала должна предшествовать сравнительная оценка
напряженно-деформированного состояния вариантов конструкции,
выполненных из различных материалов (при этом следует
учитывать, что волокнистые композиционные материалы при
растяжении в направлении армирования являются линейно-упругими до
разрушения). Затем должен быть проведен технико-экономический
анализ с учетом влияния факторов не только изделия, но и
системы в целом. При этом должны учитываться также
производственно-технологические возможности и сроки внедрения новой
разработки.
Рассмотрим наиболее вероятные причины, положенные в основу выбора
материалов для корпусов РДТТ ракет «Титаи-ЗС», «Мииитмеи», «Спринт» и
«Феникс» (США).
Корпуса- бустериых 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, осиастки и
технологической механизации едва ли было бы экономически оправдано: с одной
стороны, оио потребовало бы значительных затрат и длительных сроков
разработки и отладки, с другой —- после внедрения простаивало бы в связи с
малыми партиями изготавливаемых корпусов, в то время как изготовление
сварных металлических оболочек таких габаритых размеров осуществляется по
отработанным технологическим процессам. Кроме тоге, стеклопластиковые
корпуса с малыми запасами прочности (1,35 ... 1,5) после каждого иагружеиия
внутренним рабочим давлением теряют определенную долю прочности.
Известно, что металлические корпуса бустериых РДТТ ракеты «Титаи-ЗС»
многократного использования. Эго дает значительный экономический эффект.
Применение стеклопластиковых корпусов многократного использования
потребовало изменить технологию иаиесеиия внутренней теплозащиты и увеличения
запасов прочности оболочки, а значит, увеличения массы оболочки и
удорожания 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
удлинений привело бы к еще большему снижению преимуществ стеклопластиков.
Двигатели третьей ступени ракеты «Мииитмеи» и, двух ступеней ракеты
«Сприит» одноразового использования имеют сравнительно небольшие размеры
и короткое время работы в условиях, когда материал стеики корпуса в своей
основе сохраняет исходную низкую (до 80 °С) 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 иагреву в течение десятков мииут, пока летает самолет.
К моменту начала разработки ракеты «Феникс» ие было еще достаточного опыта
разработки стеклопластиков иа полимидиых связующих, т. е. ие было
стеклопластиков, работающих при температурах выше 80...100°С. Это является
одной из причин применения высокопрочных сталей для изготовления корпуса
РДТТ ракеты «Феникс».
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
конструирования играют существенную роль в общем объеме
мероприятий, позволяющих снижать массу конструкции.
В настоящей главе изложены основы расчетной оценки
наиболее типичных элементов конструкции РДТТ и рекомендации по
их конструированию, которые являются необходимыми при
решении следующих задач эффективного использования
конструкционных материалов и достижения технологичности будущей
конструкции: определения наиболее рационального взаиморасположения
конструктивных элементов и выбора наиболее рациональных
конфигураций 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
соблюдается условие 8/г <z 1.
Обечайки корпусов делятся по форме на цилиндрические,
конические 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
элементы.
Обечайки могут заканчиваться фланцами или переходами
в днища. Наконец, обечайки могут иметь промежуточные пояса
жесткости (кольца, бандажи, хомуты).
Для приближенных расчетов исходных напряжений от
действия давления внутри камеры в длинном гладком цилиндре
пользуются формулами:
7 Фахрутдииов И. X. и др.
97

а) I /;
Рис. 5.1. Стыковое сварное соединение:
а — утолщение свариваемых кромок; б — смещение кромок
где о1у а2 — напряжения, соответственно, в сечениях вдоль
образующей 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
необходимость усиления (утолщения) обечаек (рис. 5.1, а).
Необходимость околошовных утолщений бывает связана со следующими
технологическими особенностями. При сварке двух смежных
обечаек невозможно добиться идеального совпадения свариваемых
кромок по всему кольцу. Из-за неодинаковых диаметров,
неодинаковых толщин свариваемых кромок и отклонений при монтаже
под сварку имеет место смещение свариваемых кромок (см.
рис. 5.1, б). Кроме того, комплекс механических свойств
материала сварных швов (ав, 8, \f>, aK) уступает такому комплексу
свойств основного материала. Наконец, в околошовной зоне могут
возникать искажения образующей цилиндра, связанные с
неизбежной усадкой шва и неравномерными термическими влияниями
в процессе термообработки сварных обечаек.
В длинных обечайках пренебрегают влиянием нагрузок,
действующих на краю. Длинной считают обечайку, если выполняется
условие
где
_ У 3(1-ц»)
V
Принимая для металлических обечаек коэффициент Пуассона
li = 0,3, получим J3 =
Следовательно, длинной обечайку можно считать, когда
I:
,2ЛУ±
Исходные напряжения в обечайке длинного цилиндра
определяются по формулам (5.1).
При расчете короткого цилиндра учитывается
подкрепляющее влияние фланцев или днищ, замыкающих цилиндр. Эти
элементы создают повышенную жесткость, что приводит к появ-
98
лению изгибающих моментов. Избыточные напряжения в краевой
зоне можно определить по формуле [26]
faW-JVl(i+yS--i£iir).
При ц = 0 изгибное напряжение примерно в два раза больше
окружного напряжения аг.'
В конечном счете обечайка корпуса, как каждый другой
несущий элемент конструкции, рассчитывается от действия
эквивалентных нагрузок, определяемых суммированием всех нагрузок
на корпус в так называемом расчетном случае (т. е. случае
действия максимальной суммы нагрузок).
Рассмотрим пример, когда в расчетном случае на обечайку
корпуса действуют одновременно осевая сила N, изгибающий
момент М и давление Рк.
Максимальное нормальное напряжение в цилиндрической
оболочке от внешних сил
_ N , AM
(W- л£)б "Г" л£)26 •
Напряжения от давления определяются по формулам (5.1).
Тогда суммарные напряжения в обечайке от действия всех
сил будут равны:
РКР . _. .
oi 2fj—' °i:s ~~ amax т о*-
Отсюда следует, что реальные напряжения по двум осям не
соответствуют идеальному, равному 1 : 2. Поэтому при оценке
двухосного напряженного состояния обечайки от действия
внутренних и внешних нагрузок необходимо знать механические
свойства конструкционного материала обечайки, полученные в
результате испытаний образцов в условиях, имитирующих
двухосное 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
сжатия 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
траектории .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
участков оболочки и общая потеря устойчивости вместе со шпангоутами,
если таковые имеются.
Для цилиндрических оболочек, изготовленных из металла,
делается допущение о том, что свойства материала одинаковы во
всех направлениях, т. е. оболочка изотропна. Расчет проводится
в предположении, что заряд не оказывает подкрепляющего
влияния. Расчет оболочки на устойчивость можно провести,
используя соотношения работы [21.
Устойчивость при действии избыточного внешнего давления.
Если оболочка нагружена внешним равномерным давлением q,
то критическое значение давления можно определить по формуле
Г(\ — |Л2)<7кр 1_м2
Е8 ,,,,/, I2/2
<*-'>('-l£)
"I- 12г2 « '"Г" t | „2/2 >
где п — число волн, образующихся в окружном направлении;
/ — длина участка оболочки между подкрепляющими элементами
или для оболочек, шарнирно опертых по краям, по
приближенным формулам [21:
для коротких оболочек
я2£6*' 0 с, £бз
= o,ol
Чкр — 3(1 _ p^rl* — "•"' rlt '
для длинных оболочек
£63 6s
<7кр = 4(1 -ц2) л» = °'27Е ~W~ •
Для сварных оболочек расчетное значение qKp рекомендуется
уменьшить на 15 %.
Устойчивость при действии осевых сил. Для короткой
оболочки ( —< 1.2 1/— I критическое напряжение сжатия сткр =
= Якр/(2ягб) определяется из равенства
а я2£62 -ОПОЕ 6'
°кр — 12(1—ц»)/а ~"|Ж /* '
Если у короткой оболочки оба торца имеют жесткие заделки, то
б2
(тир = 3,6£ -р-.
100
Рис. 5.2. Схемы нагружения обечайки:
а — моментом кручения; б — изгибающим моментом
Для оболочки средней длины (1',2 ]/ A<_L< 3 ]/-£-)
критическое напряжение сжатия
^кр =
£6
г 1^3 (I — |i»)
0,605£
Критическое осевое усилие, действующее на оболочку,
определяется как
Для длинной оболочки критическое осевое усилие
я3£л28
г кр — /3
Критическое напряжение сжатия
^кр я2 р г2
°КР ~ 2лг6 2~ ~F
31
£г2б
Г-
4,93
/2 '
Устойчивость при кручении. При действии скручивающего
момента (рис. 5.2, а) в оболочке создаются касательные
напряжения
ткр = Мк1{2шЧ).
Для короткой оболочки (— <3|/ —
Ткп ~ т 12(1-ц2)/2 - 4'b,3i: 12-
1кр
В случае, если края короткой оболочки имеют жесткие
заделки, то
1кр
:8.П£-5Г
101

Для оболочки средней длины (3 j/ — <— < 9 у* — г
6 /
0,74£б
°кр
^
6r =0.78£-|--J/-^.
/•(1-|л2)5/8
Для длинной оболочки I —>9 у -g
Устойчивость при нагружении изгибающими моментами по
концам. Действие изгибающих моментов (см. рис. 5.2, б),
приложенных по концам оболочки, вызывают нормальные напряжения
М„
Для короткой оболочки (-7"< 1,2У "7/ кРитическое
значение изгибающего момента
- ми а оп б2
°И. кр — ^2§ — VI,»V ^2 .
Для оболочки средней длины П,2 у — <— <3 j/ -g-J
а„.„Р = -^Г = 0,605£4-.
Устойчивость конической оболочки от действия сжимающей
силы (рис. 5.3). Сжимающие напряжения
Р
ох =
Критическое напряжение
2лг (х) б sin a
акр-0,605£-^-,
где г0 — радиус кривизны конической оболочки.
Осевое критическое усилие
одинаково для всех сечений оболочки
и равно
Ркр = 0,605£622л sin2 a =
= 3,80£62 sin2 а.
^ Методы расчета устойчивости
оболочки в случаях комбинирован-
Рис. 5.3. Схема нагружения ко- нагружения приведены В
ннческой обечайки сжимающей nulu lrXy v
силой работе 12 J.
102
5.1.3. Днища
В задачу проектирования переднего и заднего
(расположенного со стороны сопла) днищ РДТТ входит определение
наивыгоднейшей формы и толщин стенки обечайки днища.
Металлические днища изготавливаются чаще штамповкой или
раскаткой, 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,
удовлетворяющие требованию минимальной массы при достаточно большом
внутреннем объеме и при условии обеспечения наилучшей
компоновки с соединяющимся, с двигателем отсеком ракеты.
Полусферическое днище обладает минимальной массой,
обусловленной безмоментным напряженным состоянием с равными
меридиональными и окружными напряжениями,
^кЯсф
0 сф — #1 = в-2 — —^ >
где 7?Сф, б — 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<i>, 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
распространив эллиптическом днище меридиональные и окружные (рис. 5.4)
напряжения стх и а2 можно определить из уравнения
Rl ^ /?2 б '
где Rt и R2 соответственно меридиональный и окружной радиусы
кривизны.
Для эллипса с главными полуосями а и b радиусы кривизны можно
определить по формулам:
п .= <№ . R = <t
1 (a2 sin2 а + b2 cos2 а)3 /2 ' 2 (а2 sin2 а + 62cos2a)1/2
103

Рис. 5.4. Схема эллиптического днища Рис. 5.5. Схема торосфе-
рического дннща
Задаваясь углом а наклона радиуса-вектора, определяются Rt и R%
и строится эллипс. Например,
а = 0, Rt = #2 = аУЬ; а = л/2, #! = ЬУа, R2 = a.
Напряжения в меридиональном и окружном направлениях
соответственно равны
В результате одновременного действия сжимающих
напряжений в периферийной зоне днища и растягивающих — в
цилиндрической обечайке корпуса в зоне перехода от днища к обечайке
возникают изгибные напряжения. При отношении Ыа = 0,70У
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
1+2-^-
е-4- * '
Я2
где п — запас прочности.
Отношение значений b/R для эллиптического днища находятся
в диапазоне b/R = 0,4 ... 0,7.
Торосферическое днище (рис. 5.5). Оно образуется
сопряжением сферической поверхности с торовой поверхностью в
периферийной 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
в сферической части
В зоне перехода от сферы в тороидальную поверхность имеют
место дополнительные изгибные деформации. Этот существенный
недостаток торосферических днищ устраняется ввариванием
упрочняющего кольца (рис. 5.6).
Днище Бицено (рис. 5.7). В нем при #сф = 2R поверхность
перехода от сферы к цилиндрической обечайке корпуса образуется
вращением кривой, задаваемой уравнением
-|-= 0,15 arccos (^-)2 - 0,26 |/l-(^-)4 ,
где х и г — координаты; ось г проходит через точку Е.
Толщина стенки днища может быть назначена в результате
расчета как постоянной, так и переменной.
5.2. КОМПЕНСАЦИЯ ОТВЕРСТИЙ
Часто в цилиндрических и конических
оболочках.корпуса 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
снижают 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
отверстий:
а — усилением оболочки в зоне,
примыкающей к границе выреза; б — заглушкой,
посаженной на кольцевой бурт днища
(рис. 5.8, а), и обеспечением
сопряжения посадочных
поверхностей на фланце отверстия
в оболочке и на охватывающем
бурте фланца крышки,
закрывающей отверстие (см. рис. 5.8, б).
Последний способ наиболее эффективен, так как требует меньшей
компенсирующей массы материала, но применим только в тех
случаях, 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
волокнистых композиционных материалов заключается в
окончательном образовании материала одновременно с завершением
изготовления 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
воспламенителей РДТТ получили следующие методы намотки.
Тканевая намотка позволяет получать стеклотекстолитовую
герметичную структуру в цилиндрических корпусах РДТТ с
пределом конструктивной прочности 0,4 ... 0,6 ГПа.
Оборудование для производства стеклотекстолитовых корпусов
(рис. 5.9) позволяет производить намотку предварительно
пропитанной 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
Рис. 5.9. Схема станка для тканевой намотки:
а — спиральная укладка; б — кольцевая укладка; /, 28 — каретка; 2, 19, 30 —
рулоны 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 —
приводные 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 рулона 2
щие. вмонтированные в них нагревательные устройства, при
контакте с тканью размягчают связующее.
Спиральная намотка производится сматыванием ткани с
рулонов 2, 19, 30, расположенных под углом к оси оправки 3. При
достижении каретками /, 28 крайнего положения производится
перекладка ткани посредством вильчатого устройства 32.
Размягчение 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
соотношения 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
продольно-поперечной намотки:
/ — бобины продольных слоев; 2 —
вертлюг; 3 — оправка; 4 — каретка; 5 —
ходовой винт каретки; 6 — направляющая
каретки; 7 — механизм привода
вращения 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
реализовать самую высокую прочность (1 ГПа и более в тангенциальном
направлении и более 0,5 ГПа — в осевом) по сравнению с
оболочками, полученными другими способами намотки.
Намотка ППН осуществляется следующим образом (рис. 5.10).
Вертлюг 2, по окружности которого размещены бобины
продольных слоев /, 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
продольных и поперечных слоев 1 : 2. Размягчение связующего,
содержащегося в лентах, осуществляется радиационными или
контактными нагревателями, расположенными на кольцевых элементах,
охватывающих оправку в месте примотки продольных лент
кольцевыми.
Намотка корпусов совместно с днищами способом ППН
существенно 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 соединения" 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,
сферических, тороидальных, сетчатых и др.) (рис. 5.11). Некоторое
отклонение ориентации лент от линий главных напряжений
оболочки 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
тангенциальном направлении стеклопластиковых оболочек СПН около 0,85 ГПа.
108
Рнс. 5.11. Схема оболочки типа кокона
Рис. 5.12. Схема станка для спиральной намотки;
/—отсос; 2 — шайба; 3 — ограничительный диск; 4 — оправка; 5 — ходовой винт
каретки; 6 — каретка; 7 — шток гндроцнлнндра; 3 — ванночка со связующим; 9 —
гндроцнлнндр механизма управления шайбой; 10 — ролнкн пропиточно-натяжного
механизма; // — стеклолента
На рис. 5.12 представлена схема станка для спиральной
намотки «мокрым» способом. Стеклонити пропускаются через
ванночку 8 со связующим, через систему роликов 10, регулирующих
напряжение в стеклоленте и снимающих избыток связующего, и
поступают на оправку. Намотка по геодезическим линиям по
спирали от почти продольной укладки до окружной производится
изменением скорости вращения оправки 4 и продольного
перемещения каретки 6. При достижении конца оправки шток
гидроцилиндра 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
конструктивно-технологические особенности изготовления стекло-
пластиковых корпусов РДТТ, существенно влияющие на уровень
прочностных характеристик и ее стабильную воспроизводимость.
Остаточное оптимальное содержание связующего в
композиции при спиральной и продольно-поперечной намотке должно
быть в пределах 20 ... 30 %. При содержании смолы больше
оптимального 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,
равномерное 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
компонент в композиционном материале в отверждеииом состоянии.
109

териала в значительной степени зависят от подбора состава и
содержания связующего.
Важным фактором в обеспечении заданных свойств
композиции является усилие натяжения армирующей ленты или жгута.
Именно предварительным натяжением армирующего наполнителя
создается исходное напряженно-деформированное состояние
в композиционном материале, которое обеспечивает
деформирование матрицы без разрушения при растяжении до заданного
предельного состояния. Поэтому предварительное натяжение
рассчитывается. 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
определенные 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
следующими преимуществами: меньшей стоимостью изделий, меньшей
трудоемкостью изготовления; меньшей длительностью цикла
изготовления; более высокой удельной прочностью; регулируемой
анизотропией 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 стл является паспортной
характеристикой.
Толщина слоя стенки 6G цилиндрического корпуса,
образованная спиральной намоткой, в месте перехода днища в
цилиндрическую часть определяется по формуле (см. рис. 5.11)
б Рк°
Равновесное днище может существовать только при
соблюдении условия 3 {-§- ) < 1> т. е. когда угол между образующей
цилиндра и направлением укладки ленты меньше 54° 44'.
ПО
Рис. 5.13. Многозональная схема намотки
днища
Равнопрочная цилиндрическая
оболочка состоит из спирального бс
и кольцевого бк слоев, причем их
оптимальное соотношение
определяется равенством
Толщина днища в заданном месте
бд( = -j- fic cos фа У d{ — dl ,
где dt — диаметр днища в заданном месте.
В этой формуле не учтено, то что намотка ведется лентой
конечной ширины. Поэтому вместо теоретического значения 6ni ->-
->• оо при dx ->- da можно толщину днищ в зоне полярных
отверстий принимать равной толщине, определенной для диаметра,
превышающего полярное отверстие на две ширины ленты.
Уменьшение толщины днища в окрестности полярного отверстия может
быть достигнуто применением многозональной схемы намотки
(рчс. 5.13).
Закладной фланец расчитывается по известным методикам
расчета металлических фланцев. При подборе максимального диаметра
закладной части фланца должны учитываться следующие
конструктивно-технологические соображения: достаточность
поверхности 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
б = PKD/(2 [a]),
где [a] —jsjn. Здесь ств —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-
Г- *' э
*ДЬ-
, ъ »
« *з
\
вп VfSfe
Шйа -
111

бающие моменты, вследствие чего может потребоваться изменение
числа продольных слоев. Тогда соотношение и общее число
продольных и поперечных слоев будут определяться исходя из
конкретного характера нагружения.
5.3.4. Комбинированные обечайки корпуса
Комбинированными называют металлические обечайки,
усиленные наружной оплеткой из стеклонитей или других
высокопрочных армирующих материалов (рис. 5.14). Такие обечайки
по массе занимают промежуточное положение: они легче
металлических и тяжелее стекло- и оргапластиковых.
Оптимальное отношение толщины металлической оболочки б
к толщине оплетки боп будет в том случае, когда оплетка примет
на себя половину окружной нагрузки, действующей на всю
цилиндрическую обечайку.
Тогда толщина металлической обечайки определяется из
условия обеспечения прочности в осевом направлении
* PhD
4 [0] '
а недостаточная прочность в окружном направлении
компенсируется оплеткой с толщиной, равной'
4 [Ооп]
В этих формулах [о] и [о"оп] — соответственно допустимые
напряжения в металлической обечайке и армирующей оплетке.
Очевидно, что если при совместной деформации металлической
обечайки и оплетки напряжения в металлической оболочке
превысят предел текучести, то появившиеся остаточные деформации
приведут к потере* устойчивости металлической обечайки после
снятия нагрузки. Поэтому для металлической обечайки
целесообразно 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
напряжение [о"пр] до нагружения оболочки. Предварительный натяг
рассчитывается таким образом, чтобы
предельные напряжения в
металлической обечайке и оплетке
достигались одновременно. Достаточно
строгие методики расчета
комбинированных обечаек даны в работе [21 ].
d
Рис. 5.14. Комбинированная обечайка
112
Рис. 5.15. Корпус с соплом из
пресс-материала:
а — разрез цельного блока
корпуса с соплом; б — схема
технологического процесса прессования:
/ — заполнение формы; // — ва-
куумирование; /// ■— уплотнение
массы; IV — вытеснение; V —
прессование и полимеризация;
/ — пуансон; 2 — матрица; 3 —
стержень; 4 — поддон; 5 —
вакуум-насос
5.3.5. Корпус и сопло из
прессованного материала
В тех случаях,
когда обеспечение низкой
стоимости является
требованием, превалирующим
над всеми техническими,
для изготовления корпусов и
сопл РДТТ массового
производства 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
корпусов, соответственно равны 0,1 и 0,12ГПа, а удельные прочности,
соответственно равные (5,9 ... 7,1)- 1С
ности стеклопластиков СПН и ППН.
Пам3
кг
ниже удельной проч-
Изготовление отдельных
узлов
Обычный РДТТ
ИзттаВление
корпуса
I
Монтаж
■переднего
днища
Изготовление
соплового
длока
I
Изготовление
переднего
днища
Пластиковый РДТТ
Прессование
корпуса
и сопла
X

Деполимеризация
корпуса и сопла
Изготовление
переднего
днища
Подготовка корписа
Подготовка
поверхности
Нанесение

теплозащитного покрытия
Нанесение
*43КС иего
полимеризация
Подготовка
поверхности
Запивка
топливной
массы
дкорлус

Полимеризация
топлива
Л
Заливка
топливной
массы

Полимеризация
топлива
X
Заливка
топливной
массы
Монтаж
днища
Монтаж
соплового
блока
Монтаж
переднего
. днища
Рис. 5.16: Структурные схемы для сравненяя трудоемкостей изготозления
корпусов РДТТ из металла и пресс-материала
8 Фахрутдинов И. X. и др.
113

Однако использование малогабаритных прессованных
корпусов РДТТ, аналогичных рассмотренным, для метеорологических
и других исследовательских ракет представляется экономически
выгодным при большом объеме производства. Из рис. 5.16
следует, что изготовление прессованного из пластика корпуса с
соплом значительно менее трудоемко по сравнению с обычным
процессом изготовления металлических корпусов РДТТ.
Одновременно с этим существенно уменьшается объем и трудоемкость
подготовительных, переходных операций и контрольных
процессов.
5.4. РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ СОЕДИНЕНИЙ
РДТТ представляет собой конструкции
преимущественно одноразового применения. Исключение составляют двигатели,
являющиеся силовыми установками многократного использования
на космических, метеорологических и других исследовательских
ракетах. Исключением другого рода следует считать
многократное использование отремонтированных и восстановленных
двигателей для проведения стендовых и летных испытаний в период
его разработки. Одноразовость применения РДТТ определяющим
образом влияет на выбор типов соединений отдельных
конструктивных элементов двигателя между собой. Предпочтительными
являются неразъемные соединения (сварные, клееные и т. д.). Они
обладают существенно меньшей, чем разъемные соединения,
пассивной 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
преобладающем 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
управления вектором тяги. В определенных случаях (например, при
изготовлении конических корпусов с большими удлинениями и
переменной по длине образующей толщиной стенки, когда
наивыгоднейшими оказываются корпуса из стеклопластика ППН)
практически не удается избежать применения разъемных
соединений корпуса с металлическими днищами.
Поэтому вопросы, связанные с разработкой разъемных и
неразъемных соединений, занимают значительное место в
комплексе 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
параметра системы (толщины стенки, нагрузки, температуры,
механических свойств материала) возникают краевые силы и
моменты. Для определения краевых сил составляют уравнения
краевых сил с учетом знаков перемещений (т. е. направлений) и
поворотов. Так, для линейных перемещений берется знак минус,
«ели в данной точке происходит уменьшение радиуса, и плюс,
если радиус увеличивается. Положительное направление угла
поворота 0 должно совпадать с наперед заданным
положительным направлением вращения для всей системы.
Фланцевое соединение оболочек вращения разбивается на
участки, каждый из которых имеет форму оболочки с
действующими 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
металлическим эллипсоидом. При этом предположим, что эллипсоид имеет
круглое центральное отверстие, края которого нагружены
распределенными 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
отделения. Для этого приложим по краям оболочек силы Р и
моменты М, уравновешивающие действие внешних сил. Разрез болтов
Длинней
\ I \цилиндр
^1 \ Моз »оз
Кольцо 2
Pczt
хг х,
Кольцо1
Положительные
направления деформаций
♦!>♦
У
Мл, Эллипсоид
Рис. 5.17! Схема для расчета"разъемного соединения с указанием
положительного направления деформаций (а)
8* 115

по стыку фланцев произведем с последующим приложением осевой
■силы РМ2, действующей вдоль оси болтов, радиальной силы Ра%
в месте контакта колец по кольцевому бурту, контактной упорной
силы Рм и момента на болтах Мг (рис. 5.17). Сила Рш вызывает
осевую деформацию болтов
м = 8Гб!бРм>,
гйш.бЕб
где гб — радиус окружности расположения болтов; /б — длина
болтов (от головки до гайки); г — число болтов; dm. б — диаметр
шейки болта; Е5 — модуль упругости материала болта.
Осевая деформация болтов может вызвать угловое раскрытие
стыка 0 = А й, где К = \1Н, Н — расстояние от точки
приложения упорной силы Рм до оси болта.
При этом происходит изгиб болта на угол
гаш.б£б
равный углу раскрытия стыка.
Для кольца, выполненного из стеклопластика или другого
материала с низким пределом прочности на смятие, возможно под-
мятие фланца в месте приложения упорной силы Рм. В этом
случае в уравнения вводится величина подмятия А.
Рассмотрим теперь каждую оболочку и каждое кольцо в
отдельности под действием внешних сил, радиальных краевых сил
и изгибающих моментов. Определим радиальные перемещения
на краю длинного цилиндра Л„, на краю эллипсоида Ас, центра
масс кольца / Дк1 и центра масс кольца 2 Ак2 и, соответственно,
углы поворота длинного цилиндра Эц, эллипсоида Эс и колец /
и 2 вокруг своих центров масс Эк1, Эк2.
Приведем соотношения, необходимые в последующем для
составления уравнений деформаций краевых сечений.
1. Радиус кривизны эллипсоида на краю
D У* — т№ — ») . D _ K[a«-rg(a2-fr2)p
«го- i » Аю -£i »
где a, b — полуоси эллипса; r0 — радиус средней линии
эллипсоида на срезе,
sin ф0 = r0/R20.
2. Осевая сила на краю эллипсоида с учетом наличия
центрального отверстия
рш = М'о-4) р _l_
где Рк — давление внутри оболочки; гк — радиус центрального
отверстия; РМс — равнодействующая всех сил, действующая
на краю отверстия.
116
3. Распорная сила в сечении между кольцом / и эллипсоидом
tgq>o "
4. Меридиональная сила
"о" Рмг PkRm _
~~ sinqp0 2
5. Осевая сила на краю длинного цилиндра
Р (г2-г2) 1
п _ гк Гц — 'к) п
гмз — я- — гМс-
где Гц _ радиус средней поверхности цилиндра на краю.
6. Коэффициент затухания напряжений
** =
]А (l-|lljl2)-|j-
у Адбстг
где Ег, Е2, цъ цг — модули упругости и коэффициенты Пуассона,,
соответственно, в осевом и кольцевом направлениях цилиндра;
бст2 — толщина стенки цилиндра.
7. Моменты от действия давления внутри камеры на фланцы
м1Рк = /Ущ (yi - %-);
М2РК = PlPKXi = PJ\X4\
M3ps = pja3(!f-ys);
М4РК = Р2РКХЪ = РккХъ,
где
1щ = *1 — го- 1пз = гц ~~ г\-
Радиальные перемещения края эллипсоида
А^К = _ 26сЕс Р^2Л (2 - -щ^ - И-с) .
где Ес и [хс — модуль упругости и коэффициент Пуассона
материала эллипсоида;
Oct с
\р _Р 2г|т/"з(1— ц£) tD pv
с OcEcV R20OC
Л1„. 2>/ 3 (1— [ic)
« мп АУ ° u ~ ^с' г М
Ас = 717 r°Mo
с бсЕс
ИГ

Углы поворота края эллипсоида
р01-р _ _ 2У 3(1-tig)
Ьс — 717 ro (.^oi — ^)>
Oct с
QMDl = 4 [тГ/"з(1-м1) Г, ^"ЖГм
Радиальные перемещения края длинного цилиндра
Пц . бц£2 "•" 6„£! '
Ар 'Кп'и
^03 2 Ц, р
ц ~ бц£2 "
2.2
Углы поворота края длинного цилиндра
6Ц£2
Радиальные перемещения центра масс кольца /
где H^Ki = —-Poi + ^02 —PJi, EK1, FKl, Pi — модуль упругости,
площадь, расстояние до положения ЦМ от оси^вращения. Угол
поворота вокруг центра масс кольца /
ек1 = (1]мк1)^р1-,
■СК1-'К1
где S Ми = - М01 - РМ1уг - Р01хх - Рму ~- Рм%у2 -
- Р02х2 - М1Рк - МгРк + М1;
7К1 — момент инерции сечения кольца относительно оси у.
Радиальные перемещения центра масс кольца 2
где У]Рк2 = — Р02 — Р03 — PKZ2; £2 — модуль упругости кольца 2
в окружном направлении; FK2 — площадь сечения кольца 2.
Угол поворота кольца 2 вокруг центра масс
вк2 = (2л1и2)=4-,
где "
118
£мк2 =
- Pq2*2 "
= AfM ,
- РмУ'
Роз*» — РмгУз -
- РМ2У2- MtPK~
-Мх-
-Мзр
Составим уравнения неразрывности краевых сечений-
Уравнения совместности деформаций эллипсоида с кольцом /
Ас = Ак1. 6С = бщ.
где
Д,= дГ*+л!+Л>~РН-Л>; Ак1 = аТ + 8k1jc,; Эс =
Уравнения совместности деформации длинного цилиндра с
кольцом 2
Ац = АК2, йц = ок2,
где
Ац = А^ + АРи03 + А^02; Ак2 = а£м - вк2х3.
Уравнения деформаций стыка фланцев
АК1к2 = АК2к1.; "л2 — Эк1 = 0д; Ок2 0К1 = Ост,
где
Ак1к2 = АК1 — ЭК]Х2; Ак2к1 = АК2 ~ Эк2*2.
Решение уравнений производится для номинальных
постоянных значений толщин стенок оболочек, а переменность толщины
оболочек в зоне перехода в кольца (если таковые имеются) учиты- ч
ваются при расчете напряжений.
Подставив в уравнения неразрывности величины деформаций
и углов поворота, получим систему уравнений, которая может
быть решена с применением ЭВМ [30].
Решив систему уравнений, найдем неизвестные величины сил
и моментов: Р03; М03; Р02; P_v2; Рм', Mi! Рой М01. Если при этом,
сила Рм получится с отрицательным знаком, то расчет
необходимо повторить с изменением знака и величины у' и у, т. е.
перенести линию упора в точку Ъ (см. рис. 5.17), радиус гм
соответственно скорректировать. Если величина РЛТ так велика, что
может вызвать подмятие материала, то задается допустимая
величина А и расчет повторяется.
Если необходимо провести анализ различных сторон
поведения стыка, то можно выполнить несколько вариантов решения
задачи.
1. Для решения задачи с жесткой заделкой в стыке фланцев
достаточно принять К = 0 и исключить из системы уравнения
вкг — 0г1 = 6б- 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; К = 0; гч = 0 и изъять из
системы уравнения
бК2 — Qui = 9б И 6f£2 бК1 — бет-
119

Это означает, что болты удлиняются настолько, что исчезает
контакт стыковочных плоскостей (Рм = 0) и болты не изгибаются
■(Mi = 0).
3. Для решения задачи сМ, = 0 необходимо изъять из
системы уравнение Эк2 — Эк1 = Эб.
4. Для решения задачи с Ри = 0 необходимо изъять из
системы уравнение Эк2 — Эк1 = Эст.
После определения сил и моментов можно определить
напряженное состояние элементов фланцевого соединения.
Напряжения в болтах
1. Напряжение растяжения в болтах
об.
Р ^Ь.б
2. Напряжения изгиба в болтах
tffi.ii
г"ш.б
3. Суммарные напряжения в болтах
стб2 = Сор f <Jg.„.
Напряжения в сфероиде в месте разреза
1. Мембранные напряжения в осевом направлении
0 PAd-rj) , Рмс .
1М 260r0sin(p ' г05Шф0б0 '
в кольцевом^направлении
Я20 (^-гк)"'
°2ЛГ —
R
10
2б0
где о0 — толщина стенки эллипсоида в месте разреза.
2. Напряжения от меридиональной силы
S^-P = -(Р01 _ Р) cos Фо:
SPot-P
3. Напряжения от кольцевых сил
7Р""р=- 21/ЛУ} ^ -р)и тмп=
V «2060
м01,
2/"3(1-tig)
fPoi—P i yM(1
<7Г= 5^
120
4. Напряжения от изгибающего момента,действующего в
направлении меридианы,
ом = 6M0i/6o.
5. Напряжения от изгибающего момента, действующего в
кольцевом направлении,
6. Суммарные напряжения в меридиональном направлении
CTi2 = o1M-\-as±a31.
7. Суммарные напряжения в кольцевом направлении
5.4.2. Штифто-болтовые соединения
Штифто-болтовое соединение (ШБС) предназначено для ч
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
обеспечения 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
стыкуемого торца делают глухие радиальные отверстия, в которые
вклеивают штифты с резьбовыми отверстиями. В штифты
вворачивают болты, притягивающие фланец днища.

Рис. 5.19. Схема шгифго-ленточного соединения (ШЛС):
л — технологический узел; б — собранное ШЛС; 1 — стеклопластиковый корпус; 2 —
технологическая лента (кольцо); 3 — рабочая леита (кольцо)
За толщину стенки обечайки бста принимается наибольшая
из двух, полученных по известным формулам
я "к^к „
иОт2 — ~nZ '*
Z(JB1
или
6 к к
ОТ2 — ~TZ пг
ЧОв2
где п — запас прочности обечайки корпуса, а схв1 и ав2 — пределы
прочности в сечениях, соответственно, по образующей и по кольцу
обечайки.
Конструктивная схема другой разновидности соединения
цилиндрических стеклопластиковых корпусов между собой
представлена на рис. 5.19. Такое соединение может быть использовано
в случае, когда корпус, предварительно изготовленный
совместно с технологическим металлическим кольцом, заложенным
в тело стеклопластиковой стенки в процессе намотки (см.
рис. 5.19, а), в последующем разрезается на секции.
Технологические кольца 2 извлекаются и заменяются цельными 3.
Радиальные штифты связывают утолщенные законцовки
стеклопластиковых секций с кольцом, соединяя таким образом смежные
отсеки между собой (см. рис. 5.19,6).
5.4.3. Шпоночные и клиновые соединения
Применение фланцевых болтовых соединений для
стыковки корпусов и днищ большого диаметра (более 1,5 м) приводит
к необходимости выполнения большого числа резьбовых
отверстий во фланцах из высокопрочных сталей и титановых сплавов,
а также ввинчивания, затяжки и контровки большого числа
болтов, существенно снижающих уровень технологичности
конструкции таких соединений. Применение шпоночных и клиновых
соединений при стыковке металлических корпусов и днищ РДТТ позво-
Рис. 5.20. Схема шпоночного (клинового)
соединения
122
с металлическим днищем при помощи:
а — ленточной резьбы;
б—спиральной упорной резьбы
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
пассивной массой конструкции, но более технологичны при сборке. При
диаметрах стыкуемых элементов более 400 мм усилия
заворачивания становятся весьма значительными. Поэтому резьбовые
соединения могут быть рекомендованы для РДТТ небольшого
диаметра, когда технологичность изготовления и сборки имеют
большее.значение, чем определенное ухудшение коэффициента
массового совершенства РДТТ.
Разновидностью резьбового соединения, применяемого при
.стыковке металлических днищ со стеклотекстолитовыми
корпусами, является ленточно-резьбовое соединение (рис. 5.21).
5.4.5. Принцип построения элементов
разъемных соединений
Представленные здесь краткие рекомендации
относятся к общей культуре проектирования соединений и являются-
основой рационального построения их. Соблюдение их позволит
при проектировании направлять усилия конструктора на
совершенствование соединений, а не на исправление ошибок,
допущенных на начальной стадии разработки конструкторской схемы
РДТТ.
При проектировании соединений днища с корпусом
обеспечение минимальной массы и минимальных осевых габаритов
достигается, во-первых, выбором оптимальной формы днища,
во-вторых, выбором оптимальных материалов крепежных элементов
(болтов, клиньев, шпонок и т. д.) и, в-третьих, рациональным
лроектированием взаиморасположения всех несущих элементов
соединения (обечаек, фланцев и крепежа).
12а-

Рис. 5.22. Схема построения
фланцевого соединения
корпуса с днищем:
а — исходный рисунок; б —
иаиесение основных
радиальных размеров элементов
соединения иа исходный рисунок
(выбор сечения и определение
точки О); в — построение
основных осевых размеров с
отсчетом от точки О; г —
окончательное графическое
построение элементов соединения;
/ — 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
радиальной жесткости, делающего невозможным эквидистантное
деформирование (растяжение) корпуса и днища при действии давления
внутри камеры. Рациональное распределение деформаций и
напряжений непосредственно в элементах соединения и в
обечайках корпуса и днища в районах, прилегающих к соединению, —
главная задача конструктора. Наиболее важным здесь является
стремление максимально приблизить оси болтов и опорные
поверхности, передающие усилия, к пересечению стыковочной
плоскости с линией, являющейся серединой для обечаек корпуса
и днища в условном безразъемном варианте (рпс. 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
внутреннюю сторону. Утолщение в наружную сторону более технологично,
но, применительно к РДТТ, значительно уступает варианту,
утолщенному внутрь, по массе и по максимальному размеру
двигателя, уменьшение которого позволяет уменьшить
аэродинамическое сопротивление ракеты. Поэтому предпочтительным является
соединение с законцовками, утолщенными внутрь камеры
двигателя.
Аналогичные рассуждения относятся и к рациональному
конструированию элементов соединения днища с крышками
воспламенителей, узлами отсечки тяги и соплами (рис. 5.23).
Существенное влияние на массу болтового соединения
оказывает выбор материала болтов. Увеличение допустимых
напряжений в болтах позволяет уменьшить размеры всех элементов
соединения. Поэтому материалы для болтов в РДТТ следует выбирать
с максимально возможной высокой прочностью (с учетом
допустимой 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
—построение 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
внимательный подход не только к выбору материала болта с учетом его
пластических свойств и запасов прочности по несущей
способности, 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
начале разд. 5.4.
5.4.6. Уплотнение соединений
Для уплотнения разъемных неподвижных соединений
в РДТТ преимущественно применяются резиновые кольца.
Размеры резиновых колец и канавок под них, а также рекомендации
по применению резиновых уплотнительных колец даются в
соответствующих стандартах.
Уплотнение в соединениях осуществляется благодаря осевой
или радиальной деформации кольца. На рис. 5.24 показаны
основные разновидности типов посадочных мест — клиновое,
радиальное, торцевое уплотнение по конусной фаске и для резьбовых
соединений.
Предельные деформации Ъ кольца (см. рис. 5.24) рассчитывают
в соответствии со следующими рекомендациями: графически в
увеличенном масштабе строят канавку и сечение уплотнительного
125

Рис. 5.24. Схемы уплотнения разъемных соединений:
Рк — давление; Ь — величина деформации сечения уплотнительного кольца
кольца, затем рассчитывают значения максимальной и
минимальной 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 = ("шах/"2 maxj'*UU,
где Ьтах — максимальная деформация, определяется замером на
крупномасштабном чертеже; d2 max — максимальный диаметр
сечения уплотнительного кольца.
Минимальная деформация будет, если в максимальное по-
сечению посадочное место вписано минимальное по сечению
кольцо. При этом степень деформации (в процентах)
(bmJd2 ш1п)"Ю0,
где bmin — минимальная деформация, определяется замером на
крупномасштабном чертеже; d2 rain — минимальный диаметр
сечения 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
концентраторам напряжений и к термическим воздействиям в процессе
изготовления (сварки, термообработки), необходима принимать
ряд мер, позволяющих гарантировать высокие качество и
надежность 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
внутри камеры, что позволяет применять высокопрочные
материалы. При этом к конструктивному исполнению сварных
соединений предъявляются высокие требования. Главное требование —
предельное уменьшение концентраций напряжений. При
изготовлении оболочек корпуса, днищ и сопл это требование
обеспечивается применением соединений встык элементов с равными
толщинами 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
колеблющимся 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
материала пластическим деформациям возрастает, т. е. в связи с
запаздыванием пластических деформаций уровень сопротивления
текучести ст02 возрастает.
2. При повторении нагрузок возрастает вероятность
возникновения и развития под нагрузкой трещин от дефектов. Поэтому
технологические образцы-сопроводители, прошедшие
одновременно с корпусом все виды технологической обработки,
желательно периодически подвергать не только статическому, но и
повторно-статическому и длительному нагружению.
Возникновение остаточных напряжений и деформаций,
сопровождающих практически все виды сварки, также может
приводить к преждевременным разрушениям сварных узлов. Места
приварок штуцеров, кронштейнов и других относительно
небольших накладных деталей к обечайке, места подварок, места
нарушений газовой защиты в процессе сварки являются, в
большинстве случаев, местами наиболее вероятного возникновения трещин
в результате наличия остаточных напряжений. Для снятия
остаточных напряжений эффективно применять общий отпуск сварного
узла. Рекомендации по конструктивному оформлению
привариваемых деталей, позволяющие свести к минимуму остаточные
напряжения и деформации, изложены в гл. 8.
Особое внимание конструктор должен
уделять характеру деформации кольцевых
швов, усадка которых приводит к
уменьшению диаметра в зоне шва. Устранить
его можно прокаткой, разжимной рихтовкой
или, в случае недоступности шва, приме-
<Р,мм
1%3015 01530 К ,ММ
ЛУ/УЛУЛ4^ЧЧЧЧчТ
Рнс. 5.25. Профилограмма искажения профиля
образующей-в зоне кольцевого сварного шва:
I — 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
кромок 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
крепления теплозащитных материалов и эрозионно стойких элементов
конструкций к корпусу, днищам, соплам, воспламенителям. С
помощью клеев соединяются топливные заряды с корпусом РДТТ.
Для крепления бортовых коммуникаций и силовых узлов к
корпусу, днищам, соплам и герметизирующих диафрагм к соплам
также применяются клеи. Можно утверждать, что в
конструкциях РДТТ из всех видов соединений клеевые имеют наибольшее
распространение.
Основным требованием, предъявляемым к конструкции
клеевого соединения, является обеспечение совпадения по
направлению максимальных рабочих напряжений с максимальной
прочностью клеевого соединения.
Требование по обеспечению минимальной массы конструкции
РДТТ удовлетворяется в большинстве случаев применением
волокнистых композиционных материалов. Оказалось, что
склеивание явилось наилучшим, а в некоторых случаях, единственным
способом соединения элементов конструкции, выполненных из
волокнистых композиционных материалов, друг с другом и с
металлами. 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
материала и определение геометрических размеров и форм, а также
массы конструкции с обеспечением минимальной массы,
максимальной технологичности и минимального расхода материалов.
Для начала проектирования конструктор должен иметь
следующие 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
требований 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
воздействия на соединение и т. д.). "
4. Требования к физико-механическим свойствам клеев
(напряжения при растяжении, сдвиге, отдире, сжатии и т. д.) и уровни
минимально допустимых значений физико-механических свойств.
5. Физико-механические свойства клеев, наиболее полно
отвечающие требованиям, предъявляемым к конструкции.
6. Давления и температуры, которые могут выдержать
склеиваемые элементы конструкции. Например, при наклеивании
на ТЗП дополнительных конструктивных элементов (манжет
заряда или элементов внутренних магистралей) практически не
допускается повторный нагрев ТЗП, имеющего в своей основе резину,
уже вулканизованную при термообработке стеклопластикового
корпуса. г§^
7. Технологическую последовательность процесса
склеивания, 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,
пульверизатором, напылением, поливом, смачиванием, окунанием и др. При
нанесении клеев, обладающих высокой вязкостью (например, клеев, содержащих
большое количество наполнителя), применяют шпатели.
• Применение пленочных клеев рекомендуется при склеивании ровных
поверхностей 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
струбцин, пружинных или болтовых зажимов, в специальных прессах, в гидроклавах
(автоклавах) с применением вакуумных резиновых мешков.
О подготовке склеиваемых поверхностей. Подготовка поверхностей
склеиваемых элементов конструкций имеет одно из самых важных значений в
обеспечении адгезии клея со склеиваемым материалом. Критерием высокого качества
подготовки поверхности может служить полное разрушение клеевого
соединения в результате когезии.
В РДТТ чаще применяются след\кшие кснструкпкскгые материалы:
стали, титановые и алюминиевые сплзеы, ксбс-, стекло-, органе- и углепластики.
Склеиваемые поверхности стальных конструктивных элементов должны быть
доступны для обезжиривания протиркой с растворителем для удаления
загрязнений, промывки водой, спиртом, высушивания; алюминиевые — для
травления в растворе серной кислоты с хромпиком.
9 Фахрутдииов И. X. и др.
129

Конструктору следует знать, что анодированные поверхности алюминиевых
деталей имеют худшую адгезию, чем чистые травленые. Склеиваемые
поверхности дэгалэй из титановых сплавов должны позволять производить
травление в смеси, например, азотной н плавиковой кислот. Крупногабаритные
детали могут обрабатываться другими средствами, но во всех случаях
склеиваемые позгрхности должны -быть доступны дли обработки под склейку.
Неметаллические элементы конструкций (ТЗП, стеклопластиковые и
другие пластмассы) зачищают наждачной бумагой или подвергают легкой
пескоструйной обработке. Затем сдувают пыль и перед склейкой очищают от жира,
влаги и пыли.
Графитовые вкладыши должны позволить следующую обработку
склеиваемых поверхностей: очистку ацетоном, зачистку наждачной бумагой, очистку
слабыми моющими средствами и сушку при температуре не более 50 °С и
нанесения 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
материаловедом для учета всех технологических особенностей и свойств клеящих
материалов.
Контроль непроклеев, т. е. нарушений сплошности клеевого слоя или
отсутствие адгезии к склеиваемой поверхности, осуществляется, как правило,
иеразрушающими методами контроля, в большинстве своем основанными на
возбуждении в исследуемом участке упругих колебаний звукового и
ультразвукового диапазона.
Рекомендации по проектированию клеевых соединений.
Наиболее опасными для клеевых соединений являются усилия,
вызывающие отдир или неравномерный отрыв. Наличие или
возникновение 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
которых локально или на краях концентрируются напряжения.
Преобладающее большинство клеев обладает высокой прочностью
на сдвиг и низкой прочностью на склеивание и отдиры. Учет этих
свойств клеев — главный критерий при проектировании.
Прочность соединения, работающего на сдвиг, прямо пропорциональна
ширине соединения, но увеличение нахлеста соединения по длине
не приводит к возрастанию прочности в прямой пропорции.
Объясняется 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
толщина, ниже которой предел текучести станет меньше сдвиговой
прочности клеевого соединения. Аналогичное объяснение
относится к модулям упругости склеиваемых элементов: чем выше
модуль упругости склеиваемых элементов, тем выше прочность
соединения.
Основная область применения клеевых соединений —
элементы конструкций, в которых нагрузки могут быть равномерно
распределены по относительной большой поверхности. В случаях
130
°) б) в)
Рис. 5,26. Виды разрушения клеевого соединения:
а — адгезионное; б —^когезионное; el— смешанное; Г— склеиваемые детали- ^-72 —
клеевой слой] '•"• «
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
скошенными («на уо>). 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
соединяемых элементов является'одним из самых важных моментов,
определяющих 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
происходит в пределах собственно клеевого слоя, то такое разрушение
называют когезионным (рис. 5,26, б), 100 %-ое когезионное
разрушение характеризует некачественную подготовку
поверхностей 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,
массовые 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
устанавливаться устройства, обеспечивающие стабилизацию и управление
ракетой.
В настоящее время в РДТТ устанавливаются конические и про-
Сопло
I
Круглое
И
Коническое
I
Стационарное
I
Профилированное |—*-| Кольцевое \<С^
Штыревое
Управляющее
Утопленное
Односопловый длок
I
Тарельчатое
для уменьшения гадаритов \
для отклонения газовой струи
Многосопловыи 6лок%
Не регулируемое
±
С изменяемой геометрией
z
для стадилизаиии
неуправляемой ракеты
для управления ракетой
Раздвижное] Разворачивающееся Регулируемое
Рис. 6.1. Классификация сопл
132
с уносом массы
со сменными Вкладышами
с подвижным центральным
телам
с автоматическим
регулированием
двухрежимное
Рис. 6.2. Профиль конического сопла Рис. 6.3. Оптимальная длина
конического раструба
филированные сопла, применение .которых определяется
назначением двигателя, временем его работы, величиной тяги и др.
Некоторое представление о разнообразии сопл и сопловых блоков
показывает схема, приведенная на рис, 6.1.
В двигателях твердого топлива применяются конические и
профилированные сопла.
Конические сопла просты по конструкции и технологичны в
производстве, но имеют недостатки. К ним относятся: потери
удельного 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 гх и г2 или
соединяются цилиндрической проточкой, образуя относительно оси
поверхность критического сечения сопла (рис. 6.2). Центры
радиусов расположены в плоскости критического сечения. Радиусы
рекомендуется выбирать в следующих пределах: гх = (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
является удобной технологической базой при изготовлении сопла.
Входной конус обычно конструируют исходя из геометрических
соотношений днища и сопла, расположения заряда в камере
сгорания и др. Однако, если входная часть сопла спроектирована с
отклонениями от рекомендованных соотношений, можно ожидать
заметных потерь удельного импульса двигателя, появления
скачков уплотнений в сверхзвуковой части сопла.
Для входной части рекомендуется выбирать угол рВ1 = 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
окружности или эллипса.
Выходной конус
рекомендуется выбирать с углом к
продольной оси рвых =
= 7 ... 25°. Увеличение угла
Рвых вызывает уменьшение
доли потерь на трение и увеличение потерь на рассеяние.
Уменьшение угла рвых приводит к обратным результатам. Опыт
эксплуатации конических сопл показывает, что оптимальным
является значение угла |5ВЫХ = 9 ... 12°.
Длина расширяющейся части определяется, в основном,
отношением е = DjDKp. 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 с е = 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
критического сечения сопла. В первом приближении его можно найти по
заданному значению тяги двигателя с помощью уравнения
R —.„„ г, = |/^Е-, где KR — коэффи-
откуда D
кр
^R°K. рас
циент тяги РДТТ.
Методы профилирования позволяют проектировать сопла с
минимальными 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
\Гг
—— расчетный контур I
• табличный bJr**'
/7 = 7,77
г2-Щс=0,86)
1=8,203
Га - J, 756
Sma*~1,5°lc
I I I
-
Г
в
г
l о
\Л
п = 1,13
fz=0,52(c0,95)
1=13,08
га-С
"max.
=1,2°la
—
8 10 12
Рис. 6.6. Сравнение контуров, построенных приближенно по номограммам
и точно
бованиям минимальной массы и габаритам. Поэтому
решением вариационной задачи находят оптимальный профиль,
который 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
сторону в выходном сечении сопла. После чего сопло укорачивают
в том месте, где касательная к контуру составляет выбранный
угол pY
Для построения контура сверхзвуковой части сопла должны
быть известны следующие параметры:
радиус минимального сечения, гкр;
длина сверхзвуковой части сопла, L;
радиус среза сопла, га;
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
результате 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
распространение в РДТТ. Такие блоки в меньшей степени подвержены
несимметричному эрозионному разрушению и возникновению
эксцентриситета тяги; им свойственны меньшие потери удельного
импульса. Конструкция односоплового блока позволяет реализовать
большую степень расширения и применять такие способы
управления, как вдув газа и впрыск жидкости в сверхзвуковую часть.
К недостаткам односопловых блоков можно отнести значительные
размеры и массу. В простейших небольших двигателях с
кратковременной работой сопло может быть выполнено в едином узле
135

Рис. 6.7. Металлическое сопло с крыш-
сопловой крышки, а раструб
коническим. На рис. 6.7
приведена конструкция такого сопла,
полученного точением из
штампованной заготовки. Во входной
части сопла предусмотрена
цилиндрическая проточка для
установки сопловой решетки.
Конструкция конического
сопла средних размеров со
сменными вкладышами приведена
на рис. 3.3. Горловина сопла
коа точеная, соединена с раструбом
сваркой. Раструб изготовлен из листового материала с
последующей механической обработкой.
Стальные сопловые блоки тяжелы, а производство их
трудоемко. Поэтому в конструкции часто используют различные
композиционные материалы (стекло-, органо- и углепластики).
Конструкции из этих материалов легче и более технологичны. При
изготовлении соплового раструба прессованием проще получить
профилированную поверхность. На рис. 6.8, а приведена
конструкция соплового блока, изготавливаемого методом
прессования из материала марки АГ-4. Критическая часть защищена
вставкой из стеклотесктолита. На рис. 6.8, б показано
крупногабаритное, 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
использования. 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,
состоящей из стальной оболочки с теплозащитным абляционным
покрытием 2;
переднего выходного конуса, изготовленного из стали с
композиционным теплозащитным покрытием 4;
заднего выходного конуса 7 с сопловым насадком, силовая
часть которого изготовлена из алюминиевого сплава,
облицованного 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
лш
А-А
Рис. 6.8. Сопла с теплозащитными
и эрозиоиио ^стойкими элементами:
а — с прессованным раструбом; б —
сопло РДТТ «Спейс Шаттл>
и ^предназначенного для
крепления подвижной части сопла с
гибким шарниром к корпусу
двигателя.
Газовые потоки современных
РДТТ содержат в своем составе
жидкие или"! твердые частицы
продуктов сгорания.
Воздействие такого потока на стенки сопла сопровождается эрозией.
Особенно заметно эрозионное воздействие проявляется на входе в
критическую 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
крупногабаритных двигателях, приводит к увеличению длины РДТТ. С целью
сокращения длины сопло частично утапливают внутрь камеры
двигателя. 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: L„ = LJL, где
Ьп — 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
газодинамическим управлением степень утопленности определяется местом
расположения органов управления, приводов и удобством
обслуживания системы.
137

Входная часть сопла должна быть хорошо защищена от
термоэрозионного 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
минимальной. При недостаточных зазорах возрастает интенсивность
разрушения и унос теплозащитного покрытия. Кроме того,
возникают 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
композиционных материалов. Наружная часть сопла имеет металлическую или
стеклопластиковую (органопластиковую) силовую оболочку,с
элементами крепления к корпусу двигателя. Внутренняя
поверхность стенки сопла защищена слоем эрозионно стойкого
покрытия (ЭСП).
Расчет утопленной части силовой оболочки ведется на
устойчивость как тонкостенной оболочки двойной кривизны.
Минимальную толщину можно найти, определяя толщину в нескольких
сечениях [13]:
(. пв^к max COS p
min,, — ' п k '
где гп — текущий радиус;! Рк гаах — максимальное] давление
в камере сгорания; Мп — число Маха в рассматриваемом
сечении; Ов° — временное сопротивление с учетом температуры
нагрева; k — показатель адиабаты; гав — запас прочности; |3 —
угол наклона касательной в рассматриваемом сечении сопла.
6.3. МНОГОСОПЛОВЫЕ БЛОКИ
В неуправляемых ракетах многосопловой блок
применяется для сокращения длины двигателя, отклонения газовой
струи от деталей и устройств, на которые не допускается
воздействие 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
Рис. 6.9. Стабилизирующий сопловой блок
в нем ухудшаются условия входа газов в сопло, что приводит
к более интенсивному уносу теплозащитного слоя и
неравномерному разгару критических сечения и раструбов сопл;
разнотяговость сопл вследствие разброса размеров при
изготовлении и неравномерного разгара в процессе работы РДТТ;
относительно большие потери в удельном импульсе.
Для стабилизации неуправляемой ракеты вращением
применяются многосопловые блоки с соплами, расположенными под
некоторым углом к продольной оси двигателя на диаметре dx
(рис. 6.9). Боковые составляющие реактивной силы Rg, действуя
на плече dJ2, создают стабилизирующий момент Мст, который
можно приближенно определить по зависимости [181
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
ракетного снаряда; Jp, J3 — полярный и экваториальный моменты
инерции ракеты; Мф — момент сопротивления, считается
заданной аэродинамической характеристикой. Угол наклона сопла
к продольной оси ^двигателя
a = arcsi4w*r)'
где R — суммарная тяга двигателя.
Время работы РДТТ неуправляемых ракет не превышает одной
секунды, поэтому обычно сопловой блок выполняется из
малоуглеродистой стали без применения теплозащитных покрытий и
вставок в критическое сечение сопла.
Диаметр критического сечения сопла находят, используя
уравнение
црт5д
^«р- фЛР„ '
откуда площадь критического сопла в многосопловом блоке
**кр = ^кр/2»
где z — число сопл в многосопловом блоке,
£>кр = УЧ/^р/Я .
На рис. 6.10 приведена конструкция многосоплового блока
двигателя 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
«Восход» (рис. 6.11) — 4 сопла
установлены под углом 30° к оси двигателя.
Оси всех сопл пересекаются в одной
точке на оси двигателя. Между
соплами располагаются проушины для
крепления троса со спускаемым
аппаратом.
В маршевых двигателях
управляемых ракет применяются
сопловые блоки, обеспечивающие
размещение органов управления.
Возможен вариант с четырьмя соплами,
которые позволяют управлять
курсом, тангажом и креном. Поскольку
время работы маршевых двигателей
составляет от нескольких десятков
Рис. 6.12. Многосопловой блок секунд до нескольких минут, стен-
с поворотными соплами ки сопловых блоков теплоизолируют
140
а, б — сопла с внешним расширением; в —
сопло с внутренний расширением
и устанавливают термоэрозионностойкие вкладыши в критическое
сечение сопла. На рис. 6.12 приведен общий вид многосоплового
блока с поворотными соплами.
6.4. КОЛЬЦЕВЫЕ СОПЛА
Сопла, с установленным внутри центральным телом,
получили название кольцевых. Критическое кольцевое сечение
может 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
некоторых случаях можно укоротить центральное тело и закончить его
плоским срезом, перпендикулярным оси сопла. Все эти
мероприятия позволяют уменьшить массу сопла.
По сравнению с круглыми соплами, кольцевые сопла
саморегулируются по высоте, что позволяет получать лучшие
характеристики 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
центрального 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
удельного импульса высотной ступени ракеты путем увеличения геоме-
141

трической степени расширения сопла еа = da/dKV [36]. Однако
практическая реализация такой конструкции представляет
определенную 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
профиль. 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
предназначенными для этих целей приводами или использоваться
энергия 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
показано раздвижное сопло, неподвижная часть которого не отличается
по своей конструкции от ранее рассмотренных. Выдвижные
секции изготавливаются, например, из материала
«углерод—углероде. Соосное выдвижение насадков обеспечивается пневмоцилин-
драми, которые равномерно расположены вокруг сопла. В
сложенном состоянии насадки располагаются вокруг неподвижной
части сопла и удерживаются в таком положении фиксаторами.
Пневмоцилиндр имеет телескопическую конструкцию и в
сложенном положении располагается под большим углом к оси сопла.
Концевые фланцы насадков
имеют цилиндрические участки с уп-
Рис. 6.14. Раздвижное секционное Рис. 6.15. Устройство для фиксации
сопло: и герметизации насадков сопла:
а — исходное положение; б — положение / — подвижный насадок; 2 — фиксатор;
в процессе работы РДТТ 3 — прокладка; 4 — герметизирующая
манжета; 5 — неподвижный раструб
сопла
142
Рис. 6.16. Сопло с деформируемым Рис. 6.17. Разворачивающееся сопло:
насадком: а — исходное положение; б — положение
а — исходное положение; б — положение в процессе работы РДТТ
в процессе работы РДТТ; / — мембрана
лотняющей прокладкой. В развернутом положении прокладка
поджимается цилиндрическими поверхностями и создает
необходимую герметичность стыка и фиксацию (рис. 6.15).
Пневмоцилиндры могут приводиться в действие сжатыми
инертными газами или газами, отобранными из двигателя. Недостатками
этой конструкции является необходимость иметь громоздкие
устройства 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
двигателя. 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
насадком [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
состоянии 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
достаточную жесткость и малую массу. Для разворачивания сопла не
требуются направляющие и герметизация стыков. Для
разворачивания может быть использовано телескопическое устройство,
однако- это значительно усложняет конструкцию, увеличивает
массу сопла. Привод при этом должен быть достаточно мощным
143

I
Рис. 6.18. Эластичный разворачива- Рис. 6.19. Сопло с разворачивающим-
ющийся раструб сопла: ся металлическим насадком:
а — исходное положение раструба сопла; а — исходное положение; б — положение
б — положение раструба в процессе ра- насадка в процессе работы РДТТ
боты РДТТ
для преодоления сил, связанных с деформацией
разворачивающегося сопла.
Конструкция сопла с продольно-гофрированным насадком
позволяет 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
образованием 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
выполнена из армированного каучука или листового асбеста,
армированного проволокой и пропитанного тефлоном. Перевод в рабочее
положение происходит под действием истекающих газов.
Недостатком 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».
Внутренняя 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-
Ш
Рис. 6.20. Лепестковое сопло:
а — исходное положение; б — положение
насадка в процессе работы РДТТ
спечивается пустотелым
надувным кольцом из
прорезиненной нейлоновой ткани,
закрепленным на срезе сопла.
Насадок примотан к соплу
лентой из кварцевых
волокон, пропитанных фенольной
смолой. В сложенном
положении насадок защищен
кожухом из силиконовой
резины, который при
разворачивании сбрасывается.
Разворачивание
производится с помощью
нескольких телескопических гидроцилиндров, расположенных
равномерно 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
неподвижном сопле из материала углерод — углерод. Сложенный с
образованием 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
гофрированной поверхности [38]. Конструкция отличается простотой,
компактностью, отсутствием привода для раскрытия,
герметичностью стыка.
Лепестковые сопла. В этой конструкции можно реализовать
большую степень расширения.
12 3 4 5 6
Оно наиболее сложно по
оформлению, герметизации стыков,
требует сложных устройств для
Рис. 6.21. Надувное сопло:
а — исходное положение; б — положение
насадка в процессе работы РДТТ; / —
газогенератор для наддува оболочки
раструба; 2 — шарнир; 3 — прнжнмная
пластина; 4 — уложенная оболочка; 5 —
сопло: ^ — развернутый (иаддутый)
раструб; 7 — герметизирующая пропитка;
8 — наружный тканевый слой; 9 — лента;
10 — внутренний тканевый слой; 11 —
эрозионно стойкий слой
7 Z
\\JP^
3
ч-
щ \
г1Г"
hi
il }
i| j
i 1
|l I
Il 1
II 1
Рис. 6.22. Комбинированное
раздвижное сопло с большой степенью
расширения:
1 — неподвижная часть сопла; 2 —
раздвижные насадки; 3 —
разворачивающийся тонколистовой металлический насадок;
4 — контур сопла в рабочем положении
10 Фахрутдннов И. X. и др.
145

раскрытия и их одновременного разворачивания. Лепестки могут
компактно складываться при помощи шарниров с наружной
стороны сопла в один, два и более рядов. Лепестки
изготавливаются из композиционного материала углерод—углерод. Шарниры,
соединяющие лепестки, выполняются из тугоплавкого металла.
Схема конструкции лепесткового сопла с одним рядом
лепестков приведена на рис. 6.20.
Надувные сопла. Расширяющаяся часть сопла
изготавливается из эластичного материала. Укладка может быть выбрана
в любом удобном месте; внутри сопла, снаружи, на срезе или быть
комбинированной. Для изготовления могут применяться
объемные ткани, состоящие из двух лицевых тканей, соединенных между
собой нитями. Объемная ткань может изготавливаться из
комплексной 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
инертным газом. Для повышения жесткости сопла используется
пенопласт.
Комбинированные разворачивающиеся сопла предусматривают
различные сочетания рассмотренных ранее схем. На рис. 6.22 [37]
приведена схема сопла, в которой объединены принципы
раздвижного составного сопла с гибким металлическим
разворачивающимся 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
сгорания и внутренними элементами двигателя, между набегающим
потоком окружающего воздуха и наружной поверхностью
двигателя, а также от времени его работы.
Анализ параметров современных РДТТ показывает, что
максимальное давление продуктов сгорания в камере находится в
пределах 4 ... 15 МПа, а время работы — от 1,5 до 100 с.
Характерной 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
тепловой напряженности основных элементов современных РДТТ
показывает, 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
необходимых толщин ее отдельных элементов.
Как правило, силовые стенки РДТТ защищаются от
воздействия 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
тепловым воздействием высокоэнтальпийного потока газов
(коксование, пиролиз, оплавление, сублимация и т. д.), химическим и
механическим воздействием высокоскоростного потока газов с конди-
сированной фазой на нагретую поверхность, а также всеми
упомянутыми факторами, вместе взятыми.
Рассматривая те или иные механизмы уноса массы ТЗМ по
газовому тракту РДТТ, можно отметить, что основным фактором,
определяющим работоспособность материалов при любом
механизме уноса массы является степень их нагревания, что при
заданных 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
материалов на ТЗП и эрозионно стойкие (ЭСП). Так как условия
работы и конкретные требования к материалам изменяются в
широких 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
требуется тщательное изучение сложного газодинамического,
теплового и химического воздействия потока сгорания твердых топлив
на материалы с учетом конструктивных особенностей РДТТ,
процессов взаимодействия между потоком и материалом с учетом
изменения свойств и структурных превращений последних,
возможного 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
экспериментальных данных. Поэтому в практике отработки теплозащитных
материалов 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
весовое 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 VY;
в) параметра эффективности L = -тг-т-» характеризующего
весовое 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.
Теплозащитные 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
коксового слоя; скорость процессов пиролиза и уноса растет с
увеличением скорости потока.
3. Сложное обтекание — отрывное течение, набегающий поток,
изменение напряжения потока и т. д.
Указанные характеристики (VT, Vy, L) должны быть
определены для каждого ТЗМ.
7.2. ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ И ЭРОЗИОННО СТОЙКИЕ
МАТЕРИАЛЫ
На конструктивные элементы РДТТ воздействуют
значительные внутренние и внешние тепловые нагрузки. Внутренние
тепловые нагрузки обусловлены высокими температурами про-
149

дуктов сгорания твердых топлив при больших давлениях и
скоростях 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
которых начинается при сравнительно небольших температурах,
необходима специальная защита от теплового воздействия.
ТЗП корпусов и днищ. В качестве ТЗП для внутренних
поверхностей корпусов все шире применяются эластичные,
сравнительно легкие материалы на основе каучуков и совмещенных
связующих. При выборе ТЗП для внутренней защиты камеры
сгорания двигателя существенное значение имеют ее габаритные
размеры и условия работы. Под внутренней теплозащитой
корпусов и днищ подразумевают ТЗП и защитно-крепящий слой (3KQ.
Назначение ТЗП — защита несущих обечаек конструкции от
воздействия высокотемпературного газового потока.
Назначение ЗКС — обеспечение прочного скрепления
наполнителя с обечайкой корпуса и защита твердого топлива от
внешних тепловых потоков (аэродинамического нагрева).
К ТЗП предъявляются следующие требования: возможно
более высокая температура плавления; повышенная устойчивость
к термической и термоокислительной деструкции и газовой
эрозии; 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
плотность; 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
негигроскопичность 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-материалов.
Основными компонентами материалов защиты камер сгорания
являются: ' связующие (высокомолекулярные! смолы, каучуки,
композиции каучуков и смол) и наполнители (измельченные
окислы, минералы, отвержденные и измельченные смолы). Для
обеспечения технологичности в рецептуру покрытия вводятся
специальные добавки.
ТЗП на основе каучуков обладают большой эластичностью,
низкой температуропроводностью, сравнительно низкой
плотностью, стабильными теплозащитными свойствами,
технологичностью нанесения. Однако существенным недостатком их является
150
низкая эрозионная стойкость при больших скоростях газового
потока.
Жесткие ТЗП характеризуются высокой эрозионной
стойкостью, 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
промежуточными между эластичными и жесткими и сочетают их
положительные свойства, относятся прорезиненные и наполненные
ткани. Свойства таких материалов зависят от компонентов резин
и ткани. При этом влияние ткани определяется не только
природой 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
поверхности детали при длительном хранении изделия; высокая
термостойкость; определенная эластичность; технологичность;
обеспечение коррозионной защиты металлической поверхности изделия
(совместно с приклеенным ТЗП).
В наибольшей степени указанным требованиям удовлетворяют
многокомпонентные клеевые композиции на основе каучуков и
высокомолекулярных смол.
Для защиты внутренних поверхностей камер сгорания
используются материалы двух типов — на основе каучуков и
теплостойкие пластмассы.
Для внутренней тепловой защиты переднего днища и корпуса
РДТТ, работающих в условиях высоких температур, но
небольших скоростей движения газов (w < 50 м/с), как правило,
применяются фенольно-каучуковые материалы и резины без
минеральных 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
обеспечивают высокую стойкость к эрозионному воздействию.
Для тепловой защиты заднего днища в зоне перехода к
корпусу (для зон двигателя с w до 300 м/с) наибольшее
распространение получили слоистые материалы на основе асботкани,
стеклотканей и углеродных тканей (табл. 7.1 и 7.2 [30]).
В перечисленных типах материалов в качестве связующего
вещества используются фенольные и эпоксидные смолы,
разложение которых происходит при температурах 250 ... 400 °С. Недо-
151

ТЗП на основе тканей
Таблица 7.1
Теплофнзнческне
характеристики
Плотность, 1 • 10~3 кг/м3
Коэффициент
теплопроводности при 20 °С,
Вт/(м- К)
Удельная теплоемкость
при 20 °С, кДж/(кг- К)
Фенольное
(ФН)
связующее с

кремнеземной тканью
1,48
0,27
1,05
Кремннй-
органнче-
ское
связующее с

кремнеземной тканью
1,50
0,26
0,88

Эпоксидная смола
с
кремнеземной
тканью
1,63
0,37
1,10
Фенольно-
формальде-
гндное
связующее
с асбо-
тканью
1,60
0,4
1,15
Таблица 7.2
ТЗП из фенольных смол с тканью
Характеристика
Плотность, 1 • 10~3 кг/м3
Прочность на сжатие, 1 • 10"8 Па
Прочность на изгиб, Ы0~8 Па
Модуль упругости при изгибе, 1-Ю"8 Па
Прочность на срез, 1-Ю"8 Па
Теплопроводность Вт/(м-К):
при 93°С
при 66°С
Удельная теплоемкость при t = 66 °С,
МО"3 Дж/(кг-К)
Фенольная
смола с
углеродной тканью
1,40
0,17
0,17
0,014
0,025
0,12
0,16
1,21
Фенольная
смола с
кварцевой тканью
1,6
0,16
0,14
0,02
—
—
—
—
статком указанных слоистых материалов является низкое
удлинение при растяжении, обычно не превышающее 1 ... 1,5 %, что
приводит к определенным трудностям при применении их в
качестве ТЗМ для корпусов. Для повышения эластичности
подобных материалов на основе фенольно-формальдегидных смол с
любым наполнителем в них вместо части фенольной смолы вводят
каучук, чаще бутадиенакрилонитрильный. Физические свойства
и стойкость к уносу меняются при этом несущественно, но
уменьшается прочность на растяжение. К числу резиноподобных
материалов, 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,
армированные такими наполнителями, которые обеспечивают высокую
152
стойкость к эрозионному воздействию, используются для
тепловой защиты других элементов камеры сгорания. В качестве
наполнителей 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
распространение получили фенольные смолы. Армирование пластмасс
осуществляется неорганическими наполнителями: кремнеземными,
кварцевыми, угольными, графитовыми, асбестовыми, керамическими.
Содержание наполнителя обычно 25 ... 35 %.
Для тепловой защиты наружных поверхностей РДТТ
используется несколько типов материалов; наибольшее применение
получили тонкослойные ТЗМ на основе эпоксидной смолы с
неорганическими наполнителями, наносимые методом напыления и
покрытия на основе объемных стеклотканей. При этом первый тип
покрытия используется для условий, когда температура
восстановления 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
осуществляться механизированным (напыление порошков,
центробежное нанесение паст) или ручным (выкладка листов, засыпка
гранул) 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
течение определенного времени при температуре помещения.
Нанесение предварительно отвержденного ТЗП дает возможность
изготовлять сложные профили с жесткими допусками, снимает
внутренние 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 °С в течение
определенного времени. Для создания давления применяются
специальные стапели в виде металлических барабанов, смонтированных
на планшайбе опорного устройства. На барабан надевается
резиновый мешок для передачи давления на ТЗП.
Термокамера для отверждения ТЗП представляет
конструкцию, 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
15а

на образцах-свидетелях *, так и непосредственно на изделии
(разрушающие и неразрушающие методы). На образцах-
свидетелях контролируются физико-механические свойства, степень
отверждения, плотность. Непосредственно на изделии
контролируются качество склеивания (адгезия), геометрические размеры,
твердость и полнота полимеризации по твердости.
Качество адгезии ТЗП, ЗКС к металлу определяется
ультразвуковыми приборами. Для осуществления контроля
изготавливаются эталоны, на которых полностью повторяется схема
выкладки ТЗП и ЗКС и конфигурация детали. Кроме того, при
необходимости качество адгезии определяется непосредственным
отслаиванием ТЗП и ЗКС от металлической поверхности на
изделии. При этом определяется фактическая прочность адгезии.
Эрозионно стойкие покрытия сопл. Условия работы сопл РДТТ
предъявляют к ТЗП этого узла жесткие и многосторонние
требования. 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
твердыми частицами; минимальной массой; совместимостью с
окружающей 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
работоспособность при удовлетворительных характеристиках сопла.
Детали соплового блока по функционированию и месту
расположения могут быть разделены на следующие группы: воротник,
входной конус, облицовка соплового вкладыша, армировка
соплового вкладыша, выходной конус, раструб. В качестве
материалов 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
работы детали в двигателе. Назначением вкладыша является
обеспечение 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
подвергаются всесторонним испытаниям.
154
Таблица 7.3
Типичные характеристики материалов для сопл прн Т ~ 293 К
Характеристика
Плотность, г/см3
Коэффициент
теплопроводности , Вт/ (м2 • К):
вдоль волокна или
слоя основы
поперек волокна или
слоя основы
Удельная
теплоемкость, Дж/(кг-К)
Температурный
коэффициент, 1 - 10е К"1:
вдоль волокна или
слоя основы
поперек волокна или
слоя основы
Теплопроводные жаростойкие материалы
Графит ATJ
1,73
104 ...23,7*
59,4 ... 22,3 *
0,25... 0,6**
2,7
4,0
Пиролитиче-
ский графит
1,80..: 2,26**
142,5... 89,1 *
1,78... 0,45*
0,22 ... 0,5**
4,5
36
Вольфрам
(кованый)
19,0
142,5... 89,1 *
0,033... 0,047**
2,4
Характеристика'
Плотность, г/см3
Коэффициент
теплопроводности, Вт/(м2-К):
вдоль волокна или
слоя основы
поперек волокна или
слоя основы
Удельная
теплоемкость, Дж/(кг- К)
Температурный
коэффициент, Ы0в К-1:
вдоль волокна или
слоя основы
поперек волокна или
слоя основы
Композиционные абляционные материалы
Угольная ткань
1,43 .
1,23 ... 1,38***
0,71 ... 0,86 ***
0,20... 0,36 ***
6,7
9,5... 55,8***
Графитовая ткань
1,45
3,40... 4,31 ***
1,02 ... 1,36 ***
0,24 ... 0,39 ***
9,5
31,7
Кварцевая ткань
1,75
0,52...0,56***
0,45... 0,48***
0,24... 0,30***
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
повышенной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионной
стойкости. 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 углерода—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
экономически обоснованных случаях на их рабочие поверхности тем или
иным способом наносят специальные покрытия. Вкладыши из
графита могут быть покрыты вольфрамом и его сплавами,
карбидом вольфрама, молибденом и его сплавами, окислами алюминия,
тантала и некоторых других металлов, специальными графитоке-
рамическими покрытиями.
Иногда вместо нанесения на графит защитных покрытий
оказывается достаточным провести рекристаллизацию
поверхностного слоя с получением так называемой структуры суперграфита,
специальную обработку детали с целью получения на рабочей
поверхности слоя повышенной жаропрочности из карбидов
титана, циркония и т. д.; силицирование, в результате чего в
поверхностном 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
покрытия из вольфрама. Покрытие может наноситься газопламенным
или плазменным напылением, электролитическим осаждением,
спеканием в вакууме (для нанесения покрытий и для
непосредственного изготовления вкладышей пиролитическим осаждением
из газообразного состояния).
К материалам, применяемым для вкладышей сопл РДТТ,
относится также пиролитический графит. Процесс его образования
заключается в высокотемпературном пиролизе содержащих
углерод газов и осаждении освобожденного углерода на
технологической графитовой оправке. Пирографит — это ориентированный
кристаллический графит.
Интерес к пирографиту объясняется его исключительной
анизотропией теплопроводности: в тонком слое можно
реализовать перепад температур до 2000 К. Следует отметить ряд
существенных недостатков пирографита, затрудняющих практическое
использование этого материала в реальных конструкциях. К ним
следует*прежде всего отнести хрупкость; низкую прочность
скрепления с другими материалами, применяющимися в конструкции
сопл, склонность к расслоению в процессе хранения.
Наиболее эрозионно стойкими при минимальной массе
конструкции, по сравнению с перечисленными, являются трехмерные
композиции углерод—углерод (трехмерные углеграфиты).
Наибольший 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
управления вектором тяги.
156
Для изготовления раструба сопла и его элементов широкое
применение в качестве теплозащитного и конструкционного
материалов находят стеклопластиковые и углепластиковые
материалы. Теплопроводность стеклопластиков составляет 1/80
теплопроводности коррозионно-стойкой стали. Для изготовления
стеклянных 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
кремнеземное 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 °С выше
температуры применения волокна из бесщелочного алюмоборсили-
катного стекла), что определяется их высокой температурой
плавления 2020 ... 2070 К.
Наибольшее применение в качестве связующих для
изготовления конструкций РДТТ из стеклопластиков нашли
модифицированные 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
ограничивается температурой 450 К. Модифицированные эпоксидные
связующие, особенно те, которые содержат фенольную основу,
пригодны к использованию при высоких температурах. При
использовании в качестве отвердителя фенольной смолы резольного
типа повышается теплостойкость и огнестойкость эпоксидных
смол.
Кремнийорганические смолы характеризуются хорошей
теплостойкостью, высокими механическими свойствами и способностью
длительно использоваться при температуре 420 ... 470 К, а
кратковременно — при температуре до 570 К.
Пропитанные тканые ленты изготавливаются из стекло- или-
углелент или тканей обычного тканевого переплетения и
предназначены для намотки теплозащитного слоя укладкой слоев
параллельно 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
необходимой 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
укладывается на заходиыи 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-
ваииая заготовка снимается с оправки, механически обрабатываетси по
наружной поверхности и торцам и вклеивается в металлическую оболочку.
При изготовлении раструбов полностью из стеклопластика сначала
наматывается 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
количество слоев. Основным условием намотки силового слоя раструба с
соблюдением всех требований по прочности и качеству является укладка ленты по
геодезическим линиям.
Для намотки деталей, работающих в критическом сечении сопла,
применяется перекрестная лента, структура которой позволиет производить укладку
ленты под углом до 90° к оси детали. Намотка деталей перекрестной лентой чаще
всего производится на станках карусельного типа с вертикальным
расположением оправки. Перекрестная лента, пройдя раскладчик, размягчается при
повышенной 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 подвергается термообработке в
гидроклаве при давлении до 7 МПа.
Тугоплавкие материалы. В современных РДТТ нашли
[применение такие тугоплавкие металлы, как вольфрам, молибден,
тантал и их сплавы.
Молибден. Относительно низкая плотность, высокая
теплопроводность и высокая теплоемкость молибдена позволяют
применять его для изготовления облицовок в сопловых блоках РДТТ.
Почти все молибденовые детали изготовляются ковкой.
Исследования 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
легкоплавкая эвтектика Мо—Мо02, вымываемая потоком газа с
большой скоростью. В тех случаях, когда продукты горения твердого
топлива не окисляют молибден, предел работоспособности его
определяется температурой, близкой к температуре его
плавления. Температура плавления и жаропрочность молибдена может
быть повышена при его легировании вольфрамом.
158
Таблица 7.4
Характеристики некоторых тугоплавких металлов
Характеристики
Температура плавления, К
Температурный коэффициент в
интервале 290 ...2000 К, К-1
Коэффициент теплопроводности,
Вт/(м2-К), при:
290 К
1000 К
1500 К
2000 К
2500 К
Предел прочности при растяжении,
МПа при:
290 К
1000 К
1500 К
2000 К
2500 К '
Плотность, кг/м3
Мо
■ 2 890
6,7
136
113
94
78
70
670/260
450/120
170/60
43/25
7
10 200
Та
3 269
7,7
62
71
76
80
98
500
190
85
35
14
16 600
w
3 680
5,10
156
ПО
104
98
95
1 500/300
800/180
350/100
140/60
45/35
19 200
Некоторые свойства молибдена, тантала и вольфрама
приведены в табл. 7.4. [30].
Тантал. Тантал имеет более высокую температуру плавления,
чем молибден, но при высоких температурах быстро
взаимодействует с водяным паром, окисью углерода, соляной кислотой.
Более стойким является сплав тантала с вольфрамом.
Некоторые характеристики тантала приведены в табл. 7.4.
Вольфрам. В связи с повышением температуры горения
современных высококалорийных топлив до 3600 К в определенных
случаях 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.
Существенным 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
температуры плавления или испарения, определяющих изменение
физического состояния материалов. Заметный унос вольфрама в
условиях 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
А1203, они попадают вначале на относительно холодную
поверхность облицовки вкладыша, оседают на стенке, образуя слой,
защищающий материал вкладыша. Увеличение толщины слабо
теплопроводного слоя А1203 в дальнейшем приводит к нагреванию
его поверхности до температуры 2323 ... 2370 К, определяющей
плавление окислов А1203. С этого момента происходит
интенсивный унос осевшего слоя до оголения вольфрама.
Если продукты сгорания твердого топлива не окисляют или
слабо окисляют вольфрам, то можно обеспечить
работоспособность вольфрама до более высоких температур. Если продукты
сгорания твердого топлива имеют большую окислительную
способность 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
температурой 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
элементов нашли поликристаллический (плотный графит), силици-
рованный и пиролитический графиты.
Поликристаллические графиты состоят из графитовых
кристаллов, соединенных вяжущей основой. Различные
поликристаллические графиты имеют плотность (1,6 ... 2,0)- 103 кг/м3.
Графиты с большой плотностью (1,8 ... 2,0)-103 кг/м3
характеризуются достаточно высокой стойкостью к эрозии. Широко
используются и силицированные графиты, высокая эрозионная
стойкость которых обусловливается высокой температурой
разложения составляющих (карбида кремния и графита),
достаточной прочностью, хорошей теплопроводностью, низким
коэффициентом теплового расширения. Недефицитность исходного сырья,
сравнительно несложная технология силицирования
способствуют 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
чрезвычайно важным для материала соплового вкладыша при высоких
температурах. Теплопроводность пирографита в направлении
160
Характеристики графитов
Таблица 7.5
Характеристики
Плотность, Ь10~3 кг/м3
Удельная теплоемкость, 1-Ю"3 Дж/(кг-К)
Теплопроводность, Вт/(м-К):
вдоль пластинки
перпендикулярно поверхности
пластинки
Предел прочности при 20 °С, Ь10~8 Па
Удельная прочность, Ы0"в Па-м3/кг:
при 290 К
при 2970 К
Материал
Пирографит
2,2 ... 2,23
0,971
372
3,59
0,103 ... 0,137
0,47 ... 0,62
1,7
Графит сили-
цироваиный
1,6 ... 2,0
0,712
0,014 ... 0,028
0,09 ... 0,14
ориентации зерен может быть на два порядка выше, чем в
перпендикулярном 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,
работоспособных 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
смачиваемости оседание слоя А1203 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
(окисление углерода продуктами горения). Механическая доля
(испарение) 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,
возможность изготовления элементов сопла в очень широком
диапазоне геометрических размеров, и способностью поглощать
большие количества тепловой энергии при своем разрушении.
В крупногабаритных РДТТ армированные пластмассы
используются также в качестве основной тепловой защиты критического
сечения вместо тугоплавких металлов и графитов. Это стало
возможным за счет создания армированных пластмасс с относительно
11 Фахрутдииов И. X. и др.
161

малыми скоростями эрозии (wyH < 0,1 ... 0,3 мм/с),
обеспечиваемыми 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,
наиболее 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
установить факторы, влияющие на изменение линейной скорости уноса
массы и дать математическое описание процесса уноса.
В настоящее время все элементы газового тракта
крупногабаритных сопл РДТТ, как правило, выполняются из армированных
пластмасс (например, сопловой блок РДТТ ракеты «Титан-ЗС»;
РДТТ В КС «Спейс Шаттл»).
Армированные пластмассы могут иметь весьма большое
разнообразие по составу наполнителя, связующего, технологии
изготовления 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
представлены '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
переменными по слоям теплофизическими свойствами при известных
начальных и граничных условиях.
В условиях РДТТ граничные условия, связанные с
взаимодействием 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
элементов конструкции предполагает предварительное определение
тепловых потоков к элементам конструкции.
Тепловые потоки к элементам конструкции. Процесс
теплообмена 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
проточной 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
непрерывным газообразованием с поверхности горения
твердотопливного заряда; влиянием на теплообмен конденсированных
частиц (Al2Os и др.); влиянием на теплообмен оттока массы,
уносимой от теплозащитных и эрозионно стойких материалов
покрытий.
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
стойкими) материалами и продуктами сгорания твердого топлива.
В общем случае процесс подвода тепловой энергии к деталям
РДТТ происходит в результате конвективного и лучистого
теплообмена, а также частицами окислов металлов, находящимися
в продуктах сгорания твердых топлив. Удельная доля каждой
составляющей процесса теплообмена в общем балансе теплового
воздействия не одинакова пег ходу тракта двигателя. Так,
радиационная доставляющая теплоподвода к деталям газового тракта
соплового блока составляет не более 10 ... 20 % общего
теплового потока, а влияние конденсированной фазы в области
критического сечения наблюдается главным образом в начальный
период работы двигателя (1 ... 2 с).
В области переднего днища конвективная составляющая
теплообмена составляет незначительную долю от суммарного, а в
области соплового днища (особенно многосоплового) влияние
осаждения 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
зависимости от того, какая зона двигателя рассчитывается.
Таким образом, интенсивность теплообмена между средой
и телом зависит ог сложных физико-механических процессов,
протекающих у границы раздела. Эти процессы можно с
допустимой точностью описать упрощенной формулой теплоотдачи,
согласно которой количество тепла dQ, отдаваемое или
воспринимаемое элементом поверхности твердого тела dF за время dx,
пропорционально разности температур поверхности Tw и окружающей
среды Тг,
dQ = a (Tw — Tr) dFdt, (7.1)
где а — коэффициент теплоотдачи.
И* 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,
вязкости, теплоемкости и др.).
В общем случае коэффициент теплоотдачи в условиях газового
тракта РДТТ можно представить как
«г = «к + «л т «к. ф> (7.2)
где ак — коэффициент теплоотдачи конвекцией; ал —
коэффициент теплоотдачи излучением; а„. ф — коэффициент теплоотдачи
от осаждения конденсированной фазы.
В тепловых расчетах используют также величину аг/ср,
где ср — теплоемкость продуктов сгорания. Поэтому в
дальнейших рассуждениях под коэффициентом теплоотдачи будут под-
разумеваться величины (^-)г, (^-\, (-±-)й, (-^-)к ф.
Коэффициент теплоотдачи по тракту двигателя. Из общей
теории тепломассообмена известно, что конвективный теплообмен
между газом и стенкой определяется в основном
газодинамическими 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
конвективного теплообмена в РДТТ:
зону переднего днища;
зону щелевой части топливного заряда (в дальнейшем в
качестве основного примера будем рассматривать РДТТ с канально-
щелевым зарядом);
зону заднего днища односоплового двигателя (или зону
заднего днища четырехсоплового двигателя);
сопло двигателя.
В общем виде задача по конвективному теплообмену в РДТТ
ставится следующим образом. Должны быть известны: кояструк- \
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
(PJPa), на основании термодинамического расчета должны быть
определены: состав продуктов сгорания и массовая доля
конденсированной фазы; температура продуктов сгорания Тк;
показатели адиабаты для продуктов сгорания в камере k и в сопле kc;
газовая постоянная продуктов сгорания R.
Для найденного состава продуктов сгорания по известным
методикам [8, 9, 311 в зависимости от температуры продуктов
сгорания рассчитываются следующие теплофизические параметры
продуктов сгорания: коэффициент динамической вязкости про-
164
дуктов сгорания \i = \i (T), коэффициент теплопроводности
продуктов сгорания Я = А, (Г), 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
коэффициентов 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
зависит 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
газообразования.
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
несжимаемым, так как число Маха существенно меньше единицы;
3) температура поверхности проточной части при расчете
конвективного теплообмена принимается постоянной (при
использовании современных ТЗМ температуру поверхности можно принять
равной 2000 ... 2300 К, что соответствует температуре
разрушения 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
коэффициентов теплоотдачи можно производить по формулам
свободной 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)
rfleNu = al/l — число Нуссельта; Рг = [ic^h — число Прандтля;
Gr = gpA773/v2 — числоГрасгофа;а — коэффициент теплоотдачи;
Я, — коэффициент теплопроводности продуктов сгорания; I —
характерный размер, в данном случае он может быть принят равным
диаме.тру камеры; ц — коэффициент динамической вязкости; ср —
удельная теплоемкость продуктов сгорания; g — ускорение сво-
165

a) 5) ' В)
Рис. 7.1. Схемы зон переднего днища:
а, б, в, г, д — варианты
бодного падения; |3 — коэффициент объемного расширения
продуктов сгорания; AT — разность между характерными
температурами газа и стенки, AT = Тк — Тш.
Теплофизические характеристики продуктов сгорания,
входящие в выражение (7.3), берутся при средней температуре
Т = 1/2 (Тк + Тш).
При вертикальном расположении двигателя в формуле (7.3)
коэффициент 0,135 заменяется коэффициентом 0,095.
Оценку скорости потока в области переднего днища,
расположенного против торца заряда, следует производить по
приближенной формуле, составленной на основании уравнения расхода
для поверхности газообразования и местного проходного сечения
в данный момент времени
цтрт#кГк S(t, г)
W(r) :
Рк F (т, г)
(7.4)
где S (т, г) — площадь поверхности горения выше расчетного
сечения; F (т, г) — площадь проходного сечения в
цилиндрическом сечении радиуса г.
Так, для схемы 7.1, в формула (7.4) принимает вид
w(r)
uTpTRKJ к
Rl-4
рк
2rl
(7.5)
где R0 — максимальный радиус топливного заряда (рис. 7.2); / —
расстояние точки днища с координатой г от торцевой поверхности
заряда в данный момент (радиус внутреннего канала заряда
гк <: г < R0).
Режим течения в пограничном слое и интенсивность
конвективного теплообмена определяются целым рядом условий,
главным из которых является величина числа Рейнольдса Re.
Максимальное значение числа Re, рассчитанного для условий
обтекания переднего днища,
(Кеж)шах —
105...107,
где х — координата, отсчитываемая по дуге ОАВ (см. рис. 7.2).
166
Критическое число Re,
характеризующее переход из ламинарного режима
течения к турбулентному, лежит в
пределах
(Re*)„
3-106...4-10\
Рис. .7.2. Расчетнай схема
для зоны переднего днища
Для расчета местных
коэффициентов теплоотдачи в область переднего
днища при турбулентном режиме
течения обычно используют критериальные зависимости, полученные
для расчета турбулентного теплообмена на пластине в сжимаемом
газе (для этого вводим понятие эффективной длины пластины).
Эффективной длиной хЭфф называют длину плоской пластины, на
которой при обтекании потоком газа с постоянными параметрами рш
нарастает такой же тепловой пограничный слой, как и на длине
х рассматриваемого тела с переменными параметрами потока рш
вне слоя.
В соответствии с работой [30]:
N
и. = 0*2^Ф*«(£)"(1 +^^)°'11 (^~Г,
(7.6)
где Nua
Rea
Рг
ftwCp
~^~; х — координата,
отсчитываемая по дуге ОАВ (см. рис. 7.2); w — местная скорость
потока; Те — температура восстановления потока; Tw—
температура стенки; г — коэффициент восстановления температуры.
В предположении Tw = const для оценки хЭфф может быть
использовано выражение:
*эфф
R5/iplifiidx
RbliPuP>
(7.7)
где R — радиус кривизны поверхности тела в данной точке.
Теплофизические характеристики продуктов сгорания в
выражениях (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
соотношение (7.6), заменив в нем отношение (Tw/Te) на (Iw/Ie) (Iw —
энтальпия продуктов сгорания при температуре стенки; 1е —
энтальпия продуктов сгорания при температуре восстановления).
Если местное число Re меньше критического, то определяется
число Nu^, для ламинарного режима течения:
Nu„ = 0,323КК&еУ2РгЦ3(х/хэфф)1/2,
(7-8)
167

Рис. 7.3. Расчетная схема зоны пе- Рис. 7.4. Расчетная схема зоны зад-
реднего днища при наличии щелей него днища при наличии щелей за-
заряда ряда
где
п—\
2
.поправка на влияние продольного градиента скорости
dw х
К = (_Ji£_y/2 (0,45 + 0,55^+ 0,18 ^-МФг1/2) 2 ; (7.9)
поправка на переменность физических свойств продуктов
сгорания, которая может быть определена из выражения
/сх = [1 + 0,16(1+^)(7fr)I/3]I/2; (7.1о>
f ~
' дх w
В качестве истинных значений коэффициентов теплоотдачи
принимаются максимальные их значения, полученные с
использованием 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]:
4-='+"'Чт^гГ- <™>
где а' — коэффициент теплоотдачи с учетом влияния
конденсированной фазы; т = тк ф/т2 — массовая доля
конденсированной фазы; тк. ф — масса конденсированной фазы; т2 —
суммарная масса конденсированной и газовой фаз в единице объема..
Формула (7.11) справедлива при 0 <sg т -sg 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
переднему днищу, приведена на рис. 7.3.
В соответствии с этой схемой
W,
Лх) =
uTpTRnTn 2x + 8_e_
Рк х 4- е б
(7.12>
0 < х < /щ.
При этом принималось, что в любой момент времени
гидравлическое сопротивление щелевого канала одинаково, как при
168
а) В)
Рис. 7.5. Схемы предсопловой зоны заднего днища:
а, б, в, г — варианты
истечении газа через торец, так и при истечении в центральный
канал. Тогда расход газа через торец щели в первом
приближении будет пропорционален отношению площади торца щели (еб)
и полной площади «живого сечения» (х8 + еб) щели, через
которую вытекает газ.
При расположении щелевой части топливного заряда со
стороны заднего днища расчетная схема определения местных
скоростей газа, обтекающего корпус, приведена на рис. 7.4.
Скорость газа для момента, когда — < 0,1, может быть
определена как
и>щ(х) =
uTpTRKTK 2x + 8
(7.13)
С момента — > 0,1
«щМ
uTpTRKTK S (т, х)
(7.14)
Рк F (т, х) '
где F (т, х) — площадь проходного сечения проточной части в
данный 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
топливного заряда односоплового РДТТ приведены на рис. 7.5.
Расчет коэффициента теплоотдачи \в зоне заднего днища
невозможен без определенного представления о гидродинамических
свойствах потока. Расчетное определение местных скоростей
газового потока в предсопловых объемах РДТТ, работающих по
схемам рис. 7.5, б, г, затруднено в связи со сложностью
аналитического 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,
характеризующие картину течения потока в районе заднего днища
односоплового РДТТ, можно воспользоваться приближенными
методами оценки максимальных местных скоростей газового потока.
Так, например, для схемы рис. 7.5, б течение можно представить
как распространение осесимметричной ограниченной струи,
направленной к стенке при наличии продольного градиента давления.
169

Рис. 7.6. Схема для расчета предсопло-
вой зоны
При этом возникает
рециркуляционное течение,
вызванное наличием стенки и
заряда.
Область течения в пред-
сопловом объеме
приближенно можно разбить на
следующие три характерные зоны
(рис. 7.6):
1) зона невозмущенного
потока ABC;
2) зона турбулентного пограничного слоя на границах раздела
двух встречных ограниченных струйных потоков,
распространяющихся вблизи стенки (BCD);
3) зона рециркуляционного течения с некоторой характерной
СКОрОСТЬЮ Шрец (DEC).
В первом приближении можно принять, что течение в
некоторой центральной области рециркуляционной зоны можно
уподобить смешению двух встречных струй. Положение границ
области смешения струй (СВ, CD), а также образующей поверхности
нулевой предельной скорости (СО) определяется простыми
приближенными соотношениями: tg v« 0,1; tg a« — 0,1; tg со »
« —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
днищем по линии, проходящей-через точку О и являющейся линией
растекания потоков. При этом скорость в точке О равна нулю
(^рец)о = 0.
Вдоль дуги OS поток разгоняется, и в точке В местная
скорость достигает скорости невозмущенного потока, равной w (r).
В первом приближении можно принять, что на участке ОВ
местная скорость изменяется по линейному закону. При этом
максимальное значение скорости рециркуляции за уступом (топливным
зарядом) здесь можно принять ~ 40 % от скорости основного
потока:
(wpen)max/w я* 0,4. (7.15)
Вследствие подтормаживания истинные скорости газового
потока, обтекающего заднее днище, скорости w и wpen во
встречных безграничных струях будут меньше. Учитывая, что оценка
ведется по максимальной скорости, можно считать скорость
обтекания участка DE заднего днища постоянной и (шрец)шах = 0,4ш.
Вдоль дуги OD поток разгоняется от скорости, равной нулю,
до (даРец)тах- Для предварительных оценок можно принять, что
на участке OD местная скорость меняется по линейному закону.
Для оценки теплообмена в окрестности критической точки
170
= -
■dw
dx
dw
dx
s+*/
0,4
WB .
XOB
WB
XOD
необходимо знать величину градиента скорости вдоль стенки.
На основании принятой расчетной схемы (см. рис. 7.6) имеем
следующие приближенные значения градиента скорости:
на участке ОВ:
на участке OD:
ил a.qd
При этом растекание потока от точки О происходит в
меридиональной плоскости. Поэтому в окрестности точки О можно
считать течение газа плоскопараллельным,. Для расчета коэффициента
теплоотдачи при ламинарном режиме течения в окрестности
критической точки О следует принимать максимальное значение (5
из (7.16) или (7.17). Для оценки конвективного теплообмена
в районе критической точки О при турбулентном режиме обычно
используют упрощенную формулу:
Nu»,» 0,0375 ИеГРгГ (-М°'6, (7.18)
где Rew = -?^.
При ламинарном режиме течения
Nu^OJlfl + O.OS^HRe^Pr0^--^-\1/3. (7.19)
\ • е 1 \ fiwPw /
Коэффициенты теплоотдачи в сопле. Для расчета коэффициента
конвективного теплообмена а в сопле можно воспользоваться
методикой расчета конвективного теплообмена при обтекании
криволинейной стенки турбулентным потоком:
Nu^O^OeRe-Prr3^)0'4!1 +±FLMV)0,U (-~-)0'2,
(7.20)
('
тМ^
где Те = Т0-) . , • ' ; г = 0,88;
(i+V-M2)
(fW»R5/%
pwwR5li dx
x.
*эфф = *9фФо ршда/?5/4 + 9wwR5i4 ; (7.21).
*эффо ^Rk', R — текущий радиус по сечению сопла; w — текущая
скорость потока по сечениям сопла; х0 — начало отсчета
стабилизированного течения потока в сопле; индекс к относится к
параметрам, отнесенным к сечению на входе в сопло.
171

Для завершения обзора расчетных методик определения
коэффициентов теплоотдачи по тракту двигателя рассмотрим
приближенную зависимость, которая может быть использована для
расчета а в сопловых блоках ракетных двигателей:
(Jf-Y-'a, (7.22)
где £>„р — диаметр критического сечения; гс — радиус кривизны
в критическом сечении; ^0 — вязкость продуктов сгорания в
камере сгорания; ср — удельная теплоемкость продуктов сгорания;
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
скорость,
С* PKg^np
т
(т — массовый расход в единицу времени через сопло); а —
поправочный коэффициент, учитывающий изменение теплофизических
свойств продуктов сгорания поперек пограничного слоя, равный
- [т(т?)0 +±^М.)4Г*"-(1 +±^М.)-".
Здесь Тш — температура стенки; Тк — температура в камере
сгорания; п — показатель степени в зависимости вязкости от
температуры.
В заключение коротко рассмотрим вопрос об учете
уменьшения 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:
Л^=1_0,19(-^)Ч,
</ко V Ма J °'
где qK, дк0 — конвективные тепловые потоки без учета вдува и
с учетом; Ме, Ма — молекулярные массы газообразных
продуктов сгорания и уносимого материала, соответственно; Ь —
показатель степени, равен 0,35 при 0 < МеМа < 1, до 0,7 при 1 <
< Ме/Ма < 8; S0 = %г-; та — массовая скорость уноса
материала; ре, we— плотность и скорость в невозмущенном потоке;
St0 = 2 число Стантона; а0 — коэффициент теплоотдачи
cpePewe
без учета вдува; срё — удельная теплоемкость продуктов сгорания.
172
а
0,026
V Рг0-" }\ с* ) \ гс
0,1
Лучистый теплообмен по тракту двигателя. В общем случае
удельный лучистый тепловой поток от продуктов сгорания может
быть определен следующим образом:
<7л = <*0ест. эФф [ер. Эфф (7У100)* - аг (Гст/100)4], (7.23)
где а0 — постоянная .Стефана—Больцмана
[а0 = 5,670-Ю-8 Вт/(м2-К4)]; Тг, Гст — температуры газа и
стенки, К; ер. эфф; ест. Эфф — эффективная степень черноты продуктов
сгорания и стенки; есг— степень черноты стенки (для
теплозащитных покрытий естж 0,8); аг — коэффициент поглощения.
Продукты сгорания металлсодержащих смесевых топлив
излучают сплошной спектр как в видимой, так и в ближней
(инфракрасной, 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
сгорания на стенку камеры практически попадает излучение только
от объема прилегающей к ней полусферы с радиусом порядка 10 мм.
Излучение участков потока, находящихся в нерасчетной
полусфере, поглощается в ее объеме. Далее, так как коэффициент
поглощения ат = 1 — ехр (— Ы), то при k < 0,3 мм-1 и / < 10 мм
аг — 0,95. Поэтому можно считать, что на коэффициент
поглощения аг практически не влияет геометрия свободных объемов
двигателя и кривизны поверхности стенки. Нет и многократных
отражений лучистого потока от стенок. Следовательно, в
выражении (7.23) можно принять ест, эфф = ест; аг = 1, тогда
Я* = о0гст [ег.эфф (-j^-)4 - (-^г)4] • (7-24)
Здесь величина степени черноты продуктов сгорания е,,. Эфф
определяется, с учетом наличия в продуктах сгорания
конденсированных частиц. При этом можно использовать формулы,
позволяющие приближенно рассчитать степень черноты продуктов
сгорания металлсодержащего твердого топлива. Для определения
ег. эфф может использоваться выражение
е,эфф=1-(1-вг)ехр(0,6г^г^-^г))
где бг — степень черноты газовой фазы; пг — массовая доля
конденсированной фазы в продуктах сгорания; / — длина пути луча
(/ = 10 мм); d — диаметр конденсированных частиц (d « 5 ...
10мкм);рг—плотность газовой фазы в рассматриваемой области
потока; кг/м3; рк. ф — плотность вещества, образующего
конденсированную фазу, кг/м3.
173

Степень черноты газовой фазы может быть определена по
зависимости:
ег = 1 — (1 - ен,о) (1 — eHci) (1 — есо) (1 — есо,),
где Ен2о, есо, есо2 — степень черноты для соответствующих
компонентов газовой фазы. Влиянием остальных газов пренебрегают
вследствие малого содержания их в продуктах сгорания.
Величины ЕСо2 = / (Тг, рсо2, I) и еН2о = / (рн2о, Тт, рн2б, 0 могут
быть определены по экспериментальным данным работы 13]; рн2о
и рсо2 — соответственно парциальные давления паров воды и
С02 в продуктах сгорания.
Для расчета есо и eHci может быть использован приближенный
метод расчета степени черноты двухатомных молекул. Для
современных смесевых топлив, содержащих добавки алюминия,
степень черноты продуктов сгорания лежит в пределах 0,5 ... 0,75.
Определив значение е^ Эфф, можно по формуле (7.24) рассчитать
<7л. а, следовательно, и
«л _ Ял
срг ср {' г ' 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
двигателя <7лк« то вдоль газового тракта они могут быть определены в
первом приближении по следующим соотношениям:
D = Di/DKP
Ял
1,2
<7лк
1,0
0,5<7ЛК
1,5
0,1<7лк
2,5
0,02<ьк
Рис. 7.7. Схема расчета двух- Рис. 7.8. Схема для расчета двухслойной
слойной пластины стенки при уносе ТЗП
174
Температурное состояние несущих оболочек. Несущие оболочки
элементов РДТТ, как правило, защищаются бт непосредственного
воздействия высокотемпературных газов нанесением на них
теплозащитных и эрозионно стойких материалов. Большинство
реальных элементов конструкции, работающих в условиях
нестационарного нагрева, в тепловом отношении могут быть сведены
к расчетным схемам, приведенным на рис. 7.7 и 7.8. Расчет
температурного состояния узлов РДТТ в общем случае сводится к
решению уравнения теплопроводности для многослойной
цилиндрической либо плоской стенки с переменными по слоям'теплофизи-
ческими свойствами при известных начальных и граничных
условиях.
Возможности аналитического решения задачи
теплопроводности в многослойных плоских стенках, а тем более в
многослойных цилиндрических стенках ограничены. Это связано с тем,
что реальные условия теплообмена существенно меняются во
времени и нелинейно зависят от температуры поверхности, а
материал 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
случаях переходят к приближенной математической модели процесса
нестационарной теплопроводности и решение с применением ЭВЦМ
проводится либо методом" элементарных балансов, либо методом
конечных разностей.
В ряде частных случаев решение может быть получено и
аналитически. 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
оболочек 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
величине толщинах слоев металла бм и покрытия б, первый имеет
незначительное в сравнении со вторым термическое
сопротивление. 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
считать также, что условия теплообмена могут быть различны с
каждой стороны пластины, но не меняются вдоль ее поверхности.
Следовательно, температура пластины меняется лишь в
направлении одной пространственной координаты х, начало отсчета

которой находится в плоскости контакта металла и покрытия.
В такой постановке решение представляется в виде:
Т(у _ч = Bitrcl + Bi2rc2 + BitBi2 [Гс2 - (Гс1 - Тс2) х] _
^' Т> Вц + Вь. + ВцВь,
оо
- V 2^ZLexp [- ^„Fol {Bi, (ГС1 - Гнач) Гсо8|л„х +
n—\
+ (Bi2 - *|J$ ^^ 1 + Bi2 (Tc2 - Г„ач) [COS ,!„ (1 _ jf) +
B. sin ,!„(!-x) 1|
1 Hn J J
где Bi1 = a1-j—; Bi2 = a2-j-—критерий Био; k = СмРмд м ; см,
Рм. бм— удельная теплоемкость, плотность и толщина
металлической стенки; с, р, б — соответственно теплоемкость, плотность и
толщина покрытия; Я —теплопроводность покрытия; F0 = -™- —
критерий Фурье; а — коэффициент теплопроводности покрытия;
т — время работы; гп = Bii ~f Bi2 — &|х^ + (Bii + Bi2 + кц'п) ц£ Х
X sin fi„ cos \in + 2BiiBi2 (\in~ sin [i„)'-; ц„ — корни
характеристического уравнения
rto-п 1 (1+feBy^-B^Bi, .
ef^ ц Bii + Bia — fejj,2
x = x/8.
Из формулы (7.24) легко получить выражение для температуры
металлической стенки, положив, х = 0:
Ум(Т)~ B^ + BU + BuBi, 2j~^T Р Х
п=1
X [1 - fl*F0] |Bil (Гс1 - Г„ач) + Bi2 (Тс2 - 7\.ач) [C0S И» +
+ BiiJ^jJ_ (725)
Для ряда элементов интенсивность теплообмена со стороны
металла обычно существенно меньше, чем со стороны покрытия
(Bi2 < Втх). Поэтому можно принять Bi2 = 0. Тогда выражение
(7.25) можно упростить:
Т(х, т) = 7с1-(Гс1-7нач)9,
где Э = V ?i!!L^ еХр [— v*F0] (cos vnx - kvn sin vnx), (7.26)
2 sin vn
, k •> , / 1 , k о \ Sitl Vn
у- = » --ШГ v- + V1 +n3irv'0^rcosv'1'
176
vn — корни характеристического уравнения
, Bii — kv
gV = v(l+feBi!) *
В инженерных расчетах первоочередной задачей является
определение температуры металлической стенки как элемента,
несущего нагрузку. Температура Тм (т) находится из (7.24)
при х — 0
00
Ты (т) = Тс1 - (Гс1 - Г„ач) Е В„ ехр [— vilFe],
я=1
D 2 Sin Vn
где Б„ =
УпУп
Значения v„ могут быть взяты из [14]. Подобное решение с рядом
допущений имеется и для случая трехслойной пластины [34].
Рассмотрим метод расчета температурного состояния
двухслойной пластины при наличии уноса массы ТЗМ. Известно, что
при теплообмене в газовом тракте РДТТ имеются два периода
нагрева материала. В первый период температура поверхности
материала поднимается до температуры разрушения. Время,
необходимое 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
подвергаются внутренние слои материала. Часть материала
непрерывно 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
разрушающегося материала пренебрежимо мала; влиянием вдува и диффузии
газов можно пренебречь, коэффициенты теплопроводности и
термодиффузии материала и суммарный коэффициент теплоотдачи
постоянны, градиентом температуры в материале первоначальной
структуры можно пренебречь.
Одномерное уравнение теплопроводности имеет вид
Имея в виду, что | = х — s (т), (7.28)
уравнение (7.27) можно преобразовать введением переменной
Уравнение (7.29) является уравнением для коксового слоя.
Процесс 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 (x, 0) = Т- (7.30)
Те (0, т) = Гк; , (7.31>
Те (6С, т) = Тт; (7.32>
T,jfie, т) = Гт; (7.33)
Ts (6„ т) = 7„ (7.34)
где индексы означают:
с — коксовый слой; s — материал в первоначальном состоянии;
i — начальный момент времени; т — разрушение; к —
поверхностный слой.
Кроме того, из уравнений баланса тепла получаем еще два
граничных условия:
1) при I = 0 -К (-g-) = аг (ТР - Тк); (7.35)
2) при 6 = бс К(^) - Хс (*£) = #Ps (-*-) • (7.36)
После подстановки выражения (7.32) в уравнение (7.36) получиц
I = бс; - Хс Д^- = Яр, -£., (7.37)
где Н — теплота коксования.
Решение для коксового слоя. Определяющими уравнениями
являются (7.29), (7.32), (7.35) и (7.37). В соответствии с работой [15],
1
s = 2(0 (ах) 2 , (7.38)
где и — коэффициент пропорциональности, определяемый
исходя из условий внешней среды.
Из уравнения (7.38) следует, что перемещение движущейся
границы s пропорционально квадратному корню из произведения
коэффициента температуропроводности на время. Скорость
разрушения равна производной от выражения (7.38) по времени, или
-^- = ®(«)Т. (7.39)
В этом случае одним из решений уравнения (7.29) является
Константы Bfw. B2 определяются из граничных условий (7.31) и
(7.32). Решение для коксового слоя будет иметь вид
т~тк
' m 'к
erf
s—— + (>) — erf ш
erf 2(0 — erf w
(7.41)
178
После дифференцирования выражения (7.41) по \, подстановки
в уравнения (7.35) и (7.37) и последующих упрощений получим
7V
(яат)1/2 [erf 2(0 — erf ю] ехр ю2
с(Т*-Тп)
1/2
Я (л)1'
-^-(Tv~TKy,
(о [erf 2(o — erf w] exp 4w2.
(7.42)
(7.43)
С помощью этих двух уравнений можно найти неизвестные Тк
и (о. Тогда толщина слоя кокса определяется по уравнению (7.38),
а скорость.разрушения — по уравнению (7.39).
Для слоя материала с первоначальной структурой
определяющими уравнениями являются уравнения (7.27), (7.33), (7.34).
Как и ранее, одним из решений является
Т. = В3
B4erf
2(asT)l;2
(7.44)
Константы В3 и В4 определяются из граничных условий и
уравнений (7:33) и (7.34). Конечный результат выглядит так
»1—к-г-г:
т,-т„
Ti — T,
erf
2(asT)
erf I
■-[•(-г-л'
(7.45)
I 2(asT)1/2
Хотя указанные решения получены без учета влияния вдува и
диффузии, их можно использовать и при наличии этих эффектов,
если внести соответствующие изменения в коэффициент
теплоотдачи.
Примечание. Функция ошибок Гаусса выражается как
х
_2_
erf х = ——г- i
dx.
В приведенных формулах роль х играет комплекс
аргумент функции ошибок Гаусса erf е {*} = 1 — erf {x}
2(ат)
1/2
+ (о , т. е.
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
напряженно-деформированного состояния (НДС) канально-щелевая
форма цилиндрического заряда.
Кроме того, здесь приведены некоторые специфические
физико-механические особенности топливных зарядов,
необходимые для прочностного анализа.
Вкладной заряд, как правило, удерживается в камере
сгорания сопловой решеткой или упором. Сопловая решетка
применяется для фиксирования одно- и многошашечных зарядов
всестороннего 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
сопловую решетку. Напряжения, возникающие в месте контакта,
равны 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
перепад 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
контакта, 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
решетку, площадь контактной поверхности зависит от взаимного
расположения заряда и решетки. Поэтому в первую очередь в
качестве расчетного случая следует рассматривать случай,
соответствующий минимальной контактной поверхности.
Рассмотрим7 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:
Л7 = STLpTnx + APKST = ST (LpTnx + APK),
где пх — коэффициент осевой перегрузки; АРК — перепад
давлений по длине заряда (ориентировочно равен 5 ... 15 % от Рк).
Контактные напряжения определяют по формуле:
°кон = "/'кон-
Коэффициент запаса прочности по направлениям сжатия
Пв = (Гц/Окон-
При определении коэффициента запаса прочности пв учитывается
температура, при которой работает заряд. Если полученные
напряжения будут больше допустимых, то необходимо увеличить
поверхность контакта или увеличением числа ребер в решетке,
или же увеличением их ширины. Размеры окна решетки
выбираются такими, чтобы диаметр шашки в последней стадии
горения 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
относятся его прочностные и другие характеристики, которыми
определяется деформация образца топлива в зависимости от
условий его нагружения.
181

Eff
i 2>.
/ ;
f '
to
L ,1
^^.^z2
LgE
L3J
- ^_
>•
a)
5)
a)
Ljt
S)
lq%
Рис. 8.1. Зависимости относительных де- Рис. 8.2. Зависимости модуля пол-
формаций 8 (а) и напряжений о (б) от зучести Е (а) и податливости J (б)
времени воздействия нагрузки для иде- от времени действия нагрузки т
ально упругого материала / и
полимера 2
Форма взаимосвязи между деформациями и напряжениями
может быть различной. Для линейно-упругого изотропного
материала эта взаимосвязь имеет вид:
1
е* = -р-[ох-~\1(Оу-ьог)}; гу
1 ,
И (о* + ох)}; ег =
= -£-[*«
I* (в* + Оу)],
где гх, гу, е2 — деформация в направлении осей х, у,- z
соответственно; ах, ау, q, — нормальные напряжения на площадках,
перпендикулярных осям х, у, г; Ё — модуль Юнга, ц, —
коэффициент Пуассона. Для вязкой жидкости —j— = — , где tj—
коэффициент вязкости; т — время.
Полимер обладает некоторыми свойствами упругого тела и
жидкости. На рис. 8.1 показаны сравнительные графические
зависимости 8 (т) и сг (т) для идеально упругого материала и
полимера. Как видно из графиков, полимеру присущи свойства
ползучести (рис. 8.1, а) и релаксации (рис. 8.1, б). Эти особенности
сказываются на упругой характеристике материала.
Применительно к смесевым твердым топливам, как к полимерным,
отличающимся от упругих материалов, вместо модуля упругости
правильнее применять термины, характеризующие условные модули, —
модуль ползучести или релаксационный модуль в зависимости от
того, относится ли он к деформациям или к напряжениям. Модуль
ползучести
-_ о(т)
Е(х) =
;(Т)
Релаксационный модуль Е (т)
Иногда вводится понятие податливости, определяемой как
У(Т):
е(т)
Нетрудно видеть, что модуль ползучести связан с податливостью
соотношением:
1
Е(х)
J(T)
182
а соответствующие зависимости Е (т) и / (т) имеют вид,
показанный 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.
Изменяя температуру испытания, можно построить семейство
подобных кривых.
Для фиксированной температуры условный закон Гука
примет вид:
т
а = J Е (т - т0) d& (т).
Имея экспериментальные зависимости ползучести или
релаксации, можно описать напряженное состояние при одноосном
растяжении. Для описания зависимости Е = Е (т) ,чаще всего-
пользуются простой эмпирической формулой вида:
Е (т) = Е „т-"1 = кЕСТт~т, (8.1)
где Е0 — минутный модуль, величина которого определяется па
кривым ползучести для значения т = 1 мин; т — показатель
ползучести, численно равный тангенсу угла наклона касательной
к кривой ползучести для рассматриваемого момента времен»
с осью абсцисс (в логарифмических координатах); т — время;
к = Е0/ЕСТ — коэффициент; £ст— стандартный модуль.
Применяя формулу (8.1) в практических расчетах-, следует иметь в виду,
что она удовлетворительно описывает лишь прямолинейный
участок кривой ползучести, изображенный на рис. 8.2, а; при
расчетах в более широком диапазоне времени т следует пользоваться
другими зависимостями, полнее описывающими эту кривую.
В силу ря'да специфических свойств твердого топлива модуль Е
релаксирует чрезвычайно медленно. При этом в зависимости от
габаритных размеров и массы заряда при длительном хранении1
действие температурного изменения окружающей среды
протекает в течение времени до 30 суток, т. е. выравнивание
температуры по своду протекает длительно. Поэтому в расчете
температурных 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
расчете напряжений и деформаций от действия внутреннего
давления следует принимать Е 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,
18а

равная е = 1,2- 10~31/с, а модуль упругости, определенный для
этого момента времени, называют стандартным модулем и
обозначают ЕСТ.
Распространены и другие обозначения стандартного модуля:
Е2%, Еь%, £io% и т. д. Здесь процентный индекс означает величину
относительной деформации, при которой определяется модуль
(рис. 8.3). На рис. 8.3 е0 — величина условная, так как кривая
деформирования образца ТРТ не имеет ярко выраженного
начального прямолинейного участка, как это наблюдается, например,
у сталей. Если не указан процентный индекс, то имеется в виду
двухпроцентный модуль £2% = ЕСТ.
Таким образом, в инженерных расчетах следует применять
уравнения теории упругости, а вязкоупругие свойства ТРТ
учитывать принятием модуля ползучести, вычисленного по
формуле Е (т) = E0t'm или Е (т) = кЕСТг-т типа (8.1).
Физический смысл минутного модуля Е0 не столь очевиден,
как у ЕСТ, поэтому удобнее выражать:
Е (т) = кЕстт-т.
Коэффициент Пуассона характеризует изменение объема
материала и может иметь величину в пределах от 0 до 0,5 (при
уровнях деформации до 5 %). Так, например, при значении, равном
}А = 0,5, объемный модуль
К- ' Е
3 (1 — 2(a)
Д->0,5
т. е. материал несжимаем (для сравнения: воде соответствует
К = 2,1 ГПа).
Значение (х = 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
сжатие) и, незначительно, от температуры., испытания.
Прочностные характеристики. На рис. 8.4 показана типичная
диаграмма растяжения ТРТ. Из диаграммы видно, что
топливный образец, изготовленный в виде стандартной лопатки,
разрушается при напряжении, меньшем максимальногб напряжения,
имевшего место в некоторой промежуточной момент. При этом
за предельное или критическое значение принимается
максимальное значение. Замечено, что отслоение частиц окислителя от
связующего наступает при достижении о = сгкр. И хотя внешне на
поверхности образца не наблюдается видимых трещин, можно
принимать этот уровень напряжений соответствующим
разрушающему. 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
{ У 43 " _
е/ср
£ра'зр _
е
Рис. 8.3. Определение модуля
упругости топлива по диаграмме
растяжения (tgt|> = | Е |)
Рис. 8.4. Типичная диаграмма
растяжения смесевых твердых топли»
больших значениях деформаций, за критическую принимается
(по тем же соображениям, что и напряжение) деформация,
соответствующая (ттах. Установлено, что акр и екр существенно
зависят от скорости нагружения, температуры и гидростатического-
давления.
8.2.2. Критерии прочности
В расчетах заряда на прочность расчетные величины:
следующие: е9 — деформация (тангенциальная) на поверхности
центрального канала заряда; аг, тга, (хЭкв — отрывное,
сдвиговое и эквивалентное напряжения в контактном слое заряд —
корпус. Условием прочности по деформациям является:
ее < екр или г}
где
2
ее
=й[
Е Т
АН
птев + /гАН86
8 р , е п-Л
nPse f /г„ж8е J,
где f% — суммарный коэффициент безопасности (определяемый:
экспериментально), учитывающий разброс физико-механических
характеристик топлива среди образцов, в партии, в объеме заряда
и т. д.; л — 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: г — 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
/2СГэкв < вк
'кр>
185

где
во +
-Ио
2-1/3 + Иб
:-СГ;
/ * . 6* \ 3
Мч*
з + ц;
при (Tq^O.
-Gt ПрИ СГ0<; О,
«! > (Т2 > (Т3
вой тензор;
^
главные напряжения
2<т2 — ах -- о3
<"i + о, + а»
0О = х ' —- — шаро-
Oj —СТ3
^экв — эквивалентное напряжение; k'
1
параметр
3
Лоде
2уЗ + ц| 0О
Надаи;
О;
= уГ^г
3 — (Аа а/
интенсивность
Р2)2 + К — (Т3)2 + (аз — Ci)s
напряжений;, a*, b *, с * — опытные коэффициенты.
Главные напряжения вычисляются по формулам для
смешанного трехосного напряженного состояния:
<x J t" К Л 2 J т-т" '
_.»_ ог + Рж 1 /7 дж —g<- \2 i „2
a -' 2 I V 2 / ' Tr* *
В результате сопоставления а', а", d" выбираются cr1( cr2, cr3
таким образом, чтобы выполнялось условие:
°i > ^2 > °з-
8.2.3. Расчетные зоны заряда
Твердотопливный заряд может иметь сложную
геометрическую форму, но некоторые конструктивные элементы присущи
практически всем формам зарядов.
При расчете заряда на прочность необходимо обращать
внимание на наиболее опасные зоны, указанные на рисунке 8.5.
1. Вершина щелевой части заряда. Щелевая часть формируется
для образования дополнительной поверхности горения. При лю-
2 7 8 Вид А; Вид В
13 t
Рис. 8.5. Схема для расчета твердотопливного заряда РДТТ:
1 ... 6 — расчетные зоны; 7 — корпус; 8 — заряд
186
В) Ю
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
концентрации напряжений. На рис. 8.6, а приведены наиболее
распространенные варианты конфигураций щелей.
2. Основание щели. Затылочная часть щели также является
одной из нагруженных зон заряда. В зависимости от
баллистических, 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
цилиндрическим или коническим. В случае конического канала оценка
прочности осуществляется для нескольких сечений по длине канала,
4. Граница заряд—корпус. На границе заряд—корпус в
средней части действуют тангенциальные и нормальные напряжения.
Наиболее опасными напряжения становятся при охлаждении
снаряженного двигателя. При этом в средней части двигателя
уровень напряжений бывает всегда ниже, чем на краях контактной
поверхности.
5. Края контакта границы заряд—корпус. Они являются
одними 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
требуемого режима работы двигателя на торце заряда выполняются
выточки, выемки и прочее, которые также являются
дополнительными концентраторами напряжений. При недостаточно
обоснованном выборе геометрии выточек (например, при слишком
маленьком 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
факторов (изменений температуры, вибраций, внутрикамерного давле-
187

ния, инерционных нагрузок), вызывающих в заряде h"P««J««J-
В техническом задании на разработку РДТТ особо
оговариваются некоторые виды нагрузок, от воздействия которых должна
быть проверена прочность двигателя (в том числе заряда, корпуса
я других элементов) не только расчетами, но и экспериментально.
Напряжения от давления внутри камеры. Для конкретного
макетного двигателя твердого топлива внутрикамерное давление
/> является функцией времени, осевой координаты z и
температуры заряда т[. Поэтому при расчете заряда на прочность
необходимо рассматривать различные сечения заряда в моменты
времени, соответствующие Я„ = VW (где 0,1 < К < 1) во всем
температурном диапазоне эксплуатации двигателя.
• В Vex случаях, когда заряд скреплен с корпусом не только по
боковой поверхности, но и по торцам, распределение напряжении
и деформаций носит объемный характер. Кроме того, стенка
корпуса по длине не имеет постоянной жесткости в связи с наличием
на корпусе фланцевых соединений, сварных швов, поясов
жесткости и так далее, а заряд, как правило, имеет сложную
геометрическую форму. Детальный расчет в таких случаях весьма
усложняется и может быть выполнен методами дискретного расчета
(например методом конечных элементов) с использованием ЭВМ и
экспериментальными методами (например, методом Ф™>™™-
сти) Эти методы позволяют довольно точно воссоздать картину
НДС заряда. Однако расчеты удобней проводить, расчленив
сложную задачу на ряд более простых, приняв ряд допущении
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
обобщенной плоской деформации, т. е. принимать осевую деформ*
S е = const, а все поперечные сечения остающимися плоскими.
Общие выражения для радиального, тангенциального и
осевого напряжений при симметричном нагружении цилиндрического
тела (формулы Ламе) имеют вид:-
<т,я = А - В/Г;
аеР
А 4- В/Г;
2\iA -+ Ег[
(8.1)
где (i - коэффициент Пуассона; Е - модуль Юнга; А, В - кон-
СТаСоответствующее выражение для радиального перемещения
имеет вид
и?=г{1+£.[Л(1-2и) +
в
г*
188
Неизвестные константы Лт, Вт, Ак, Вк, е2 (индексы «т» и «к»
обозначают соответственно топливо и корпус) можно вычислить
исходя из следующих граничных условий:
при. г = а аг =—Як;
р
при г — с ar = 0;
при г = Ь dfT = afK;
и Р Р
при г — о иг = иг ;
ь
2я \ a^/dr -f 2л \ OxKrdr = 0,
т
а Ь
где г — текущий радиус; a, b — внутренний и внешний радиусы
цилиндрического заряда соответственно. Константы равны:
Л — дт _ р .
5к = д^т[Як--^-(Л12-1)];
\Рк{ М* ^~**") ь^~(М2~ О^т— Цк)|
————— , ,
£т (uT — цк) [М2 (цт — Ик) — "т! )
+ £к (1 + Ит)(^а-1)^ |
[м2(1-2,т)+1Н-^4т^та-(1-2^+л?2>+ '
Ет Af«— 1 (цт-ц,)»
Ек Л'2-1 1+Цт
р
,ВТ =
£т М2-1 1
+ Ек N2 — 1 М2
где с — наружный радиус цилиндрической камеры; Мг = (Ь/а)2;
N2 — (с/Ь)2 — безразмерные геометрические параметры. После
подстановки этих констанг в формулы Ламе имеем:
*' = -&-(1-Я-р.;
*£ = ^-(1+4) - *-:
"'?т = г {"Ч^" [4b ( 1 ~2^ +~)-Рк(1~ 2.ит)] - ите£}.
189

Полученные выражения с достаточной степенью точности
описывают НДС заряда в принятой схеме расчета.
Особый интерес при исследовании прочности заряда
представляют величины тангенциальных напряжений и деформаций при
г = а
р | _ 2£т _ р .
Oq \r=a — -а" г«'
р
ее
i—^L-i^l^-v-M-™-™]-
р
Если конструкция такова, что осуществлено условие плоской
деформации (ez = 0), то формулы для напряжений и деформаций
примут вид:
..'=-н&г1[(4Г-'] +
2«»(1-М[1-(-т)*]}
~W* j;
о?
Р 2(Д,ТРК {, 2Д<» (1 - Ит)\ .
ее=£т(М2_1) [[I 2^T U J J
2M«0-I*i) [l-2|iT+ (-7-) ]j
5*— J>
где
При г = а величины тангенциального напряжения и
деформации составят; ч
■*и-£#£$•('-»-+"'- 4M'V')- <м>
В случае когда жесткость обечайки корпуса существенно выше
жесткости топливного заряда, формулы (8.2) и (8.3) упрощаются
и принимают вид:
р\ ~р М»(1—2цт)—1 .
ае |г=а ~ /'к М2 (1 _ 2и,т) + 1 '
pi Рк(1+И.т)(1-2м.т)(^2-1)
ee|r=a~ £Т11 + ЛЯ(1 — 2(д,т)1
190
Все приведенные зависимости относятся к средней части
заряда, удаленной от концов.
Температурные напряжения. Современные РДТТ используются
в широком диапазоне температур окружающей среды. В течение
всего срока службы топливный заряд испытывает различные
температурные перепады. Особенно опасными являются глубокие
охлаждения. У смесёвых топлив коэффициент линейного
расширения 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 AT = Т—Тр,
где Т — температура в рассматриваемой точке двигателя в
данный момент времени; Тр — равновесная температура
(температура, при которой система заряд — корпус свободны от
напряжений).
Расчет ведется с учетом следующих допущений:
распределение температуры симметрично относительно оси и не зависит от
координаты х; система корпус — заряд находится в состоянии
обобщенной плоской деформации (е^ = 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:
оТ = D
аЕ
тг-г\У-Т>№
<тег = D + -£-
аЕ
1-Й
-L\(T~Tp)rdr-(T-Tp)
al = 2iiD + Eel
аЕ
l-|i
■(T-Tp),
а соответствующее выражение радиального смещения
D{\ -2ц)-
■ +
аЕ
-\(T^T0)rdr
— Ц8д
где р —.произвольный радиус; а — коэффициент линейного
расширения. ,
191

Пять констант D„, DT, FK, FT и sz могут быть определены из
следующих граничных условий:
при г — а
при г — с
при г = Ь
при г — Ь
О,
\{TT~Tp)rdr = 0;
ar[ = 0> \(TK-Tp)rdr = 0;
T T
"', = "'и
о -
2я J al/dr + 2я J a^rdr = 0.
a »
Используя приведенные граничные условия, получим:
п — _ti_-
п — — к •
FK
N2
TV2 — 1
ь
<хтЕ
^-|(ГТ-Гр)^
— Рк ■>
rdr
т
1 — |*т
FT(Ma- 1) ;
ь
а2 (М2 - 1) (Гт - Гр) - 2цк J (7\ - Гр) rdr
а
>(№-ЩТк-Тр) +
2 (М2 - 1) (ц, - Ця) fT -f -j^z^
+ 2^iK|(rK-rp)rdr
С
[Ета*(М*-1) + ЕкЬ*(№~1)];
£к 1+рт [a2^Zll _2^1_(ГТ - Ур)
" , ет м2-~\ L7L" л?2-1 l-fif
1+~£7W2-1 М2
2цк (Рт — Рк)
£, (1+М(Л^-1)_
+ Ь'1^Г(7'к-7'р)] + -^
£т М2 — 1 1__
Ек N2—l М2
192
2(l-fiK)2
(l+(xT)(7V2-l)
ак£,
^[(rK-rp)rdr-
2|xF
, £т l+Цк l-2fa+^2 ^к £к 1+Цт 7V2-1
* г* 1 I иго * " F5 шл о * »
£к 1+Цт" TV2—1 ' _£1_М?—1 1
X
£к TV2—1 Л*2
X -у^- ((Г, - Tp)rdr\: \[М2 (1 - 2^т) + 1] + Е* } + *« X
Л12—1
><1РЗт(1-2^ + Л/2)
2-
_|_
Т
in т
£К
] _)-
1 Т
Л12-
7V2-
Ет
Ек
-1
- 1
М2
N2
(fiT-
-!*к)2 1
1 +(ХТ
— 1
— 1
1
М2 J
Напряжения и радиальное перемещение в заряде выразим через
FT и 8»:
«J-S-O-4-) ~££-тИ <'-.-'>*;
о
ат =J^_Ft + EjEt _ _с^_ (Л _ Гр).
*-'№-) -3-(i-^+-f) +
Приведенные формулы содержат члены, учитывающие
распределение 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. 163

В этом случае
а
\(T,-Tp)rdr = *^-(ЛГ»-1).
с
Тангенциальное напряжение и деформация при г = а
выражаются в виде:
<Те|г=а-^ [-?"- 2(l-|ii) J'
8e \r=a = I^i И А •
Значение напряжения на границе раздела заряд — корпус
при г = Ь:
т-1 ЛЯ—1 |"_FT_ «т^тАГ 1
ffr |r=6 - W [ аа 2 (1 - цт) J "
Если жесткость корпуса существенно выше жесткости заряда,
то все расчетные формулы значительно упрощаются:
т, 2£т(«к — «т) ЬТМ2 .
ffe |г-л« Л12(1-2цт) + 1 '
г I ^(Л!2 —1)(«к —«т) АГ .
аг|г=ь» ЛЯ(1-2|хт) + 1
Т| . . ДУ («к - «т) УМ* ~ Нт (jjMJj] + „ л Т
8е|г=а~ Л|2(1_2|хт) + 1 т
Как видно из последней формулы, тангенциальная
деформация в канале заряда складывается из деформации,
обусловленной действием температурных напряжений (первое слагаемое)
и деформаций теплового расширения — сжатия (второе
слагаемое) Для практических расчетов представляет интерес не полная
деформация, а только та ее часть, которая происходит от
напряжений:
т\ ЬТ(ак — ат)[2Л13 — цт(Л12+1)]
8е \г=а ~ Л12(1— 2цт)+ 1 "
При хранении РДТТ изменения температуры окружающей
среды (Тв) могут вызвать опасный для прочности заряда
температурный перепад. Поэтому расчет температурных напряжении
194
/
в заряде является одним из основных видов прочностного расчета.
При этом точность расчета существенно зависит от точности
определения равновесной температуры Тр.
Расчет равновесной температуры. В корпус двигателя с
определенным первоначальным объемом V0. K при нормальной
температуре подается топливо при некоторой температуре, называемой
температурой заполнения Тзап. При этом считается, что
температура корпуса становится равной Тяап. .Обычно эта температура
находится в пределах 40 ... 65° С. Для повышения качества
заряда 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 ГпоЛ. Из-за
разности коэффициентов линейного расширения материалов
топливной массы, корпуса и иглы топливной оснастки, формирующей
внутреннюю поверхность заряда, в камере возникает
дополнительное давление ра\ следовательно, полимеризация происходит
при давлении рпол = ротс + ра. Это давление сохраняется в
течение всего времени полимеризации. Длительность
полимеризации зависит от габаритных размеров заряда и может колебаться
в пределах от 3 до 30 суток.
После окончания процесса полимеризации заполненный
корпус 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
некоторой температуре Гр, называемой равновесной, контактное
давление приближается к нулю. Предполагается, что при этом
заряд и корпус полностью освобождаются от напряжений.
Составляющая давления полимеризации ра вычисляется из
уравнения:
утпол О' рпол __ у'пол- 'о'' рпол | д у
Равновесная температура находится из уравнения:
Vxp = УкГр (при рпол = 0),
где VTn0JI °' пол— объем топливной массы во время полимери-
ции (верхний индекс означает, что на- массу действует
температурный перепад Гпол — Т0 и давление рпол; VKnozl~ °" Рпол— объем
корпуса во время полимеризации; AV'K — приращение объема
корпуса, полученное в результате ползучести материала корпуса
при полимеризации; V?, Vk — объемы топливной массы и камеры
13* 195

в момент достижения Т = Тр. После алгебраических
преобразований для анизотропного материала корпуса (например,
стеклопластик типа ППН) получаем:
Г_ 7"1 Роте" С . in.
р — л зап ~д i /'пол — Роте ~г Ра.,
_ (Т'пол — Т'зап) А — С
Ра. ; в ,
где А = ЕЬЕХ (N-1) [Мг (Зат - 2а9 - ах) - (Зат - 2аи - ах)];
В = 2ЕХМ* + 0,5£е [(М2 - 1) (1 - 4^ж) - (1 - М"2)] +
+ £8^P(iV-l)(M2-l);
С = EeEx (N - 1) [(ДГ + еГ) ОИ2 - 1) + 2М280ест],
где нижние индексы 6, л: — означают окружное и осевое
направления, соответственно; т, и — топливо и игла; соответственно;
а — коэффициент линейного расширения; (5 — сжимаемость
топливной массы; Ат°— температурная усадка топливной массы
при полимеризации; 80ст — остаточная деформация корпуса.
С повышением уровня давления полимеризации качество
заряда растет. Предельно допустимый уровень давления
полимеризации рд.пол определяется прочностью корпуса и
характеристиками ползучести материала корпуса при длительном нагру-
жении. В этом случае равновесная температура определится по
формуле
* р = * пол ~£~ Рд. пол-
Давление огсечки подачи топлива и температура заполнения
связаны между собой зависимостью:
7,зап = ^-гУРотс
1 т С Ч~ °Рд. пол В
л — 1 П0Л -^ , у — д .
Из этих формул видно, что варьируя давлением ротс и
температурой Гзап, можно назначить наиболее выгодные режимы процесса
полимеризации.
Воздействие аэродинамического нагрева. В полете РДТТ
подвергается аэродинамическому нагреву, в результате которого
в заряде возникает нестационарное температурное поле,
приводящее к появлению в заряде, скрепленном с
корпусом,температурных напряжений. В формулах для расчета температурных
напряжений в этом случае модуль упругости топлива Ег принимают
вычисленным по кривым ползучести для соответствующих
температур и моментов времени.
196
Кольцевую деформацию поверхности внутреннего канала и
контактное напряжение на границе заряд - корпус можно
рассчитать по формулам: н
а
or _ 2(1-44) n> T
63 ^р F ~ №* — атД7\
Здесь Fi = -£-.*• = -njfjj-WA + +«'«);
a b
tK Ns— 1 i ~/ P\ 5 »
TV2 —1
E-*{l~mr) + E«(N2-n
1 £к ^2— 1 1+цт
1 +
EK N*—l M*
ь
a
где ft = 1,2 -при значениях 0,1 ^ аттг/Ь2 =& 0,01 и ft = 1 при
прочих других значениях атт^2; т, - фиксированный вюмент
времени.
В приведенных выше формулах интегралы можно с достаточной
степенью точности вычислить методом трапеций:
ь
. " J bTrdr = -^- [(ДГ,)(0) + 2 (ДГ,)(1) + ...
а
b2(A7V)("-i> +(Д7г)(я)];
6
J £т dr = _£_ [£(0) + 2£П) + ... + ^(„-t) + еП
а
где „ _ число слоев, на которое условно разделен свод заряда.
197

Рис. 8.7. Типовые схемы
деформаций заряда в горизонтальном (а)
и вертикальном (б) положениях
(пунктиром обозначена
конфигурация деформированного заряда):
/ — корпус; 2 — заряд
Действие стартовых перегрузок
и инерционных сил. Инерционные
силы (масса заряда при хранении *
в горизонтальном и вертикальном
положениях; перегрузки,
действующие в полете) деформируют
заряд, стремятся оторвать заряд от
корпуса. Можно графически
построить аналитическо-эксперимен-
тальные зависимости,
позволяющие произвести оценку
напряженно-деформированного состояния
заряда от действия инерционных
сил. Наиболее типичные картины ',
деформации канала заряда
приведены на рис. 8.7:
Другие виды нагрузок. Кроме
рассмотренных основных нагрузок, заряд в процессе
эксплуатации двигателя (отдельно или в составе ракеты) испытывает целый
ряд дополнительных нагрузок, среди которых особо можно от-,
метить следующие:
температурные напряжения вследствие кратковременного
пребывания при температурах, выходящих за пределы оговоренного
в ТЗ температурного диапазона эксплуатации;
вибрации и ударные нагрузки при транспортировке
автомобильным, железнодорожным, авиационным и другими видами
транспорта;
вибрации, изгиб'ные и крутящие моменты в полете;
сосредоточенные 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
действии 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 /, 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
распределением упругих напряжений имеет важное практическое
значение. Аналитические методы расчета НДС заряда сложной
конфигурации весьма громоздки. Наибольшей точностью и
относительной простотой отличается экспериментальный метод
фотоупругости, позволяющий представить картину напряжений в местах
концентраций напряжений. Результаты исследований с
применением 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
симметрично расположенными внутренними щелями различной
глубины, ширины и формы определены коэффициенты концентрации
напряжений, вызванные давлением во внутренней полости заряда
щелевой и звездообразной конфигурации. -Показано, что
концентрацию напряжений в топливном заряде можно снизить
уменьшением 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 ~°р*
0 р
kT —
-К 1
<-°1
,,
56 r=a+PK
Т '
где ka, ka — коэффициенты концентрации напряжений при г = а,
обусловленные, соответственно, внутренним давлением и
перепадом температур; ае \г=а, о& \г=а — тангенциальные напряжения
на внутренней поверхности щелевой части заряда; Ое" |г=а, ol |^_а —
тангенциальные напряжения, возникающие в полом цилиндре,
внутренний и наружный радиусы которого а и Ь равны радиусу
концов лучей звезды и наружному радиусу заряда, соответственно.
Выражения для тангенциальных деформаций в вершинах
щелей с учетом коэффициента концентрации имеют вид
ё£ I „ = '+Рт (п _ .. \ ТьрпР
7.Т
Ч
{(1 - Ft) [fog \r=a + Р« № - 1)1 "Г MM ~ №x\
Для случая нагружения корпуса с зарядом равномерным
внешним избыточным давлением (при отсутствии давления внутри
камеры) коэффициенты концентрации можно определить по
графику (рис. 8.8).
199

-fc*t
35
30
25
20
15
10
5
a/R=0,2
',
i
I
/
0,o/
\4\
/ я-^-ОД
_r/yf
s
0,<y
0,5
^а/в^ОБ^,
, R
0
10
/5
20 25 a/r
Рис. 8.8. График коэффициентов
концентрации kt для заряда,
нагруженного равнораспределенным внешним
давлением q (kt = оШах''<?; я — число
лучей)
При
Основание щели. Как
показали исследования натурных
зарядов методом фотоупругости,
основания щелей (см. рис. 8,5,
зона 2) также являются
источниками концентраций
напряжений, в некоторых случаях
превосходящих соответствующие
напряжения в вершинах щелей.
Деформации в основании
щелей определяются по
формуле:
еег == &а2еез!
где ka2 вычисляется на
основании экспериментальных данных.
Краевые контактные зоны.
Как уже отмечалось, краевые
контактные зоны (см. рис. 8.5)
относятся -к одним из наиболее
напряженных и ответственных
мест заряда. При полимерации
топлива в корпусе двигателя
развивается давление р = рПол-
этом на концевых точках контакта имеем
хгх = 0; аг = се = — Рпол<0.
При охлаждении заряд сокращается по длине в большей
степени, чем корпус. Это приводит к увеличению напряжений
сдвига и уменьшению радиальных и окружных. При Т = Тр имеем:
irx ф 0; аг = сг9 = 0. При дальнейшем охлаждении абсолютная
величина напряжения сдвига еще более возрастет, а аг и ае
становятся положительными. Наиболее опасными являются
отрывные радиальные напряжения аг, а в случае закрепленного торца —
осевое напряжение отрыва ох.
На практике представляют интерес зависимости напряжений
сдвига и нормальных напряжений от осевой координаты,
относительной толщины свода заряда (Ыа), температуры и давления,
относительной длины заряда (L/2b), характера закрепления торцев.
Например, для свободного плоского прямого торца типичные
эпюры для хтх и ог при действии температурного перепада (АГ < 0)
показаны на рис. 8.9, а, б.
Если расчетные напряжения оказываются большими,, чем
силы адгезии между зарядом и корпусом, происходит
недопустимое отслаивание заряда на краях контакта. К конструктивным
мерам, позволяющим снизить уровень опасных напряжений,
можно отнести вклейку между зарядом и корпусом резиновой
200
тг
'&
/1 >i >7Z'"v/.'l
ю
Рис. 8.9. Схемы краевых зон контакта заряда с корпусом:
а — эпюра напряжений сдвига; б — эпюра нормальных напряжений; в —
расположение эластичной вставки для снижения напряжений в краевой зоне; г — схемы
принятых мер, уменьшающих напряжения в краевых зонах вставки с корпусом; I —
кольцевая выточка; 2 — ус; 3 — манжета
эластичной вставки (см. рис. 8.9, в), обладающей следующими
свойствами: Евс » Ет, сгв. вс > сгв. т, адгезия клеевого слоя
между вставкой и корпусом должна быть выше, чем адгезия
между топливом и корпусом.
Размеры вставки Ах и Аг выбираются из следующего условия:
фактические напряжения по линии ВС контакта заряд—вставка
{см. рис. 8.9, е) 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
топлива, геометрических параметров заряда и уровня напряжений
в этой области размеры Ах и Аг могут быть рекомендованы в
пределах:
Ах/6 = 0,03 ... 0,14; &r/b = 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
напряжений. В связи с большим разнообразием форм выточек общих
методов оценки напряжений не существует. Рекомендуется радиусы
закруглений в выточках выполнять не меньше, чем радиусы,
выбранные, для вершин щелей. Более точная оценка напряжений
может быть проведена методом фотоупругости на моделях,
изготовленных 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
заметное расхождение ' между результатами экспериментальных
исследований СТТ и гипотезами, положенными в основу
классических 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
структуры СТТ начинается с разрывов адгезионных связей между
наполнителем и связующим и образования пустот (вакуолей) вблизи
частиц наполнителя. В дальнейшем может происходить
разрушение 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
предусматривается 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
расчетах.
Модуль упругости СТТ на 2 ... 5 порядков ниже, чем у материала корпуса.
Модуль упругости защитно-крепящего слоя £зк с может иметь значения ЕТ 55
S £зк. с <
Внесли £3к. с близок к Ет, то в прочностных расчетах его следует относить
к топливному заряду. Если ESK_ с > Ет на порядок и более, то
защитно-крепящий слой следует относить к корпусу. При этом приведенная толщина корпуса
рассчитывается по формуле:
«*—fi i £зк. с^зк. 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
трехслойного 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. Однако
экспериментальные данные позволяют предполагать, что
напряженно-деформированное состояние зарядов, имеющих малую конусность (до 5е), мало отличается1
от того же состояния цилиндрических зарядов, в остальном близких по форме
к коническим. При расчете конических зарядов:
по длине заряда выбирается несколько наиболее характерных сечеиий,
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
композиционные материалы. Применение ортотропных материалов потребовало
создания новых расчетных методик. В инженерных расчетах на прочность
зарядов, заключенных в стеклопластиковые корпуса, за константы материала
корпуса можно принимать Ек = Eg (модуль упругости в тангенциальном
направлении), М-„ = М-9 (коэффициент Пуассона).
При решении температурных задач (в частности, при расчете равновесной
температуры) необходимо учитывать также и Ех, [хх (соответственно, модуль
упругости и коэффициент Пуассона в осевом направлении).
Кроме того, следует учитывать, что корпуса, изготовленные из
композиционных материалов, имеют, как правило, большие отклонения по физико-
механическим характеристикам материала и отклонениям от номинальной
толщины стенки обечайки.

ГЛАВА 9
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СПЕЦИАЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ ДВИГАТЕЛЯ
9.1. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЯ
Воспламенение твердотопливного заряда является
сложным 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.
Процесс 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
воспламенительного состава, обеспечивающего полное и надежное
воспламенение заряда в заданном температурном интервале за
определенное время. Существующие эмпирические формулы дают
возможность найти приблизительное значение навески
воспламенительного 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
пиролиза, 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
воспламенительного 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
поверхность заряда. В большинстве случаев имеет место совместное —
фронтальное и очаговое воспламенение.
Важной характеристикой процесса воспламенения является
время задержки воспламенения. Временем задержки
воспламенения т3, в называется интервал времени от момента поступления
электрического тока на инициирующее устройство ракетного
двигателя до начала воспламенения заряда или достижения заданного*
значения тяги или давления. Обычно давление в точке т3. в
составляет приблизительно 0,07 от рабочего давления в камере сгорания,-
204
время задержки — в пределах 0,05... рЛ /3 /2 //
/ / /
/ /
/
0,15 с и зависит от типа
воспламенителя и условий воспламенения.
Время - задержки воспламенения
обратно пропорционально квадрату
величины теплового потока, подводи- т
МОГО К нагреваемой поверхности. Теп- Рис. 9.1. Зависимость пер
половой же поток определяется массовым Да нарастания давления в ка-
расходом продуктов сгорания воспла- 1^0™™осташш™ь-
менительного состава и суммарным
коэффициентом теплоотдачи благодаря теплопроводности,
конвекции и излучению.
С тем чтобы уменьшить время задержки воспламенения, можно
или повысить массовый расход продуктов сгорания или повысить
эффективность теплопередачи от продуктов сгорания
воспламенительного состава к поверхности топливного заряда. Это
положение можно проиллюстрировать примером по скорости нарастания
давления в камере сгорания в зависимости от применяемых вос-
пламенигельных составов с различной температурой сгорания
(рис. 9.1). Кривая 1 отражает время задержки и нарастание
давления для дымного ружейного пороха (ДРП) с температурой
горения 2600 К. При горении ДРП образуется примерно 60 %
шлаков (по массе продуктов сгорания). Кривая 2 дана для
горения пиротехнического состава на основе титанового порошка и
бариевой селитры. При горении этого состава температура
достигает 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
большое количество мелких частиц 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
давления до рабочего уровня. В этот же период происходит
догорание состава воспламенителя совместно с основным составом
топлива. 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
основного режима работы. Образование в некоторых случаях
нежелательного пика давления в начале работы двигателя обычно
связывают 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
интенсивный газоприход, который может сопровождаться всплеском
(пиком) давления при выходе на режим. Это явление также
связывается 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.
Соответствующий подбор воспламенителя по температуре, скорости
горения, количеству твердых частиц позволяет устранить этот
недостаток. На ранних стадиях проектирования, когда необходимо
ориентировочно определить вероятность появления или
отсутствие 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 удовле!Во-
ряет следующим основным требованиям, предъявляемым к
воспламенительным устройствам небольших РДТТ, работающих в
условиях 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)- 10е Дж/кг;
температура горения 2300 ... 2900 К; насыпная
(гравиметрическая) плотность Агр « 1000 кг/м3. При сгорании одного
килограмма 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
разновидность 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
различных марок пороха. Недостаток воспламенителя из ДРП со-
206
Рис. 9.2. Формы прессованных
элементов воспламенителя из
пиротехнического состава:
а — таблетка; б — петарда; в — шашка
стоит в том, что он гигроскопичен
и плохо воспламеняется в
условиях пониженного давления.
При давлении ниже 0,025 Па
дымный порох может не
воспламеняться. Поэтому ДРП в
настоящее время имеет ограниченное применение.
Пиротехнические составы представляют собой порошкообразные смеси
окислителя, металлического горючего и связующих компонентов. Для
равномерного горения с обеспечением заданного времени
порошкообразный 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
окислителя прессованных пиротехнических воспламенителей [26].
Указанные в таблице составы применяются в основном, для
воспламенений смесевых топлив. Необходимым условием
нормального 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
воспламенения 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
Бор
Бор
Бор + алюминий
ДРП (15 % С-6Н20 + 10 % S)
Сплав циркония с никелем
Вор
Бор
Сплав циркония с никелем + бор +
+ алюминий
Магний
Алюминий
Окисли тель
ВаСг04
PbCrCu
РЬСг04
KN03
КСЮ4
Ba(NOs)2
KNO3
КСЮ4
(C2F4)„
КСЮ4
Теплотворная
способность, Дж/г
840 ... 1 360
1 680 ... 2 100
2 100 ... 2 500
2 500... 2 900
4 200 ...4 600
5 400... 5 800
6 000... 6 500
6 300... 6 700
9 200
9 600... 10 400
207

массе, так как каждая из формул учитывает основные
специфические условия работы того типа двигателя, для которого она
выведена.
Приблизительный расчет массы воспламенителя можно
проводить по следующей зависимости:
тв = qSs/QB,
где q = 30 Дж/сма — количество тепла, которое необходимо
передать единице площади поверхности заряда для его надежного
воспламенения; S2 — суммарная площадь горящей поверхности
заряда, см2; QB — теплопроизводительность воспламенительного
заряда, Дж/кг. Можно также использовать формулу
,„ "-=.__? *к. нач^к Рк. нач^к
т*^ 1-е (RT)B - ft '
где а — доля конденсированной фазы в продуктах сгорания
воспламенителя; Рк. нач—начальное давление в камере сгорания
РДТТ, которое должны создать продукты сгорания
воспламенителя в камере сгорания двигателя (принимают Р„.нач^
« 30 ... 40 % от рабочего давления в камере); /в = (RT)B —
сила пороха, Дж/кг; VK — 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
камеры 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
горения в крупногабаритных РДТТ иногда применяются небольшие
РДТТ, встроенные в основной двигатель. В таких РДТТ воспла-
менительный заряд изготавливается из смесевого топлива,
которое 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;
основной воспламенительный состав. Передаточный и воспламенитель-
ные составы помещаются в оболочки (корпуса). Снаряженная
оболочка закрепляется в держателе с отверстиями или выпол-
208
Рис. 9.3. Конструкция инициирующих устройств:
а — электрозапал; б — пиропатрон; 1 — корпус; 2 — установочная втулка; 3 —
инициирующая 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
сработавшего воспламенителя распространялись к поверхности
топливного заряда.
Пиропатрон. В настоящее время наибольшее
распространение получили электрические пиропатроны и электрозапалы
(рис. 9.3) [5]. Электрический ток подается на два проводника,
между которыми имеется мостик накаливания. На мостик
накаливания нанесен чувствительный к тепловому импульсу
инициирующий состав (например, азид свинца). Под действием тепла
инициирующий состав воспламеняется и передает огневой импульс
на передаточный состав воспламенителя, находящийся в корпусе
пирозапала. От пирозапала (пиропатрона) форс пламени
передается 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
резьбой и уплотняющим буртиком. В корпусе пиропатрона установлен
один или два токопроводящих контакта, к которым подсоединены
два мостика накаливания. Такая конструкция позволяет
устанавливать в" гнездах крышки корпуса двигателя на резьбе один
или два пиропатрона [5].
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 (б = 0,2 ...
0,3) из алюминия или стали. Крышка соединяется с корпусом
закаткой. Внутрь коробки помещается воспламенительный состав.
Иногда для лучшего проникания форса пламени от
воспламенителя 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
свободного прохода газов. Иногда футляр снабжают коническим рассе-
14 Факрутдииов И. X. и др.
209

Рис. 9.4. Воспламеннтельное
устройство коробчатого типа:
1 — пиропатрон; 2 — переднее днище
РДТТ; 3 — корпус воспламенителя; 4 —
футляр; 5 — вннт крепления
воспламенителя
кателем для лучшего
распределения газов вдоль заряда (в
случае многошашечного
вкладного заряда).
Воспламенители замкнутого
типа имеют недостатки,
заключающиеся в том, что
тонкостенный корпус может разрушаться
до момента полного воспламенения всего пиротехнического
состава. 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
поверхность заряда, могут повредить его; при прохождении
остатков 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
последующем, при разрушении корпуса его детали не должны
наносить 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.
Рнс. 9.5. Воспламеннтельное устройство корзиночного типа:
1 — пиропатрон; 2 — передаточный состав; 3 — пиротехнические петарды;
воспламенителя; 5 — оплетка
корпус
210
Рис. 9.6. Воспламенитель с
неразрушающимся корпусом
твердотопливного двигателя «Спейс Шаттл»:
1 — крышка; 2 — гнездо под пнро-
патр,он (2 шт.); 3 — передаточный
насыпной состав (В + K.N03) в
полиэтиленовом мешочке; 4 — решетка; 5 — стальной корпус; 6 — таблетированный вос-
пламеннтельный 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
воспламенителя 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
*i7iax —
/вД
1—а„Д '
где /в — сила пороха; А = /пв7Ув — плотность заряжания
воспламенителя, кг/м3; аа — коволюм, м3/кг (объем, занимаемый
молекулами газа; для ДРП ав да 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
поверхности (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
воспламенителя 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,
предусматривающим проверку выполнения требований ТЗ на РДТТ. К
наиболее важным видам испытаний относятся: 1) испытание в так
Рис. 9.7. Схема расположения воспламенителей:
й — в зоне переднего дннща; б — в сверхзвуковой зоне сопла; в
или дозвуковой части сопла
в зоне заднего днища
14*
211

оя
'А В
Рис. 9.8. Схема расчета
элемента корзиночного корпуса
воспл аменителя
называемой «свободной емкости», т. е.
емкости, имитирующей свободный объем
камеры сгорания РДТТ в начале
работы; 2) проверка параметров
воспламенения в РДТТ; 3) проверка на
вибрационных стендах, имитирующих
транспортные 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
стеклоиластиковом корзиночном корпусе воспламенителя.
Угол намотки ос должен назначаться из условия минимального
искажения исходной формы корзинки в процессе нагружения н максимальной
однородности напряжений жгутов в корзинке. Конструктивные формы корзинок
могут быть разнообразными. Технология изготовления и контроль корзиночных
корпусов, получаемых намоткой стекложгутов, аналогичны технологии и
контролю 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
цилиндрической корзинке выделим элемент корзинки с размерами / и / 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 Tab = Tk sin а, где k — число жгутов в сечении АВ. В сечении ВС
соответствующая равнодействующая будет Твс — Tk cos а. Известно, что при
нагруженни цилиндра внутренним давлением окружное усилие вдвое больше
осевого. Следовательно,
о твс _ Tab
(9.1)
'/ tga
I
Подставив в равенство (9.1) значения Т'дв и ТВ£, найдем tg2 а = 2, т. е. а =
= 54° 44' (величину угла, наклона жгута к образующей "цилиндрической
корзинки, при котором цилиндрическая форма не нарушается). Так как в донышке
корзинки есть отверстие, то угол уточняется в зависимости от отношения
диаметра отверстия к диаметру донышка. Обозначим отношение диаметра
отверстия в донышке к диаметру цилиндра dlD = \|з. Тогда
сщ, = arctg у j—
■ф2
(9.2)
Формула (9.2) пригодна для определения угла намотки в случае, когда
нагрузка от внутреннего давления передается на стенку каркаса как в
цилиндрических сосудах со сплошной оболочкой. Однако в реальных корзинках
боковая поверхность и донышко представляют собой сетки с определенными
плотностями.
Обозначим через z коэффициент плотности цилиндрической поверхности
корзинки, равный отношению площади, занимаемой жгутами иа боковой
поверхности, ко всей боковой поверхности и через х — коэффициент плотности
донышка, равный отношению площади, занимаемой жгутами и заглушками на
донышке, ко всей поверхности донышка.
212
Рис. 9.9. Общий вид пирогенного вое-
пламенительного устройства РДТТ
«Спейс Шаттл»:
/ — предохранительно-взводящее устройство
(ПВУ); 2 — малое ПЗУ; 3 — крышка; 4 —
крепление большого ПЗУ; 5 — стеика
передней секции; 6 — корпус с внешней н
внутренней термоизоляцией большого ПЗУ; 7 —
топливный заряд ПЗУ; £ — соШю с
вкладышем большого ПЗУ
Тогда формула (9.1) примет вид
Твс
2^
х
/tga
Tab
I
а формула ф.2) примет вид azx = arctg I/ 2 —- .
Пирогенные воспламенители. Для приведения в действие
крупногабаритных 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
устройство (ПВУ) является агрегатом, выполняющим следующие
функции: в невзведенном состоянии предотвращает случайный запуск
двигателя; во взведенном—обеспечивает надежный запуск;
позволяет дистанционно производить взведение и предотвращение
запуска при отмене команды на пуск; дает возможность ручного
предотвращения запуска при наличии предохранительного
устройства (если предохранительная чека не удалена запуск
двигателя невозможен); позволяет дистанционно контролировать
состояние ПВУ. ПВУ установлен в малом пускозажигательном
устройстве, которое, в свою очередь, установлено в большом
ПЗУ.
Приведение в состояние готовности осуществляется
выдергиванием предохранительной чеки, затем дистанционно —
поворотом диска с контактными клеммами в положение «Взведено».
При этом открываются каналы, позволяющие проникать газам
к пиротехническому воспламенителю. Для надежности в
устройстве предусмотрено два пиропатрона [5].
После подачи напряжения на контакты пиропатронов
воспламеняется 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
Марка топлива; Состав
Масса передаточного заряда,
кг
Масса основного заряда, кг
Давление, МПа
Расход продуктов сгорания,
кг/с
Время работы с
Форма заряда
ПВУ
B+KNOs
0,0014
0,018
—
—
—
гранулы
'
Малое ПЗУ
ТР-Н1178
—
'0,68
12
5
0,08
30-лучевая
звезда
Большое ПЗУ
ТР-Н1178
—
42,7
—
100
0,3
40-лучевая
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
применяются 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
образующей трубки имеется вмятина (углубление), которая плотно
соприкасается с ВВ. Углубление играет роль кумулятивной
выемки, в которой формируется при детонации заряда
высокоскоростная струя газов и металла трубки. В газовой струе содержится
большое количество высокодисперсных частиц металла,
образовавшихся при разрушении материала трубки.
Металлизированная газовая струя имеет скорость до 7 км/с и при столкновении
Рис. 9.10. Линейный детонирующий Рис. 9.11. Пироболт:
Заряд: 1 — пиропатрон; 2 — болт; 3 — пиросо-
I — корпус; 2 — ВВ; 3 — кумулятивная став- 4 ~~ проточка
выемка
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
отсека, 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
[41 ]. В полость на резьбе устанавливается электродетонатор.
Для обеспечения идентичных характеристик разрушения без
образования осколков в ступенчатой части болта
предусматривается надрез. Разрушение по месту надреза обусловлено
действием динамического растягивающего усилия в момент
приведения пироболта в действие. Пироболты изготавливаются из
высокопрочной стали, с последующей закалкой. В закаленном
состоянии материал пироболта в условиях динамической нагрузки
легче разрушается.
9.3. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
',9.3.1. Основные понятия
Для управления движением ЛА в соответствии с
требуемой 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 Ry, направленные нормально к
траектории полета, служат для изменения направления полета.
Управляющие моменты М7 необходимы как для управления
вектором тяги, так и для поддержания требуемой угловой-ориен-
тации корпуса ЛА в пространстве, т. е. для его угловой
стабилизации. Поэтому органы, создающие управляющие моменты,
обычно называются органами управления и стабилизации.
Управление ЛА осуществляется с помощью органов
управления (ОУ), построенных с использованием аэродинамических сил
или энергии истекающей струи двигателя. Иногда применяют
комбинированные ОУ, в которых используются
аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи.
Способ управления выбирают на начальных стадиях
проектирования ЛА на основе всестороннего анализа различных схем,
добиваясь наивысшей эффективности ЛА и его свойств по
принятому 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 —
газовый 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
габаритные 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
плотных слоях атмосферы при малых скоростях полета, когда
неэффективно аэродинамическое управление. Различают два вида
управления 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
направление 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
поворотов аппарата относительно центра масс (в связи с отсутствием
воздействия на аппарат окружающей среды или работающего
216
двигателя). Поэтому управление используется только для
придания аппарату определенной ориентации в пространстве
(например, 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
системе управления вектором тяги и стабилизации ракеты.
В существующих ракетах применяются много схем
исполнительных устройств, которые различаются принципом действия*
числом каналов управления — пи рядом параметров, основными
из которых являются следующие:
управляющее усилие по каналу тангажа R™a* (рыскания —
^у.ар) и управляющий момент Муах органа управления РДТТ
при их максимальном значении. На практике чаще используют
относительное значение управляющего усилия R™ax = R™ax/Ro,
где R0 — тяга двигателя без органов управления;
эффективность органа управления РДТТ определяется
потерями тяги ARX = Ra — Rx или относительным значением потерь
Адх = (ао — Дж)'до!
потери тяги при нулевом управляющем сигнале, т. е. при
расположении ОУ в нейтральном положении ARx<t = (Ro — Rx0)~X
X ао!
коэффициент газодинамического качества К = R™ax/&RX',
шарнирный момент Мт;
момент инерции J и др.
В соответствии с перечисленными признаками существующие
конструктивные схемы органов управления вектором тяги можно
разделить на группы [33]:
управляющие двигатели и поворотные сопла с разъемом в
дозвуковой 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
применяются поворотные сопла, дефлекторы, газовые рули, сопла,
с качающимися раструбом, выдвижные щитки, устройства для
вдува газа и впрыска жидкости в раструб сопла.
Перечисленные 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
сопле, а такие устройства как дефлекторы, разрезные сопла
217"

создают управляющие моменты обычно только в двух плоскостях.
Для управления этими устройствами в трех плоскостях
необходимо иметь многосопловой блок.
Одним из основных недостатков УВТ является их
ограниченная 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
наиболее 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
параметра (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,
предъявляются специальные требования, особенно к тем, которые
находятся в контакте с истекающими из сопла газами. Так, например,
струйные и газовые рули должны быть механически прочными
и термостойкими. Аналогичные требования предъявляются к
соплам или- вкладышам поворотных сопл.
Приводы исполнительных органов управления могут быть
гидравлическими, пневматическими, газовыми или
электрическими. К ним предъявляются высокие требования по
работоспособности, надежности, массовым и габаритным характеристикам.
Наиболее полно удовлетворяют этим требованиям
гидравлические приводы [6]. Гидравлические приводы дают возможность
получить высокую статическую жесткость и хорошие
динамические характеристики ОУ при больших моментах и моментах
инерции подвижных частей. В системах с небольшими
шарнирными моментами и моментом инерции применяются электрические
приводы.
Недостаток перечисленных приводов состоит в необходимости
иметь на борту дополнительный источник энергии. Более
простыми 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
клапанам является плотное закрытие газовода одним из клапанов
при открытии другого. В связи с этим возникают требования по
синхронности и идентичности работы клапанов. Общие
требования, предъявляемые ко всем клапанным устройствам:
работоспособность, надежность, линейность характеристик.
В случае применения пневматических клапанов на борту
ракеты должен быть установлен баллон со сжатым воздухом и
редуктор. 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
исполнительное 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
составе 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
недостатки отсутствуют, если в качестве вторичного тела применяют
жидкости.
Качество различных органов управления оценивается
соответствующими показателями:
АМ0 — увеличением стартовой массы ракеты при установке
органов управления при фиксированной дальности полета L;
АМ0 = Мо.у— М0, (9.3)
где М0, у — масса ракеты с ОУ; Мв — масса ракеты без ОУ;
AL — потерей дальности полета при установке органов
управления [16]
AL = \ А/*+-£г Ат«+-йт Аю> + ж Ас~ (9-4>
где (dL/dIs) A/2 — изменение дальности полета из-за изменения
суммарного импульса; (дЫдтк) Атк — изменение дальности
полета из-за изменения массы конструкции; (dL/дщ) А&1 —
изменение дальности из-за]: изменения массы топлива; (дЦдсх) Асх —
изменение дальности из-за изменения коэффициента лобового
сопротивления. ^ -л:-
Потребная управляющая сила проектируемой ракеты
находится из условия: j
AfyS*(AfT+EAfB), (9.5>
гДе, ^у — Ry maJ — управляющий момент; Мт — момент тан-
219-

гажа; 2 Мв — сумма возмущающих моментов в процессе полета;
Ry max — суммарная управляющая сила; / — расстояние от точки
приложения Rymax 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 б или
линейного перемещения h
R7 = f(&), R7 = f(h). (9.6)
Для инжекционных ОУ управляющая сила является функцией
расхода /пин инжектируемого рабочего тела
R7 = / (Лин).
Управляющая сила возникает при перемещении органа
рулевого управления до определенного угла поворота б и
удержания его в этом положении.
Нагрузочной характеристикой называется зависимость
момента (или силы) от координаты х, характеризующей
фиксированное положение органа управления:
Mm = f(8); Fn = f(x).
Шарнирный момент Мш — наибольший суммарный момент
сопротивления повороту органа„рулевого управления с
заданными скоростью 6 и ускорением 6. Формула для шарнирного
момента в общем случае записывается следующим образом:
Мш = Мвоз (б) + Мас + £ Мтр (б) + Мдем {dW) + Мтс +
+ Мин(сРб/Л2) + МуШГ(б).
Здесь Mnos (б) — позиционный момент, пропорциональный
углу поворота; Мяс — момент асимметрии, обусловленный
наличием перекоса и смещением осей неподвижной и подвижной
частей органов управления, технологическими неточностями в
изготовлении различных узлов, неравномерным полем давлений по
газоходу РДТТ из-за неодинакового разгара элементов,
неравномерной внешней нагрузкой на подвижные элементы (обычно Мас)
определяется экспериментально);
п
2 Мтр (б); = J] Яш ^fl + J] MvpJ,
/=1
где 2 Мтр (б)у — суммарный момент трения во всех соединениях
той или иной конструкции ОУ; Rm — нагрузка на шарнир;
d-пл — диаметр подшипника; / — приведенный коэффициент
трения; i = аш/б — передаточное число, где аш — угол поворота
шарнира; б — угол поворота ОУ; Мдем —тг- = mxL\ —r
момент демпфирования газовой струи при отклонении ее с
угловой скоростью d8/dt, где тГ — секундный расход газов через
220
поворотное сопло; Lp — длина
поворотной чагти сопла (рис.
9.13); Мдас = тф (пх sin б ±
± Пу cos б) — момент
дисбаланса на подвижных элементах
ОУ, обусловленный
перегрузками, возникающими при
полете, где тк — масса
конструкции подвижного элемента; Ь —
расстояние от оси вращения до
центра масс подвижного
элемента; пх, пу — продольные и
поперечные перегрузки,
действующие на органы управления;
м d4 - (\* 7 \ d4
Мян dt* * I Li l J dt*
— момент инерционных сил подвижных частей ОУ, где /г —
приведенный к оси поворота момент инерции подвижного узла
органов управления; d28/df — угловое ускорение. Муая (б) —
момент сил упругого сопротивления гибких связей (уплотнений,
манжет, сильфонов и т. д.), величина его определяется
экспериментально.
9.3.2. Конструкции управляющих двигателей и сопл
Управляющие двигатели. Наиболее простым способом
управления вектором тяги является поворот непосредственно
двигателя на некоторый угол относительно продольной оси ракеты.
В большинстве случаев управление ракетой ведется по трем
каналам: тангажа — угол бт, рыскания — угол бр, крена —
угол бк. Длц управления по трем каналам достаточно иметь два
управляющих двигателя, помещенных в карданов подвес
(управление каждого двигателя по двум каналам) или четыре двигателя
с одной степенью свободы (управление каждого двигателя по
одному каналу). Двигатели с одной степенью свободы могут
располагаться вокруг основного РДТТ параллельно или
перпендикулярно 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
сгорания защищается толстым слоем термоизоляции; сопло
выполняется 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.
Рис. 9.13. Схема к определению
шарнирных моментов
221

Рис. 9.14. Схема расположения управляющих двигателей на ракете:
а — параллельно оси ракеты; б — перпендикулярно оси ракеты; / — корпус двигателям
2 — поворотный двигатель; 3 — шарнирная опора; 4 — рулевая машннка
К недостаткам относятся: увеличение массы конструкции
ракеты; ограниченное время работы двигателей; неодновременное
окончание работы.
Рассмотрим методику приближенного определения основных
характеристик для одного и нескольких управляющих
двигателей.
1. Определение боковых и осевых сил:
а) для одного двигателя боковое управляющее усилие Ry =
= Ri.Hsin6, где RY.д —тяга управляющего двигателя.
Потери тяги ARX = Яу.д (1 — cos 6). Коэффициент
газодинамического качества поворотного двигателя
1С — ^уд = sin6
Л ARX 1 — cos б '
Управляющий момент М7 =ЯУ.Д/ sin б, где /--расстояние от
точки приложения Яу.д до центра масс ракеты;
б) для нескольких управляющих двигателей боковое усилие
и потери тяги
Ry = nRy.Asinb; AR'x = nRy.a(l -cos6),
где п — число управляющих двигателей.
Потери тяги из-за разности в удельном импульсе тяги
основного и управляющих двигателей
&K = nRyM-JlfLSL.),
\ 'уд '
где /уд — удельный импульс основного" двигателя; /УД(У. д) —
удельный импульс тяги управляющего двигателя. Полная потеря
тяги при работе управляющих двигателей
ARX = AR'X + AR'X = /гЯу.д (2 - cos б - /уд/у-п> ) .
\ ' уд /
222
Коэффициент газодинамического качества
К — Ry sin б
ARx 2 -cosb--bs^SL
^уд
2. Определение массы управляющих двигателей.
В общем случае масса управляющих двигателей определяется
как сумма масс элементов конструкции управляющего органа
^у.д = (тк + тк.п + ткр) п,
где тк — масса камеры сгорания; тк. п — масса карданова
подвеса; ткр — масса элементов крепления; п — число
однотипных управляющих двигателей.
Масса камеры сгорания, карданова подвеса, элементов
крепления как правило, расчитывается по чертежам.
3. Определение шарнирного момента поворотного двигателя
Мш = Мяв + Мто + Мая +. Л1дем + Мупл,
где Мяс — момент от эксцентриситета тяги Мас = ^""Д; А —
расстояние между линией действия тяги и осью вращения
двигателя (см. рис. 9.13). При отсутствии эксцентриситета тяги
(Мае = 0) Мдис — массовый эксцентриситет, зависит от размера с
{расстояния от центра масс до оси вращения двигателя) и
действующих на двигатель осевых и боковых перегрузок
■Мдис = ту.дС (nx sin 8±ny cos 8);
-Мин = Jfi — момент инерционных сил, (Jt—момент инерции
полностью снаряженного двигателя и подвижных частей
относительно оси вращения; б — угловое ускорение); Мяш = т^Ь —-
демпфирующий момент газовой струи поворотного двигателя,
где a — расстояние от оси вращения двигателя до среза сопла;
МУпл = Hon + Муп — момент трения опор и передаточных
механизмов, а также момента упругости эластичных участков
трубопроводов, электрических кабелей и других магистралей
{при наличии их на двигателе). Mon = £Tp £ Qnd4, где £тр—
коэффициент, зависящий от конструкции и числа опор' и
передаточных механизмов; Qn — допустимая статическая нагрузка;
4ц — диаметр цапфы. Муп = Стр А/?рб, где Стр — жесткость
.эластичного участка кабеля; А/тр — плечо трубопровода
относительно оси поворота двигателя.
Поворотные управляющие сопла, отклоняемые в одной
плоскости. Использование поворотных сопл, так же как и
поворотных 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

Рис. 9.15. Конструкция
поворотного сопла е
одной степенью свободы:
/ — 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
рулевой 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
поверхность — сферическая, выполнена по высокому классу точности.
Наиболее узким местом конструкции является уплотнение
подвижного 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,
необходимого 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
требований. Материал, уплотнения должен противостоять действию
высокотемпературного газа, находящегося под большим
давлением, 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
соединения, является применение сильфонного уплотнения. Сильфон
не создаёт значительного сопротивления при повороте сопла.
Разгрузка сильфона от давления газов со стороны камеры
сгорания 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
поворотного сопла и управляющий момент можно определить по
формулам (9.3) ... (9.6).
2. Определение шарнирного момента.
Полный шарнирный момент, необходимый для отклонения
поворотного сопла, запишется как
Мт = Мдем + Мин + Мтр. (9.7)
Газовая струя истекает из сопла со скоростью wa. Поскольку
раструб поворотного сопла имеет угловую скорость <oz, возникает
кориолисова сила, которая определяется следующим образом.
Выделим из струи истекающих газов элементарный объем
длиной dx и площадью Fx (см. рис. 9.13). Кориолисово ускорение
выделенного элемента запишется как 2a>zwx, а элементарный
момент кориолисовой силы
dMz = 2xpFxwzwx dx = 2и>гщх dx,
где тГ = pFxwx — массовый секундный расход газов. Полная
величина момента кориолисовой силы
'о •
Мдем = 2(ог j rhx dx,
о
где (х>г = 6 — угловая скорость поворотного сопла; 1С — длина
образующей раструба сопла.
Приближенное значение величины секундного массового
расхода равно т = Rllyx, тогда выражение для момента кориоли-
совых сил можно записать как
УУД
Выражая длину образующей части сопла через параметры,
получим:
lc~ 2sinp - £Ер У "IT' (9Я>
где fa = FJFKp — степень уширения сопла.
Подставим значение FKp, найденное из выражения коэффициента
тяги KR, в (9.8) FHp = Rl(KRPv), получим
lc sin (5 V nKRPM • <9-9>
Окончательно выражение демпфирующего момента запишется
как
М*™ - „ w„ (Г£/ 6. (9.10)
15 Фахрутдииов И. X. и др. 225

момент инерционных сил
Мая = Tt6.
Предположим, что центр масс подвижной части сопла
расположен на плече /с/2, тогда
М„« = т.
»ин
(4-)2^ <9Л1>
где тс — масса подвижной части сопла, приблизительное
выражение для которой имеет вид
где рс — плотность материала сопла; hc — средняя по длине
толщина стенки сопла.
Подставляя (9.9) и (9.12) в (9.11), получим
М — Рс^с (fa — 1) {V fa— * ) п2А /Q 1 q\
Момент трения в подвижной части сопла
'"тр " /трРупл^упл»
где /тр — коэффициент трения подвижной пары; /7уПЛ — сила
прижатия уплотнительного элемента, рупл = SynnA,; >"7ПЛ —
радиус поверхности скольжения; SynjI — площадь контакта
уплотнения, Syra = 2ягуппйупл; йуПп — ширина уплотнительного
элемента. Принимая гуцл = 0,6dKp
MTp = AfTp-^-R. (9.14)
Подставляя (9.10), (9.13) и (9.14) в (9.7) .получим выражение
для шарнирного момента поворотного сопла
KRPKsta*$ \ я/уд Т KRPKsm$ J ,Tp Kr
м = -
ш ДД^к^'Р \ "'УД
3. Определение массы конструкции поворотного сопла.
Определение массы конструкции поворотного сопла
производится 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:
где Дтп. с — масса элементов сопла (термоэрозионностойкий
вкладыш критического сечения; термоизоляция вкладыша;
шаровая обойма подвижного соединения; уплотнительные элементы;
кронштейны для подвески сопла; система крепления рулевой
машины и пр.).
226
Окончательное уточнение массы поворотного сопла
производится после взвешивания изготовленных деталей.
Вращающиеся управляющие сопла. Разновидностью сопл,
создающих управляющий момент в одной плоскости, являются
вращающиеся управляющие сопла (ВУС). Особенностью
конструкции 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
применять рулевые приводы меньшей мощности. Так же как и в
поворотных соплах, наиболее «узким» местом конструкции являются
уплотнительные устройства. Уплотнение обеспечивается
применением различных упругих термостойких прокладочных
материалов, сальников, лабиринтных уплотнений.
Разновидностью ВУС являются изогнутые и уголковые сопла
(рис. 9.18, а, б). Расчеты управляющих усилий, шарнирных
моментов, массы устройства не отличаются от расчетов для
поворотных сопл.
Поворотные сопла с управлением по двум каналам.
Конструкция управляющих сопл с двумя степенями свободы может быть
выполнена с использованием сферической опоры, кардана,
жидкостного подшипника и раличного рода упругих узлов качения.
В настоящее время получили распространение сопла со
сферической опорой, закрепленные в кардановом подвесе. Это
объясняется 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 газоводе 3 в сферической опоре 12.
Газовод соединен фланцем / с
корпусом двигателя. Герметизация
Рис. 9.17. Вращающееся сопло: Рис. 9.18. Варианты вращающихся
/ — термоэрозионностойкий вкладыш; 2 — СОПЛ:
Неподвижная крышка; 3 — уплотнение; а _ изогнутое; б — уголковое
4 — подшипник; 5 — вращающаяся часть
сопла
15*
227

Рис. 9.19. Поворотное сопло в кардановом подвесе
Рис. 9.20. Жидкостной подшипник системы «Текролл»:
/ — сопло- 2 — эластичная мембрана; 3 — пластина; 4 — полость жидкостного
шарнира- 5 13 — подвижные элементы шарнира; 6, 10 — сильфон; 7 — полость с
теплозащитной смазкой; 8 - корпус; 9 - заднее дннще; // - полость; 12 - неподвижный
элемент шарнира (упор)
подвижного Соединения осуществляется кольцевым
уплотнением 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
неподвижным газоводом. Внутренние и наружные цапфы
располагаются на карданном кольце во взаимно перпендикулярных
плоскостях. С помощью двух пар гидравлических приводов 11 я 9
сопло может отклоняться в заданном направлении. Прокладки
кольцевых уплотнений могут быть выполнены из кремний-каучука,
тефлона, фенольной смолы с графитовым, углеродным или
асбестовым наполнителем.
Рис. 9.21. Упругий подшипник:
/ — дннще; 2 — чехол упругий; 3 — упругий
элемент (набор стальных н каучуковых
пластин); 4 — подвижное сопло; 5 — пакет тер-
моэрознонностойкнх элементов; 6 — несущая
оболочка подвижного сопла; 7 — рулевая
машинка
228
Рис. 9.22. Сопло с двойным
упругим уплотнением:
О, — центр поворота сервоуплотнення;
02 — центр поворота главного уплот-
шарннрный момент;
нення;
М
ш
М — момент газодинамической силы;
F — уснлне на штоке рулевой ма-
шннкн; / — сервоуплотнение; 2 —
главное уплотнение
Фирма Юнайтед Технолоджиз [40, 43] разработала
жидкостный подшипник «Текролл» для управления вектором тяги третьей
ступени ракеты «Трайдент-1». Угловой поворот составляет ±5°.
На рис. 9.20 приведено поворотное сопло с жидкостным
подшипником. 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,
самоцентруется и в то же время допускает боковые отклонения сопла при
действии рулевых приводов. При отклонении сопла объем
жидкости не изменяется. Давление жидкости в подшипнике равно
давлению 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
сублимирующей силиконовой смазкой. Емкость заполняется силиконовым
маслом, совместимым с резиновым покрытием оболочки.
Аналогичным по принципу работы является упругий
подшипник, представленный на рис. 9.21. Упругий элемент состоит из
набора металлических и эластичных (резиновых) шайб со
сферическими или коническими поверхностями. Устройство
фиксируется в осевом направлении, но допускает боковые
перемещения. 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
мощных 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
расположением центра поворота и основное уплотнение с задним
расположением центра поворота. При работе рулевого привода
происходит деформирование сервоуплотнення, что вызывает
смещение 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.
Газодинамическая 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 Ох и 02« Более
подробно вопрос рассмотрен в работе [13].
229

Рис. 9.23. Разрезное управляющее
сопло в кардановом подвесе с
сальниковой 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
пнрографнта
Разрезные управляющие сопла в сверхзвуковой части.
Разрезные управляющие сопла (РУС) представляют собой
профилированное 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
разъемом в дозвуковой части состоит в том, что управляющее усилие
возникает при газодинамическом воздействии струи, истекающей
из неподвижной части сопла, на внутреннюю поверхность
отклоненного 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
простоте и надежности работы, так как линия разъема находится
в области малых давлений газа и относительно низких
температур. Кроме того, для этой конструкции характерны линейная
зависимость управляющей силы от угла поворота сопла,
небольшие 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
Рис. 9.24. Конструкция уплотнения
гибкой манжетой в разрезном сопле:
/ — термоэрозиониостойкий вкладыш;
2 — теплозащитное покрытие; 3 —
фланец; 4 — цапфа наружная; 5 — манжета;
б — подшипник; 7 — качающийся раструб;
8 — цапфа внутренняя; 9 — карданное
кольцо; 10 — крышка подшипника
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
представляется 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
манжетой может быть оформлено, как показано на рис. 9.24.
При повороте сверхзвукового потока в РУСе происходит
перераспределение давления: на стороне стенки сопла, повернутого
к потоку, давление повышается, а на противоположной части
давление уменьшается. Центр давления расположен на
расстоянии (0,3 ... 0,45) /р от оси качания [13].
Основной составляющей шарнирного момента РУС является
Мпоз, который может восприниматься компенсатором, что при-
' водит к значительному уменьшению мощности приводного
устройства. Управляющее усилие РУС можно найти как и для
качающегося 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
цилиндрическим 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
конструкции.
Устройства с косым срезом. В соплах с несимметричным
истечением 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
двигатели) должны иметь вращение относительно продольной оси
(рис. 9.25) для установки в требуемое положение, при котором
создается управляющий момент. Выражение управляющих
моментов записывается в следующем виде:
для моментов тангажа и рыскания
М(Т, р) = 2/цмЯ* tg A\|j cos ф(т, р);
231

Момент крена
Ю
Рис. 9.25. Схема установки сопл с косым срезом на двигателе и системы
создания моментов управления:
а — четырехсопловый блок с прямым разъемом; б — вращающийся раструб с косым
разъемом; в — схемы создания управляющих мсмеитов; ) — неподвржнгя честь ссгла;
2 — рулевая машинка; 3 — зубчатая передача; 4 — подвижная часть сопла
для момента по крену
MKp = 2rRxigMpsmtpKp,
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; ip — угол
наклона косого среза сопла к продольной оси; Д\р — 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 Aip.
Сила сопротивления -определяется через потери в осевой
составляющей тяги
АЯЖ = R (1 — cos Л\р).
Управляющий (реактивный) момент относительно критического,
сечения сопла
Мрк = Rylo = Rh Sin Alp,
где /c^/TT-Oy^ctgp.
Подставляя значение 1С в выражение для Мрк, получим
Л*Р„ = (//,-!)■
V*KrPk
•sin Aipctgp.
232
Шарнирный момент
относительно оси вращения определится
Мш = Мин + Мтр. (9.15)
Момент инерционных сил
подвижной части сопла найдем
исходя из соотношения Мин = /б:
J = -о- (D£(cp) + Dip) =
2я КР'
(9.16)
jW*
Рис. 9.26. Схема течения газа в сопле
с косым срезом
где т — масса подвижной части сопла,
т = np0Dcvlc80 = р0б0 (fa + 1) FKV ctg p;
8С — толщина стенки сопла;
(9.17)
Подставляя (9.17) в (9.16), получим
J = Рсб,
(/2
1)
2я
^IpCtgp
или окончательно выражение для момента инерционных сил
/ft n^frrfi sin2Ai|;
мт = -£^'&
2я
l)ctgp
W
■Я26.
Момент J трения в опоре
*"тр — */тр"оп-> н^*кр
4/тр"оп
R
Kr
(9.18)
(9.19)
Подставляя полученные значения (9.18) и (9.19) в (9.15), получим
выражение для шарнирного момента
sin2 Дгр
Mm=-^4/!-l)ctg(3-
R
К%Р1 ""Г-/ТР-ОП Kr
R28 + 4/Tp/i0
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
газовом 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
возможно использование газовых рулей в комбинации с
аэродинамическими органами управления (рис. 9.27). В этом случае
может быть уменьшена масса системы управления.
233

Газовый и
аэродинамические рули могут
располагаться на одной оси с
использованием общих
рулевых машинок. При
движении с малыми
скоростями (в момент старта)
эффективными являются
газовые рули. При
достижении 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
некоторый угол б. Одновременно увеличивается сила лобового
сопротивления рулей, приводящая к потери тяги двигателя
Rv =-%■ Cy8pawlSp;
&Rx = ~y cx8pawlSp,
где су, сх — коэффициент боковой силы и лобового
сопротивления газовых рулей; ра, ша — плотность и скорость газового
потока на срезе сопла; Sp — характерная площадь газового руля.
Безотрывное обтекание руля происходит в том случае, если
б < бкр- При этом обеспечивается линейная зависимость
управляющей 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
нейтральном 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 Кш
Мш = KmqSvbA, рб,
гДе ^а. р —средняя аэродинамическая хорда руля, а Кш =
= cyhlbb.v, гДе h — расстояние от центра давления до оси
вращения руля.
№
234
9.3.5. Сопловые насадки
Заслонки (секторные рули). Эти устройства
устанавливаются на срезе сопла таким образом, чтобы в нерабочем
положении 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
отрывом 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 б часть кольца вводится
в газовую струю. На поверхности контакта возникают силы,
которые 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
соединениях. Так как длина поворотных
'1 насадков невелика, той
управляющие силы при повороте на угол
б сравнительно небольшие.
Рис. 9.28. Сопло с дефлектором
в кардановом подвесе:
1 — привод; 2 — уплотнение; 3 —
корпус 'дефлектора; 4 — теплопогло-
щающий слой; 5 — облицовка из
вольфрама
Рис. 9.29. Схема сопла с дефлектором
[ft = (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
образуется 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
дефлекторе, создавая управляющее усилие. Таким образом,
практически 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
достаточно сложны, потому для приближенных расчетов можно испол-
зовать следующие зависимости [16]:
Ry (б) = б'2 [± (Р, - Ра) -^-(Рн- Ра)] cos б;
ARX = бг2 [4- (Рг - Ра) - \ (Рн ~ Pa)] sin б,
где Ра — давление на срезе сопла; Рн — внешнее давление на
высоте Я; г — радиус внутренней сферы дефлектора; Рх —
избыточное давление на входящей стороне дефлектора (давление за
скачком). Коэффициент газодинамического качества дефлектора
К = 1,8 ... 2,5.
Шарнирный момент дефлектора
Мш = Мвоз + Мтр.
Так как сферический дефлектор обычно снабжается
цилиндрическим пояском для уменьшения зоны нечувствительности,
возникает позиционный момент Мпог. Его можно определить как
Мпоъ = czqaD*>
где съ — опытный коэффициент, зависящий от угла поворота &
и ширины пояска h.
Момент трения определяется конструкцией принятого
шарнирного соединения, уплотнительного устройства (если оно есть)
и температурной деформацией во время работы:
Мтр = frF,
где / — 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,
называют интерцепшорами или триммерами. Различают внешние
интерцепторы, располагаемые на срезе сопла, и внутренние интер-
цепторы, которые устанавливаются в одном из сечений
сверхзвуковой части сопла (рис. 9.30, а, б). Интерцептор может иметь
прямоугольную или скругленную форму. Первоначально
интерцептор находится вне газовой струи. После подачи управляющего
236
Рис. 9.30. Характер взаимодействия Рис. 9.31. Компоновка иитерцепторов
иитерцептора со сверхзвуковым газо- на сопловом блоке:
ВЫМ ПОТОКОМ: а — четыре иитерцептора с управлением
п - внешний интерцептор- б - внутрен- п0 ДВУМ «аиалам; б - восемь интерцеп-
ний иГтерцептор; Т- нотой скачок! §- Т0Р™ с управлением по трем каналам
ударная волна; 3 — зона отрыва; 4 —
интерцептор; 5 — коитур сопла
сигнала интерцептор погружается в сверхзвуковой газовый
поток. 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
обусловливает появление газодинамической силы.
Значение составляющих газодинамической силы Ry и ARX
зависит от параметров газового потока, от рабочей поверхности
погруженной части и его геометрических размеров. Поскольку
точное определение значений Ry и ARX громоздко, обычно
пользуются упрощенной полуэмпирической зависимостью:
Ry = ^в^отр^отр»
где су — коэффициент подъемной силы, создаваемой
поверхностью сопла в зоне отрыва; <?0тР — скоростной напор в зоне
отрыва; S
отр
площадь поверхности сопла в зоне отрыва,
приближенно можно принять
</отр ^ Qa '■
9аК -_Lp Ml
2 2
коэффициент газодинамического качества
К = Ry/ARX= 1,5 ... 2,5.
Шарнирный момент, необходимый для поворота иитерцептора,
определяется как сумма моментов трения в опорах и
инерционных сил.
Интерцепторы выполняются вращающимися на
перпендикулярных к их поверхностям осях (флажковый тип). Каждый щиток
имеет свой привод и создает боковую силу одного направления.
Четыре иитерцептора, 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
интерцептора флажкового типа:
1 — корпус интерцептора; 2 —
термоизоляция; 3 — термоэрознонностой-
кая облнцовка; 4 — вал интерцептора;
5 — подшипник; 6 — молибденовый
винт
в 7
Рис. 9.33. Конструкция охлаждаемого
интерцептора:
/ — газогенератор; 2 — электрозапал; 3 —
поршень; 4 — силовой элемент; 5 —
охладитель; 6 — теплозащитная оболочка; 7 —
распределительный канал; 8 — теплопогло-
щающий элемент; 9 — профилирующая
фаска; 10 — вольфрамовая облицовка; 11 —
стенка сопла; 12 — привод интерцептора
момент рыскания — Мр. Для управления в трех плоскостях
необходимо 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
установкой плоскости интерцептора под небольшим углом (1 ... 2°)
к осевому направлению струи. При этом в струю вводятся все
интерцепторы одного направления. Например, интерцепторы /,
3, 5, 7 на рис. 9.31, б.
Работа интерцепторов происходит в исключительно тяжелых
условиях нагружения и теплового воздействия. Поэтому
конструкция 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-углеродной 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
конструкция интерцептора флажкового типа.
Для мощных РДТТ за рубежом ведутся разработки
охлаждаемых 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,
способствующего 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
сверхзвуковую 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
исполнительными ОУ. К ним относятся: простота конструкции,
надежность, быстродействие. Все это связано с отсутствием подвижных
устройств, находящихся или вводимых в газовую струю сопла.
Вместе с тем имеются и технические трудности, связанные с
необходимостью или иметь на борту ЛА дополнительные емкости
для хранения инжектируемого газа или жидкости, или —
сложные клапанные устройства.
Принцип действия струйных ОУ основан на взаимодействии
вторичного рабочего тела с газовым потоком, текущим по
расширяющейся (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
физическую картину можно представить следующим образом.
Сверхзвуковой поток, набегая на инжектируемую струю, отрывается
от стенки сопла (рис. 9.34). Перед отверстием образуется
незамкнутая 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
возникает криволинейный скачок
уплотнения. За ударной волной
образуется система волн разрежения.
В окрестности присоединения
вторичного потока к стенке сопла
образуется хвостовой скачок уплотнения.
Рис. 9.34. Схема сопла с подводом
вторичной массы в сверхзвуковую часть для УВТ:
/ — пограничный слой; 2 — слабая ударная
волна; 3 —'ударная волна; 4 — вторичный поток;
5 — хвостовой скачок уплотнения
239

В области отрыва (перед отверстием) давление резко
повышается; за отверстием давление понижается. Таким образом,
боковое усилие при инжектировании вторичного рабочего тела
образуется в результате реакции вдуваемой струи и
неуравновешенного 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
инжектируемого 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
продуктами сгорания основного потока; жидкие двухкомпонентные
топлива.
К вторичным рабочим телам предъявляются следующие
требования, 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
хранения; высокой химической стабильности; малой агрессивности
к материалам; низкой стоимости. Исследования, проведенные по
определению эффективности инжектируемого рабочего тела,
показали [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
задания, применяемого вторичного рабочего тела, принятой
конструкции сопла и других факторов. Сопла устанавливаются на
расстоянии 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
соответствующего верньерного двигателя носит название
коэффициента усиления ky (kY= 1,1 ... 2,0). Коэффициент качества при
вдуве достигает значения 2,5 ... 3,0.
Вторичный газ должен иметь высокие энергетические
характеристики, т. е. подводиться с довольно высоким давлением
240
(в основном, чтобы уменьшить размеры отверстия и габариты
подводящей системы) и иметь высокую температуру (не ниже
температуры основного потока). При меньшей температуре
вторичного газа необходимо учитывать снижение эффективности вдува,
пропорциональное y^RT*. Наиболее эффективен для вдува
основной газ, именно поэтому чаще всего рассматриваются схемы с
перепуском газа из камеры в сверхзвуковую часть сопла по
специальным 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,
призванного 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
подвижном элементе клапана от газовых сил и перепадов температур,
с наличием в продуктах сгорания большого количества
конденсата (частиц окиси алюминия А1203).
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
вдувом приведена на рис. 9.35.
Зависимость коэффициента ky от относительного расстояния
места вдува от среза сопла l} = lj/lc имеет оптимум. Уменьшение
ky при малых lj (вдув — близко к срезу) связано с неполным
использованием возмущенной зоны (часть возмущенной зоны
оказывается как бы за срезом), уменьшение kY при больших 1} (вдув
близко к критическому сечению сопла) — с переходом
возмущенной зоны на противоположную сторону раструба сопла.
Коэффициент усиления ky монотонно возрастает с увеличением угла
вдува а,-, вплоть до значений а,- = 180°, а в диапазоне а7- = 60 ...
130° изменение ky (а) почти линейно и составляет
приблизительно 7 % на каждые 10° угла вдува. При умеренных (20 ...
30 %) изменениях комплекса RT* коэффициент усиления ky
пропорционален VRT*.
Рассмотрим порядок расчета систем УВТ на проектном этапе.
Определению геометрических и расходных характеристик
системы УВТ, как правило, предшествует
оптимизация параметров двигателя, /^
проводимая без учета влияния УВТ,
в результате которой становятся
известными значения Р„гаах, /Поен, Яшах, Лф
Рис. 9.35. Зависимость коэффициента усиления
от относительного положения единичного
отверстия вдува по длине сопла 0 tj
16 Фахрутдннов И. X. и др.
241

и других параметров двигателя. Другим задаваемым параметром
системы УВТ является требуемая величина максимальной
боковой силы (тяги) Ry max, которая определяется разработчиком
ракеты при внешнебаллистическом расчете полета ракеты на
активном участке заданной траектории. Исходя из требуемого
значения Rymax и располагаемых характеристик двигателя тосн,
•Rmax, ^"кр определяются или выбираются максимальное значение
относительного расхода вдуваемого газа /й,-шах, угол вдува а} и
положение места вдува по длине сопла lj = lj/l0, где 10 — общая
длина сверхзвуковой части сопла.
После этого рассчитывается статическая характеристика
исполнительного органа — зависимость относительного бокового
усилия Ry = Ry/Ro. с от угла поворота исполнительного
элемента Ry (ар) или от хода штока рулевой машинки Ry (/imT),
т. е., в конечном итоге, в зависимости от относительного расхода
вдуваемого газа. Затем производится проверка выполнения
требований ТЗ к параметрам системы УВТ. Типовыми требованиями
ТЗ к параметрам УВТ, кроме упомянутого Rymsx, являются:
крутизна и разброс статической характеристики Ry (/imT);
потери 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;
максимальное 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,
измеренных при испытаниях двигателя с функционированием системы
УВТ по заданным диаграммам переключения клапанов /1шт(т).
В связи с этим в задачи обработки и анализа испытаний
двигателя с УВТ входят: определение и уточнение показателей
эффективности системы УВТ (£у, k) при конкретном конструктивном
исполнении; определение и уточнение нагрузочных
характеристик на привод (усилия на штоке рулевой машинки) в процессе
перемещения подвижной части исполнительного элемента;
уточнение влияния на тяговые характеристики изменений
геометрических характеристик газодинамического тракта исполнительного
элемента в процессе работ вследствие деформаций,
температурных расширений и уноса материала.
Методика оценки параметров системы УВТ с вдувом газа. Эта методика
основана на использовании опытных зависимостей тяговых характеристик.
1. Задаются или определяются по результатам конструктивной проработки
значения Ь и а,-.
2. Выбирается предварительное значение ту тах == твп/тосн.
3. Определяются значения ky 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 ky (RT).
242
4. Определяется максимальное значение относительного расхода
вдуваемого газа
- _ Ry max
mj max - ц .
В случае отличия полученного значения rhj шах 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
закрытом положении)
* max / max
Значение комплекса fia? в первом приближении можно принять равным 0,85 ...
О,90, уточнение производится по результатам холодных продувок
исполнительного элемента.
6. Определяется максимальная потребная площадь проходного сечения
исполнительного элемента при его полном открытии
V _ ГЭфф _|_ г
' max ' max т^ ' заз>
Площадь зазоров при закрытом положении исполнительного элемента f Заз
определяется по результатам конструктивной проработки как произведение
начального сборочного зазора на периметр отверстия вдува при закрытом положении
исполнительного элемента: F3a3 = бстП, Fsaa^max может быть приближенно
принято равным 0,05 ... 0,10.
В процессе работы величина зазора, а соответственно, и ^Заз. изменяется
даже при постоянном положении подвижной части исполнительного элемента
ввиду деформаций от газовых сил (Абдеф), тепловых расширений (Абтепл) и
эрозионного уноса материала кромок (А6ун) исполнительного элемента
браб = бст — Абдеф — АбТепл + Абун-
В процессе работы должно обеспечиваться условие 6раб > 6рад тт>где6раб mm—
величина гарантированного зазора. При незначительном содержании
конденсата гарантированный зазор не обязателен. В этом случае возможно
использование специальных механических или пневмогидравлических устройств,
прижимающих подвижную часть исполнительного элемента к его неподвижной
части.
7. Производится уточнение значений относительного расхода вдуваемого
газа исходя из полученных проходных сечений исполнительного элемента Fmax
"/ max
_ »ja!F п
VcF
кр
mi mm
_ WajFa.
кр
При найденных значениях т, тах и т,- тт определяются коэффициенты усиле-
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 '"/ min^ym^J
Р =Pn_PIV
Л4/ max ^ч/ Лу •
При этом должно быть Лу max >-Кутахтз- При Ry гаах < Rу тах тз
увеличивается проходное сечение Fmax. вновь повторяется определение mjmax
"^max Д° УД°влетв°Рения условия Rym„> Rgm„T3.
9. Определяется статическая характеристика исполнительного элемента
по заданной (например, на основе холодных продувок) зависимости площади
проходного сечения F от угла поворота подвижной части исполнительного
элемента или от хода штока рулевой машннки Лшт
Щ (Лшт) =
p/WW
Mc-fi
кр
При полученных значениях mj (йшт) определяются соответствующие значения
коэффициента усиления ky (^шт) и качества k (Лшт). Далее определяется
относительное боковое усилие для каждого заданного положения штока рулевой
машинки
Ry (Лшт) = Щ (лшт) h (АШт)-
10. Определяются относительные потери осевой тяги по формуле
&Rx =
2
rnj(hun)-ky(hmJ
& ("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
исполнительных элементов (клапанов).
11. Определяется осевая тяга двигателя
Лос=^(1-АЛ,).
где R'oc — осевая тяга двигателя без УВТ.
На рис. 9.37 ... 9.40 приведены характеристики для устройств УВТ при
условиях вдува или впрыска жидкости, близких к оптимальным.
Впрыск жидкости. Механизм действия боковой силы- при
впрыске 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 А-образный скачок
уплотнения.
Проникающая струя жидкости на
некотором расстоянии разрушается,
возникающие капли дробятся, рассеиваются,
нагреваются до температуры кипения и
Рис. 9.36. Расчетная схе- испаряются.
ма сопла с четырьмя ис- г, л. л „..^т, т,^,,
полнительиыми агрега- В формировании боковой СИЛЫ при
тами впрыске жидкости, кроме процессов, про-
244
Рис. 9.37. Зависимость коэффициента Рис. 9.38. Тяговые характеристики
усиления системы УВТ от угла вдува системы УВТ вдувом газа в
сверхвторичной струи 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
разгону 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
теплоемкость 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 — N204; 2 — Н202 (98 %); 3 — фре-
ов-12; 4 — Н20
245

A
mj
Рис. 9.40. Зависимость коэффициента
качества системы УВТ от
относительного расхода рабочего тела (вдув
газа)
Для повышения
эффективности системы УВТ с впрыском
жидкости целесообразно осуществлять дожигание продуктов
неполного сгорания топлива впрыскиваемой жидкостью. В этом
случае в зоне перемешивания будут протекать экзотермические
реакции, в результате которых возрастает теплосодержание,
увеличивается объем газов и вследствие этого создается дополнительное
препятствие на пути основного потока. Поэтому возрастает
давление на стенку сопла в зоне возмущения и увеличивается боковое
усилие.
Наиболее эффективными химически активными жидкостями
являются четырехокись азота N204 и перекись водорода Н202.
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
жидкости в сопле недостаточно для реализации всех процессов, включая
химическую реакцию. Поэтому на моделях может наблюдаться
более низкая эффективность впрыска, чем на натурных
двигателях. При использовании активных жидкостей масштабный
фактор действует в противоположную сторону, чем при
использовании нейтральных жидкостей.
При впрыске активных жидкостей в больших соплах можно
ожидать полного дожигания, значительно усиливающего эффект
впрыска.
К преимуществам системы УВТ посредством впрыска
жидкости, по сравнению с вдувом газа, относятся: отсутствие
управляющих органов, работающих при высоких температурах, малая
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
хранения активной жидкости (N204 и
Н202) в герметичных баках при
одновременном обеспечении высокой
надежности этих узлов и процессов.
Управление ЛА с одним соплом
„ , „ возможно по двум каналам: танга-
Рис. 9.41. Схема сопла с вду- пыгкянию Мпмрнт кпена
вом газа для управления по ЖУ и рысканию, момент крена
трем каналам создается специальными вспомога-
246
тельными соплами, рабочим телом для которых могут
служить продукты сгорания основного двигателя или
инжектируемое 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 Аъ А2 и Вг, Въ которые дают возможность управлять по
тангажу. Сопла С и В обеспечивают управление по рысканию,
сопла At и Вг или А2 и Вх — по крену.
Сопло с пилонами может быть использовано также для
стабилизации ракеты вращением.
9.3.7. Устройства для регулирования тяги
Устройства для автоматического регулирования
суммарного импульса и величины тяги позволяют решать такие
задачи как перехват, сближение, коррекция траектории и
дальности, маневрирование и т. д.
Автоматическое регулирование тяги осуществляется
изменением внутрибаллистических параметров двигателя или
воздействием на параметры ракетной системы.
Первый способ в настоящее время является наиболее
изученным. Одной из возможных конструктивных схем для
регулирования 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
критического 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:
о — выдвинутое положение центрального тела; б — утопленное положение; / — стойки;
* — центральное тело; 3 — различные положения центрального тела для регулирования
величины тяги
247

Рис. 9.43. Сопло с регулирующим центральным телом:
/ — центральное тело; 2 — гидроцилиндр; 3 — вкладыши центрального тела и
горловины еопла; 4 — ТЗП донной части центрального тела; 5 — раструб сопла; 6 —
выходная 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
эффективную 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
изменениям давления, т. е. для топлив с v^ 0,4 ... 0,5 [23]. Если
v <: 0,4, то целесообразно применять другие способы
регулирования: путем изменения скорости горения твердого топлива
введением жидкости (например, четырехокиси азота, трифторида,
смеси кислорода с фтором и жидкого фтора); генерацией
акустических колебаний в камере; «программным» изменением
поверхности горения топливного заряда.
Ввод жидкости в камеру сгорания может осуществляться через
форсунку, находящуюся непосредственно у горящей поверхности
топливного заряда. В зависимости от секундного расхода
подаваемой жидкости будет изменяться тяга двигателя. Однако такой
способ регулирования больше характерен для гибридных
ракетных двигателей. Его применение в значительной степени
усложняет конструкцию, при этом уменьшается основное преимущество
РДТТ — его простота.
a) S) 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
I Л Ш J_ J_ Ж
Жа
Рис. 9.45. Расположение узлов отсечки тяги:
/ — 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
скорости горения топлива. Скорость горения увеличивается с ростом:
амплитуды колебаний в области звуковых частот. Последний
способ применим лишь в тех случаях, когда возбуждаемые
акустические колебания по частотам и амплитудам колебания тяги
не представляют опасности для бортовой аппаратуры ракеты.
Рассмотренные способы регулирования РДТТ позволяют
стабилизировать или изменять давление в камере сгорания по
определенной программе.
Устройства для торможения и отсечки тяги. Их применяют
для коррекции траектории ракеты по дальности полета,
обеспечения 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
порошкообразным 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
конструкции двигательных установок.
Расположение узлов отсечки тяги (УОТ) может быть на
переднем 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.
Недостатки этого способа заключаются в возможности
неодновременного вскрытия нескольких сопл; разбросе тяги из-за неодинаковой
площади отверстий в пределах допуска.
24»

Рис. 9.46. Схема сопла для отсечки тяги взрывного действия:
/ — патрубок; 2 — детонирующий кумулятивный заряд; 3 — раструб; 4 — крышка;
■5 — ТЗП; 6 — 'электродетонатор
По принципу работы узлы отсечки можно разделить на
механического и взрывного действия.
Узлы механического действия обладают большей
инерционностью по сравнению с узлами взрывного действия и не
обеспечивают минимального разброса в момент вскрытия. Перечисленные
недостатки ограничивают их применение.
Узлы взрывного действия получили более широкое
распространение благодаря компактности, надежности работы и
быстродействию [17].
На рис. 9.46 изображена схема узла отсечки тяги. После
срабатывания электродетонатора от электрического сигнала
детонационная волна приводит в действие линейный кумулятивный
заряд, уложенный на наружной поверхности крышки и
закрепленный раструбом. Кумулятивная струя срезает крышку и
освобождает ее. Под действием давления газов крышка выбрасывается
через раструб. Аналогично работают узлы отсечки тяги,
расположенные 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
направлении, обратном движению ракеты, то происходит
реверсирование 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:
I — корпус; 2 — электрозапал; 3 — прокладки; 4 — поршень; 5 — жидкий хладагент;
6 — форсунки; 7 — воспламенитель; 8 — заряд TT; 9 — упер; 10 — сопловой вкладыш;
II — мембрана; 12 — воспламеннтельный состав
250
10 9 В
Рис. 9.48. Схема взрывного
устройства 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
4- Э
Рис. 9.49. Схема импульсного РДТТ:
/ — заряд ТТ; 2 — ТЗП; 3 —
воспламенитель первого режима; 4 — система
повторного воспламенения
испаряются и вызывают
охлаждение. При охлаждении резко
падает давление в камере
сгорания, 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.
Практически оба процесса идут одновременно и горение
прекращается как от понижения давления из-за охлаждения, так и
из-за отбора тепла из прогретой зоны. На рис. 9.47 показана
конструкция 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
солей щелочных металлов в воде (NaCl, MgCl), четыреххл op истого
углерода (СС14), этиленгликоля, метилового спирта, аммиака.
Аналогичный эффект получается при вдуве в камеру
порошкообразного охладителя. Конструкция узла для гашения порошком подобна
конструкции узла для ввода жидкости. На рис. 9.48 показана схема
устройства для подачи порошкообразного хладагента. После
одновременной подачи электрического импульса на электродетонатор
и электрозапал происходит разрушение крышки 8 из
теплоизоляционного материала и.воспламенение порохового заряда 3. Под
действием давления пороховых газов проставка 4 срезается и
выбрасывает хладагент в камеру сгорания.
Устройства-для гашения заряда ТТ положены в основу
конструкции 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

Рис. 9.50. Поперечный разрез
секционного заряда радиального горения:
/ — корпус двигателя; 2 — секция заряда;
3 — теплозащитная прокладка
Рис. 9.51. Схема воспламенителя для
РДТТ многократного включения:
/ — заряд воспламенителя; 2 — корпус
воспламенителя; 3 — откидной клапан;
4 — заряд ТТ; 5 — отверстия для
прохода газов
Один из них — создание двигателя с многосекционным
зарядом. На рис. 9.49 показана конструктивная схема импульсного
РДТТ с вафельным зарядом, состоящим из четырех секций.
Применение вафельных зарядов торцевого горения позволяет
получать высокоэффективные РДТТ с минимальной массой
конструкции 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.
Радиальные топливные секции разделены между собой теплозащитными
прокладками (рис. 9.50) или уплотнительными устройствами с
разрывными 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 [25].
Система воспламенения, показанная на рис. 9.52, может быть
использована для вомпламенения секций вафельного заряда
торцевого горения. Заряд воспламенителя располагается в кольцевом
корпусе, снабженном откидным клапаном. Воспламенение
заряда воспламенителя производится от пирозапала. Образовавшиеся
газы откидывают клапан, и газы через отверстия вытекают к
поверхности заряда твердого топлива, воспламеняя его.
* Патент № 3815359 (США), кл. 60-254; F02 К9/04. 1974.
252
Рис. 9.52. Устройство для
многократного воспламенения:
; — крышка двигателя; 2 —
пиропатрон; 3 — сопло; 4 —
разрывная диаграмма; 5 — твердое
топливо; 6 — корпус воспламенителя
Воспламенительное
устройство, 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
закреплены на крышке переднего днища. Каждый корпус имеет
разрывную диафрагму. После подачи сигнала на электрозапал газы,
образовавшиеся от горения пиротехнического состава,
воспламеняют навеску воспламенителя. Под действием давления газов
происходит разрушение диафрагмы, и газы вытекают из корпуса
воспламенителя к поверхности заряда ТТ. После выгорания
продольной секции происходит прекращение действия тяги
двигателя. Повторное воспламенение происходит по сигналу
программного устройства.

ГЛАВА 10
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ РДТТ
10.1. ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ
КОНСТРУКЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Вопросы обеспечения технологичности конструкции
двигателя решаются конструктором на всех стадиях проектирования
и являются неотъемлемыми от него. Само наименование
«технологичность конструкции» указывает на то, что этот раздел
рассматривает вопросы обеспечения у конструкции качества
технологичности непосредственно в процессе разработки изделия.
В отличие от разделов о технологиях, изучающих суть
технологических процессов обработки материалов и изделий, в
разделах о технологичности конструкции рассматриваются вопросы
о том, каким образом геометрические формы и размеры, а также
способы взаимного сочленения, расположения и сборки
сказываются в дальнейшем на материалоемкости, трудоемкости,
длительности изготовления и стоимости изделия. Соответственно, если
технологические процессы обработки разрабатываются
технологами, то вопросы обеспечения технологичности решаются
конструкторами и находят отражение в конструкторской документации.
Разработка технико-экономически оптимальной конструкции
немыслима без обеспечения ее технологичности. Последнее
заключается в повышении производительности без снижения
качества изделия при одновременном сокращении времени и средств
на стадиях разработки, технологической подготовки производства,
изготовления, эксплуатации и ремонта изделия.
Повышение технологичности — одна из важнейших
составных частей процесса проектирования, и конструкторы должны
располагать соответствующими рекомендациями по основным
вопросам технологичности конструкций.
Отработка конструкций на технологичность является
непрерывным процессом от разработки эскизного проекта и рабочего
проектирования до изготовления опытных образцов и серийного
производства двигателя.
При проектировании и отработке изделия с обеспечением его
технологичности следует руководствоваться следующими
соображениями.
1. Технологичность конструкции зависит от масштаба
выпуска и типа производства (массовое, крупносерийное,
мелкосерийное, опытные партии, единичное). Высокотехнологичная конструк-
254
ция для одного масштаба выпуска и серийности может быть
нетехнологичной для другого масштаба выпуска. При переходе от
единичного и опытного производства к крупносерийному или
массовому производству конструкция может быть подвергнута
коренной переделке.
2. Технологичность должна рассматриваться относительно
изделия в целом. Нельзя рассматривать вопрос технологичности
отдельной детали или сборочной единицы без учета влияния его на
технологичность всего изделия.
3. Технологичность должна рассматриваться с учетом
взаимовлияний всех этапов производственно-технологического процесса
начиная от получения заготовки детали и кончая сборкой и
испытанием готового изделия, а также с учетом требований техники
безопасности.
4. Технологичность должна рассматриваться с учетом
возможности использования стандартных, нормализованных,
заимствованных, покупных деталей и сборочных единиц, унификации
технологических 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
оформления конструкторской документации, существенным образом
определяющее стабильность воспроизводства изделий и их качество.
Правила выбора показателей технологичности конструкции .и
их качественная и количественная оценка установлены
соответствующими 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
специфические 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
серийность, 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
процессов.
Требования обеспечения минимальной массы конструкции
РДТТ при высокой надежности вынуждают применять
высокопрочные и теплостойкие материалы, такие, например, как стали с
пределом 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,
повышающих технологичность двигателей, относятся сокращение
номенклатуры 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
обрабатываемых зон токами высокой частоты. Конструктивно-технологи--
ческая унификация и стандартизация также являются
эффективными направлениями в повышении технологичности РДТТ.
Наиболее эффективным направлением в повышении
технологичности РДТТ является замена металлов неметаллическими
волокнистыми композиционными материалами (стеклопластиками, ор-
ганопластиками, углепластиками).
10.2. ОСОБЕННОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ
ЦИЛИНДРИЧЕСКИХ И СЛАБОКОНИЧЕСКИХ
МЕТАЛЛИЧЕСКИХ КОРПУСОВ РДТТ
Требования технологичности конструкции
обуславливаются уровнем научно-технического процесса в период разработки
конструкции и со временем могут меняться. Так, например, до
появления высококачественных холоднокатаных листов с
незначительным полем допусков на толщину листа, а также до
появления 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
трудоемок и требует специального оборудования. Поэтому до принятия
решения о целесообразности применения раскатных обечаек
конструктор 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
подробней изучить характеристики таких листов.
Горячекатаные листы большой толщины обладают рядом
недостатков:
значительным и неравномерным допуском на толщину листа.
Как известно, прочность конструкции рассчитывается по
минимальной толщине листа, а масса — по максимальной. Поэтому
этот недостаток обусловливает вынужденное ухудшение массового
совершенства двигателя;
256
наличием короблений и хлопунов, приводящих к
усложнению процессов стыковки свариваемых кромок и к необходимости
исключения искажений в зоне сварного шва и обеспечения
аэродинамически правильной геометрии обечайки. Кроме того,
неправильная геометрия приводит к увеличению пассивной массы
ТЗП или остатков топлива;
наличием металлургических дефектов (окалин на поверхности,
окалин, закатанных в толщину листа, различных по форме
расслоений в толщине листа), трудно выявляемых известными
методами контроля;
необходимость изготовления обечаек из листа сваркой по
образующей или по спирали. Наличие сварных швов в
некачественном материале снижает надежность, что требует увеличения
запасов прочности и, следовательно, массы обечайки. В таких
случаях целесообразно применять бесшовные обечайки.
Бесшовные обечайки могут быть получены механической обработкой,
штамповкой, — вытяжкой, горячим прессованием, холодным
выдавливанием и холодной прокаткой (раскаткой).
Механическую обработку не рекомендуется применять из-за
трудоемкости и сложности обеспечения жестких допусков на
толщину и другие размеры. Кроме того, в процессе механической
обработки 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
специальных 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
раскатных 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 Фахрутдивов ИХ 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
чувствительность их к концентраторам напряжений в виде всевозможных
повреждений поверхности механического, диффузионного или
коррозионного характера, следствием чего является
преждевременное хрупкое разрушение изделий. Простейшими
концентраторами 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
специальные технологические приемы сварки.
Изготовление сварных конструкций из тонколистовых
высокопрочных сталей толщиной 1,5 ... 6 мм неплавящимся
электродом в среде инертных газов (аргона или гелия) не всегда
обеспечивает прочность сварного соединения одинаковую с основным
материалом. К недостаткам этой технологии относятся
неблагоприятные условия кристаллизации металла шва с образованием
зоны слабины и перегрева в околошовной зоне, а в результате
этого — снижение прочности шва или околошовной зоны.
Чтобы получить сварные соединения, равнопрочные с
основным металлом, выполняют свариваемые кромки утолщенными
или применяют спиральные швы. Эти приемы удорожают
конструкцию и приводят к увеличению ее массы.
Технология сварки высокопрочных сталей с применением
поперечных колебаний электрода практически обеспечивает равно-
прочность сварного соединения и основного материала.
В практике изготовления сварных деталей и сборочных
единиц РДТТ получили распространение аргоновая и аргоногелие-
"вая дуговая сварка, дуговая сварка под слоем флюса и
электрошлаковая 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
позволяет автоматизировать процесс, перевести на поток изготовление сварных,
конструкций.
258
При электронно-лучевой сварке металл свариваемых кромок деталей
расплавляет энергия быстродвижущихся электронов, которыми бомбардируется
место соединения. Процесс ведется в вакуум-камерах или камерах, наполненных
инертным газом. Шов получается узким и прочным, не требующим
дополнительной обработки.
Наиболее перспективным из всех перечисленных видов сварок
представляется сварка лазерным лучом. Световой луч огромной энергетической
плотности, 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
стоимость и высокая стоимость эксплуатации.
При разработке сварных корпусов РДТТ следует учитывать
следующие рекомендации.
1. При проектировании сварных элементов конструкций
корпусов РДТТ лежат принципы, характерные для емкостей,
нагруженных высоким внутренним давлением. Среди них главный —
не допускать значительных концентраций напряжений, в
особенности в местах сварки.
2. Предпочтительным швом для сварки обечаек является
спиральный. Угол спирали для стальных листов должен быть не
менее 55° к образующей обечайки. Угол спирали определяется из
условия:
P«D (l + cos2a),
а
СПИр.Ш
46
где б — толщина стенки 'обечайки; 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
упрочненном состоянии, сваркой
ленты термически упрочненном
состоянии с последующим ста-
к*55...б0~
Рис. 10.1. Схема обечайки со спиральным сварным швом
Рис. 10.2. Схема станка для сварки обечаек с непрерывным спиральным швом;
секторное расчетное устройство; 2 — ролики; 3 — валки; 4 — узел механической
/ —
подачи; 5 — шаровые опоры; 6
нал головка
люнетный узелр 7 — роликовые опоры; 8 — свароч-
17*
259

I I
к обечайке 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
лазерного луча для сварки спирального шва.
4. Если к обечайке необходимо приварить какие-либо детали,
то необходимо добиваться предельно возможного плавного
увеличения 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
конструктивную прочность. Для изготовления корпусов РДТТ
применяются 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
чувствительность и изменение механических свойств в зависимости от
следующих факторов: изменения химического состава по
элементам, определяющим прочность сталей, и вредным примесям;
неоднородности свойств, связанных с направлением деформации
металла в процессе переработки; от наличия поверхностных и
внутренних концентраторов напряжений; контакта с различными
средами в напряженном состоянии.
Металл сварного шва имеет все перечисленные для сталей
недостатки, 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
корня шва и его лицевой стороны, характерные для различных видов
сварок. Изменение объема металла при охлаждении шва, а также
температурное воздействие на околошовные зоны металла,
вызывающие структурные и фазовые превращения, приводят к
деформациям сварного соединения, а следовательно, к появлению
искажений геометрических размеров и форм сварной конструкции,
увеличивающих напряжения в зоне сварных соединений выше
расчетных.
Технологический процесс в части подбора режимов сварки,
выбора способа сварки и технологической оснастки должен быть
отработан так, чтобы свести к минимуму появление
технологических дефектов. Методы контроля должны с максимальной
надежностью 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
перенасыщение 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
растворяется во всех практически применяемых в технике металлах и образует
растворы 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
уменьшению 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
радиусом 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
упругости материала. Концентрация деформаций и снижение местной пластичности
в зоне непровара являются показателями деформационной способности сварного
стыкового соединения. Непровары значительно снижают статическую и
динамическую прочность конструкций.
Включения вольфрама. При сварке высокопрочных сталей применяются
вольфрамовые электроды. При сварке вольфрамовым электродом кусочки
вольфрама 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
соприкосновение вольфрамового электрода с жидким металлом шва.
Заметное снижение прочности сварных соединений происходит в том
случае, когда уменьшение площади поперечного сечения за счет вольфрамовых
включений превышает 5 %.
261

Смещение кромок. Этот один из наиболее часто встречающихся дефектов
сварных соединений появляется в результате неточного изготовления свариваемых
деталей, теплового воздействия дуги на свариваемые кромки, неточной сварки.
При смещении кромок наблюдается незначительное изменение
механических свойств, сказывающихся при статических нагрузках. При динамических
нагрузках предел прочности сварного соединения уменьшается в зависимости
от величины смещения кромок. Заметное снижение механических свойств
сварных соединений в связи со смещением кромок наблюдается в том случае, если
смещение кромок деталей относительно друг друга превышает 30 % толщины
материала,
|10.4. ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ МЕХАНИЧЕСКИ
ОБРАБАТЫВАЕМЫХ ДЕТАЛЕЙ
Низкий уровень жесткости крупногабаритных
тонкостенных корпусов РДТТ и возникающие при сварке и
термообработке искажения их геометрии затрудняют получение
относительно высоких точностей при механической обработке.
Необходимость высокой точности геометрических размеров корпусов
диктуется требованиями точности взаимного расположения различных
элементов двигателя в ракете, а также требованиями
обеспечения взаимозаменяемости и условиями собираемости корпуса с
оснасткой, формирующей топливный заряд.
Технологичность механической обработки фланцев,
изготовленных из материалов с прочностью около 2 ГПа, существенно
повышается, если предусмотреть локальный отпуск токами
высокой частоты механически обрабатываемых мест.
При отсутствии жестких ограничений по массе конструкции
при сравнительно небольших габаритных размерах РДТТ (с
диаметром до 500 мм) в крупносерийном изготовлении, замена
болтовых соединений днищ с корпусами и сопл с днищами или
корпусами на резьбовые, шпоночные или клиновые может
существенно повысить технологичность.
Завышенное требование к точности размеров и чистоте
обработки 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 %
затрат формируются на стадии проектирования. Следует учитывать,
что недодуманное в проекте бывает трудно, а порой и невозможно
исправить в производстве из-за необходимости коренных
переделок материальной части, недостатка времени и значительных
затрат. Совершенствование конструкции позволяет уменьшить
расход материалов до 20 %. Поэтому вопросы материалоемкости и
коэффициента использования материала (КИМ) должны учиты-
262
а) 5)
Рис. 10.5. Заднее днище РДТТ:
а — точеное из цельной заготовки; б — изготовленное из расчлененных элементов
ваться и оцениваться на стадиях технико-экономической
оптимизации проекта наряду с другими важными характеристиками
изделия.
Уменьшение металлоемкости при проектировании РДТТ
осуществляется, заменой металлов волокнистыми композиционными
материалами, применением конструкционных металлов с
максимальной удельной прочностью и максимальной удельной
жесткостью (при допущении минимальных запасов прочности
конструкции) и повышением коэффициента использования материала.
Повышения КИМ при проектировании добиваются главным
образом благодаря разработке таких конструкций, которые
позволяют применять экономичные заготовки: прессованные сварные
профили для фланцев корпусов и днищ, точное литье и штамповки
с наличием механически необрабатываемых поверхностей,
заготовки, штампованные из листа без последующей механической
обработки и др. Весьма эффективным направлением повышения КИМ
является также рациональное расчленение конструкции на
элементы, которые необходимо изготовить отдельно с высокой
технологичностью, 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
последующей приваркой к корпусу (см. рис. 10.3). Это позволит
повысить технологичность благодаря исключения обкатного
фрезерования 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

,Г гп '—i i гг гттТ I
Ю 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
сварным (профиль может быть выполнен на профилегибочном прессе
с последующей гибкой на роликах); фланец и кольцо жесткости
в несколько измененной конструкции могут быть изготовлены
сварными из экономичных прессованных профилей с малыми
припусками 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
усадочных 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
точеные крупногабаритные днища.
На рис. 10.6, а штрихпунктирной линией показан контур
штампованной 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
изготовления.
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
сварную) 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
конструкции с последующим ее испытанием в короткие сроки. На
изготовление сложной и дорогостоящей оснастки могут потребоваться
затраты значительно больше, чем изготовление детали из
неэкономичной заготовки. Кроме того, время, необходимое на оформление
заказа, изготовление оснастки и получение экономических
заготовок, приводит к значительному увеличению срока отработки
изделия, что может оказаться неприемлемым. Таким образом,
высокая технологичность конструкции характеризуется низкой
трудоемкостью изготовления, высоким коэффициентом использования
материала, отсутствием труднорешаемых проблем, возможностью
организации коротких производственных циклов изготовления на
основе рационального расчленения сложных конструкций,
возможностью применения оборудования, изготавливаемого серийно,
возможностью применения кооперирования на основе высокого
уровня унификации, стандартизации и нормализации,
рационально выбранной схемой членения, технологичностью и
минимальным количеством выбранных марок матариалов, низким
уровнем затрат на технологическую оснастку, доступных точностей и
других факторов, упрощающих изготовление деталей.
10.6. ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ
НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ
Уникальные свойства неметаллических
композиционных материалов позволили не только существенно повысить
качество конструкции РДТТ уменьшением пассивной массы, но
и уменьшить стоимость и трудоемкость изготовления.
Без применения стекло- и органопластиков, неметаллических
композиционных материалов для теплозащиты, эрозионно
стойких материалов немыслимо создание современных РДТТ.
Для обеспечения технологичности конструкций,
изготавливаемых из стеклопластиков (или углепластиков) методом намотки,
необходимо предусматривать:
возможность применения многоразовых оправок
(металлических и пластмассовых) простой формы с минимальным числом
разъемов и накладных или дополнительных вкладышей, а также
позволяющих снимать отвержденную деталь;
осесимметричную форму детали без резких перепадов по
толщинам, что обеспечивает однородную усадку и исключает
коробления;
265

изготовление спаренных конических или параболических
поверхностей корпусов и сопл для исключения сползания нитей
намотки 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
усиливаться 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
перечисленных элементов на готовый корпус.
Конструктору следует всегда учитывать, что в отличие от
металлических конструкций, где обнаруженные после
изготовления дефекты (например, в сварных швах) могут устраняться,
качество готового стеклопластикового корпуса изменить уже
нельзя. Это предъявляет исключительные требования к знанию
конструктором подробностей намоточных технологических
процессов, применяемого оборудования, оснастки и методов'
контроля 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
оболочек, 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
диагностики, которые бы позволили прогнозировать прочность и
жесткость стеклопластикового корпуса РДТТ без излишнего нагруже-
ния и разрушения оболочек, изготовленных намоткой из
неметаллических композиционных материалов. Представляется
перспективным применение для этих целей импульсного
ультразвукового контроля состава, структуры стеклопластиков, диагностики и
прогнозирования жесткости и прочности оболочек.
Теплозащитные материалы обычно приклеивают, наносят
методом напыления или заливают в корпус двигателя с последующей
полимеризацией. Приклеиваемые, в свою очередь, делятся на
изготавливаемые 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
металлические поверхности. В связи со значительной пористостью
таких покрытий следует учитывать необходимость специальных
мер защиты металлического корпуса от коррозии (нанесение
антикоррозионных покрытий на поверхности металла до напыления
ТЗП). Наносимые методом напыления ТЗП имеют низкие
механические свойства. Поэтому следует предусматривать
конструктивные меры (специальные жесткие зоны, бандажи и т. д.),
предотвращающие механические смятия и трения поверхности ТЗП в
процессе эксплуатации.
Наружные ТЗП, имеющие в качестве наполнителей асбо-
или стеклоткани, наносятся, как правило, методом намотки на
корпус или надеванием на корпус цельнотканных чехлов с
пропиткой связующим. Термообработка таких ТЗП производится под
давлением в автоклавах или после предварительной обмотки с
натяжением (викелевки) лавсановыми лентами в печах. Во всех
случаях конструкция корпуса должна допускать свободную намотку
лент (полос) или надевание чехлов. Для чего следует, по
возможности, недопускать наличия выступающих фланцев, бандажей или
узлов. Максимальная однородность, постоянство толщины
обечайки корпуса и ТЗП облегчат также контроль приборами непро-
клеев неразрушающими методами.
Нанесение внутренних ТЗП в большинстве случаев более
трудоемкое, чем нанесение наружных. Кроме операций, одинаковых
для технологий нанесения внутренних и наружных ТЗП
(пескоструйной 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
формирования внутреннего ТЗП и разгрузочных манжет с процессом намотки
стеклопластиковых корпусов и раструбов сопл. Во всех случаях,
уменьшение углублений, высот фланцев обеспечение плавных
переходов 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
заполнении 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
5 «Рис. 10.8. Схема закрепления технологических
/ гГ~1 бандажей на корпусе РДТТ:
а — бандажи на корпусе из волокнистого
композиционного материала; б — бандажи иа металлическом
корпусе; / — бандажи; 2 — днища оснастки, формующей
заряд; 3—резиновое кольцо
Ж
1. Конструкция корпуса должна допускать постановку технологических
бандажей, необходимых для кантования корпуса (например, для случая
вертикального 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
вариантов закрепления технологических бандажей иа стеклопластиковом и
металлическом корпусах.
2. В конструкции фланца или другого стыкового элемента корпуса должна
быть предусмотрена возможность постановки уплотнительных элементов
(резиновых 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) нагружеиие внутренним давлением в несколько МПа в процессе
полимеризации заряда при температуре 40 ... 80 °С.
4. Размеры отверстий по концам корпуса должны позволять размещение
специальных штуцеров и датчиков на технологической крышке,
устанавливаемой 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
приемлемые усилия распрессовки технологической осиастки после завершения
процесса 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
изделии, но не позволяет уловить, насколько рационально
использован в изделии материал, т. е. не характеризует степень
совершенства конструкции.
268
Рассмотрим взаимосвязь коэффициентов использования
материала К и массового совершенства конструкции РДТТ а.
Используя известные зависимости
к==ЛЬык. и а = ^5_,
т3 со
получим формулу взаимосвязи К и а
* = "?-. (10-D
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 —
увеличения а. Отсюда следует, что оценка рациональности расхода
материала на изделие путем сравнения фактического значения
коэффициента его использования с директивными нормами или КИМ
на аналогичных изделиях не стимулирует стремление к
максимальному использованию физико-механических и технологических
свойств материалов и повышению энергетической эффективности
машин.
Поэтому сравнительную оценку однотипных изделий
необходимо производить по коэффициенту материалоемкости <р,
учитывающему одновременно совершенство конструкции и коэффициент
использования материалов;
cp = i%^, (10.2)
„ _ V(mRM + я*к.я) (тзж + тал) (\г\ъ\
Тс g 1 (lu.j)
где <р — коэффициент материалоемкости металлической
конструкции; фс — коэффициент материалоемкости смешанных (состоящих
из металлических и неметаллических элементов) конструкций;
и„ — суммарная масса всей конструкции; т3 — суммарная масса
всех заготовок, из которых выполнена конструкция; Э —
обобщенный параметр, обоснованно назначаемый для каждого изделия;
тк.м. тк. н —суммарные массы соответственно металлических
и неметаллических конструкций; тъ. м, т3. н — суммарные массы
заготовок соответственно для металлических и неметаллических
деталей.
Коэффициент материалоемкости любого вида изделия
определяется по формуле (10.2), если конструкция выполнена из металла,
и по формуле (10.3), если конструкция смешанная, т. е. с
использованием 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
целом принят коэффициент, при определении которого обобщенным
параметром является полный импульс тяги РДТТ — /S) д .
В этом случае коэффициент материалоемкости смешанной
конструкции определяется по формуле (10.3) и будет иметь вид:
„ _ У(тк.м + мк.н) (/ив.м + тз.н) П(\ л\
' X. 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
эффективности его в составе ЛА.
Коэффициент материалоемкости может быть определен и для
отдельных конструктивных элементов, характеризуя
технико-экономический уровень (материалоемкость, трудоемкость и
совершенство 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.
rn У(ткм + /%.н) (Д*з.м + та.н) (1ПК\
фк - р^ ! UU.O)
где тк. м, тк. н и та. м, т3. н — соответственно суммарные
величины масс несущих элементов конструкций РДТТ и их
заготовок, за исключением масс топлива, внутренних и внешних
теплозащитных, зрозионно стойких и лакокрасочных покрытий
корпуса и сопла двигателя.
Для определения технико-экономического уровня разработки
ТЗП и ЭСП РДТТ коэффициент материалоемкости подсчитыва-
ется по формуле:
У{тк.к + /ик.я) (1Щ.ч + Мая) /in fi\
фп — р— ™ i \ш.О)
гк1дв' к
где т в — время работы РДТТ; '{Гк — средняя величина
температуры продуктов сгорания в камере РДТТ.
270
Для случая, когда в числе элементов ТЗП и ЭСП нет
металлических, формула для определения коэффициента материалоемкости
примет вид:
Фп
Утк.ят3.н
(10.7)
Проанализируем стимулирующую роль контроля уровня
разработки по коэффициентам материалоемкости, определяемым по
формулам (10.5), (10.6) и (10.7), на примере РДТТ как наиболее
простом типе ДЛА с отражением этапов совершенствования
конструкции и снижения материалоемкости.
Рассмотрим гипотетический РДТТ, у которого /2 д = 5-107 Н-с
тдв = 30 с; Тк = 3500 К; Рк = 6 МПа; VR = 18 м3 сохраняются
неизменными на всех этапах разработки совершенствования
двигателя.
Первый этап. Конструкция РДТТ имела массу несущих
конструкций из металла ть..м1 = 1000 кг при т3.м1 = 2500 кг (т. е.
КИММ = 0,4). Остальную массу тк н1 = 150 кг составляли
ТЗП и ЭСП при т8. н1 = 250 кг (КЙМН = 0,6). Коэффициенты
материалоемкости, характеризующие РДТТ на этапе:
Ф
V(mK.m + /nK,Hi) (/n3.Mi + ш3.ш) К"(1000 + 150) (2500 + 250)
/.
:.я
5-107
Фй
«3,55-10-5 кг/Н-с;
Ут^,ш = _^L~ 14,8 кгДМПа-мЗ);
\ /ИК,Н1>И3.Н1
По°з50^ ^3,08-Ю-з кгДМПа.сК).
Второй этап. В^процессе дальнейшей разработки путем
конструктивных доработок удалось снизить массу металлических
несущих конструкций до тк_ м2 = 700 кг при той же массе заготовок
тз. mi = 2500 кг (т. е. КИМ снизился до 0.28).
При этом:
Ф =
У(тк.м2 + тк.т) (тзм + т3.т)
'ZR
У(700-}- 150) (2500 + 250)
5-107
= 3,05-Ю-5 кг/(Н-с)
V тКЖ2.тЗМ1
PKVK
/"700-2500
6-18
= 12,25 кг/(МПа-м3);
Ф„ — не изменился на втором этапе.
Третий этап. В процессе перехода на менее отходные
технологические процессы и получения от поставщиков заготовок с
меньшими припусками удалось снизить массы заготовок до т3 м2 =
= 1500 кг (при сохранении массы конструкции тк. м2 = 700 кг
271

КИМ стал 0,467) и т3. н2 = 200 кг (т. е. при сохранении массы
конструкции ТЗП и ЭСП тк.к1= 150 кг КИМ будет 0,75).
При этом:
К(/пк.мз + тк.Н2) (т3.м2 + /над) = К(700 + 150) (1500 + 200)
2,4-Ю-5 кг/(Н-с);
'zh _ 5-10'
Кт*^'" = Г760018150° « 9,48 кг/(МПа-м^);
_ К^к.нхИз.нг К" 150-200 _ n -■ ]Q_3 кг/щПз .с,уч
Фп РкТдвГк 6-30-3500 ^.'* JU Ki/^uid LA),
Четвертый этап. Конструкцию модернизировали, применив
неметаллические конструкционные материалы взамен некоторых
металлических несущих элементов конструкции, получив
следующие величины масс тк м3 = 200 кг, та м 3 = 428,6 кг (т. е.
КИМ = 0,467), тк.нз = 400 кг, пгя нз — 500 кг (коэффициент
использования неметаллических материалов для несущих
конструкций обычно намного выше, чем КИМ, и нередко достигает
0,9 ... 0,95). Тогда, при сохранении масс ТЗП и ЭСП и их
заготовок
_ V (/Мк.мз + тк.нз + тк.ш) (тз.мз + тз.нз + тз.т) __
'2Д
К(200 + 400 + 150) (428,6 + 500 + 200) _ 184.10-5 кг/(Н-с);
_ У(тк.ш + тк.нз) (ms.m + ^з.нз) _ 1^(200+ 400) (428,6+ 500) _
фк~ PKVK ~ 6-18 ~
= 6,9 кг/(МПа-м3);
фп — сохраняется на уровне, достигнутом на третьем этапе.
Сопоставление значений <р, фк, фп показывает, что принятие
указанных коэффициентов в качестве основных критериев для
сравнительной оценки технико-экономического уровня разработок
ДЛА стимулирует непрерывную творческую инициативу в
направлении совершенствования конструкций, а также внедрения
малоотходных технологических процессов как в процессе разработки,
так и в серийном производстве.
Простота формул и их универсальность позволяет
использовать коэффициент материалоемкости на практике в качестве
действенного рычага на повышение экономичности и
конструктивного совершенства не только ДЛА, но других видов изделий
машиностроения.
272
10.9. ПРЕДПОСЫЛКИ К СНИЖЕНИЮ ЗАТРАТ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
Применение систем автоматизированного
проектирования позволяет в короткие сроки разрабатывать технико-экономи-
чески оптимальные проекты РДТТ, основанные на дальнейшем
совершенствовании и унификации применяемых топлив,
конструкционных, теплозащитных, клеевых и других материалов,
технологических процессов и конструктивных элементов.
Высказываемое иногда мнение о создании многоцелевого
универсального двигателя является нереальным, так как стремление
обеспечить решение большого числа разнообразных задач с
помощью одного РДТТ приводит к чрезмерному его усложнению и,
соответственно, большей начальной стоимости.
Необходимо, чтобы анализ стоимости стал неотъемлемой
функцией 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
выполнением технических характеристик.
Особую важность при этом приобретает обеспечение
возможности выбора оптимального сочетания затрат и технических
характеристик 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
проектирования РДТТ, как одного из самых эффективных средств,
направленных на повышение качества двигателя и сокращение сроков
проектирования;
применение унификации и стандартизации конструктивных
решений и конкретных элементов конструкций, используемых
материалов и технологических процессов, как средств, снижающих
стоимость и сокращающих сроки доводки опытных образцов РДТТ;
снижение металлоемкости, повышение технологичности
конструкций 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
(отремонтированных) 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
определения затрат на единицу. После этого, сопоставив полученные
затраты с реальными затратами на существующие двигатели,
провести корректировку исходной величины затрат и сроков
разработки. При этом точность прогнозируемых затрат возрастает, если
будет произведено сопоставление с аналогами, которые должны
быть заменены разрабатываемым двигателем, а также будут
учтены затраты отдельных частей проекта на основе
производственного 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;
характеризующие условия производства. Первая группа факторов
предопределяет в основном величину затрат, связанных с
постановкой опытного производства нового РДТТ. Вторая группа
факторов в основном влияет на динамику затрат по времени от
постановки 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
образцов РДТТ, контроль за правильным расходованием этих
средств, выявление и мобилизацию имеющихся резервов для
систематического снижения затрат на эти цели.
Прогнозирование стоимости опытно-конструкторских работ
осуществляется по экономическим элементам — при определении
всех плановых и фактических затрат опытно-конструкторской
организации и по калькуляционным статьям расходов —■ при
определении 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
изготовление или приобретение необходимых специальных
инструментов 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
изготовления опытного образца.
Второй этап — изготовление опытных образцов. На этом этапе
выполняются следующие виды работ: изготовление или
приобретение опытных образцов, проведение необходимых испытаний
в других организациях; изготовление или приобретение
специальных инструментов и приспособлений, необходимых для
производства опытных образцов, специальных агрегатов, приборов и
других изделий для проведения испытаний; реконструкция,
модернизация и ремонт специальных инструментов и приспособлений;
корректирование технической докуменации по законченным в
производстве двигателям.
Третий этап — заводские испытания. К работам, выполняемым
на этом этапе, относятся: отправка образцов на заводские
испытания; подготовка и проведение заводских испытанцй,
выполнив доводочных работ, включая перепроектирование и
изготовление остальных агрегатов, узлов и изделий; необходимые
экспериментальные работы и изготовление или приобретение специальных
инструментов и приспособлений, специальных агрегатов, приборов
и других изделий для проведения испытания по теме;
корректирование 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;
корректирование технической документации по прошедшим испытаниям и
передаче ее в серийное производство.

ГЛАВА И
ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РДТТ
11.1. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ МЕСТО
КОНСТРУКТОРА
Проектирование РДТТ начинается с детального
изучения технического задания.
В процессе проектирования не всегда удается обеспечить
удовлетворения всех требований ТЗ. На стадии эскизного
проектирования РДТТ методом последовательных приближений часто
принятием компромиссных решений находят оптимальные
параметры.
Под оптимизацией параметров РДТТ в большинстве случаев
понимается процесс проектирования, направленный на
обеспечение минимальной пассивной массы конструкции двигателя при
одновременном сохранении всех остальных характеристик
(энергетических, эксплуатационных, экономических и др.) в пределах,
заданных ТЗ.
Разработка РДТТ, отвечающего современным требованиям
ТЗ, предполагает подробную, глубокую и всестороннюю
проработку проекта. Без применения систем автоматизированного
проектирования (САПР) разработка современного оптимального
проекта РДТТ не только становится трудоемкой, дорогостоящей и
длительной, но и порой неудовлетворительной по глубине
проработки.
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
третьего поколения, имеющего средства ввода-вывода графической
информации (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
процессы проектирования и расчеты основных элементов
разрабатываемой 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:
1 — блок оптимизации; 2 — управляющая
программа; 3 — блок построения исходной
геометрии заряда, виутрибаллистических и
газодинамических расчетов; 4 — блок
построения конструктивной схемы и расчетов на
прочность; 5 — блок расчета теплозащитных
элементов конструкций и покрытий; 6 —
блок детальной разработки конструкции;
7 — блок расчета масс, центров масс и
моментов инерции; 8 — блок итоговой оценки
основных параметров
ванной информации, необходимой
для проектирования: типовые
конструктивные элементы, стандарты,
нормали и другая справочная
информация.
На рис. 11.1 представлен один из возможных вариантов
структурной схемы системы автоматизированного проектирования
РДТТ. Каждый из блоков представляет собой или частную
программу 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
управляющей программы.
Разработкой методик и отладкой частных программ,
пригодных для включения в библиотеку сответствующих блоков
системы автоматизированного проектирования, занимаются
соответствующие специалисты (по расчетам внутренней баллистики,
газодинамических процессов, теплопередачи, прочностным
расчетам, экономическим расчетам и др.). Разработкой методик и
программ блока оптимизации и программы управления занимается
конструктор совместно с программистами.
Алгоритм блока оптимизации не только описывает
последовательность выполнения расчетов и выдает поэтапно
графическую и числовую информацию, но и оценивает результаты. Для
составления рациональных методик, необходимых для разработки
блока оптимизации и программы управления, а также для
руководства 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
интуиции — основы квалифицированного творчества — главного
качества для конструктора ведущего диалог с ЭВМ. Требование к
конструктору как к непосредственному руководителю процесса и
участнику автоматизированного проектирования обязывает его
часто привлекать соответствующих специалистов для участия в
диалоге с ЭВМ, консультаций, уточнения программки т. д. Такое
естественное распределение функций между конструктором и рас-
277

четчиком требует от каждого из них соответствующих знаний.
Расчетчик должен не только глубоко знать современные методики
расчета 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
процесса автоматизированного проектирования должен обладать
широкой инженерной эрудицией, знать хорошо процесс
проектирования в комплексе, чувствовать, как изменится конструктивный
облик проектируемого двигателя в зависимости от различных
результатов расчетов на всех этапах проектирования, и уметь
творчески, изобретательно вносить предложения, направленные на
улучшение конструкции. Конструктор также должен знать
конструктивные и технологические свойства применяемых материалов,
одновременно учитывать необходимость удовлетворения
эксплуатационных и экономических требований, требований ТЗ по
технологичности конструкций.
Автоматизированное рабочее место конструктора (АРМ) —
это терминальный комплекс САПР, предназначенный для
автоматизации операций по подготовке, преобразованию и
редактированию графической информации, а также операций
взаимодействия 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
ограниченного 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
дисках и магнитной ленте для хранения архива типовых деталей^ и
278
Рис. 11.2. Схема автоматизированного
рабочего места конструктора
узлов, личных архивов
конструктора и обслуживающих
программ;
ПЛ — устройство вывода
промежуточных и
окончательных результатов на перфоленту;
ФСУ — фотосчитывающее
устройство для ввода данных.с
перфоленты;
ЭПМ — электрофицирован-
ная пишущая машинка для
связи конструктора с АРМ;
УГД — универсальный
графический дисплей для
оперативного взаимодействия в режиме диалога конструктор — машина,
который позволяет вводить алфавитно-цифровую и графическую
информацию и преобразовывать ее с помощью алфавитно-цифровой и
функциональной клавиатуры и светового пера. УГД обменивается
данными и командной информацией с мини-ЭВМ через
соответствующие каналы;
ФК — фотокамера для оперативного получения снимков с
экрана дисплея;
ПКГИ — полуавтомат кодирования графической информации
для полуавтоматического формирования кодового описания
чертежа обходом опорных точек или обводкой контура;
ЧГА — чертежно-графический автомат (графопостроитель) для
построения чертежа по его кодовому описанию. Здесь могут
применяться 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 АРМ позволяет осуществлять:
подготовку исходных данных на языке чертежа
полуавтоматически на ПКГИ;
построение эскизов с помощью светового пера и
функциональной клавиатуры или чертежей по размерам с функциональной
клавиатурой;
редактирование чертежа с помощью операций сдвига, поворота,
масштабирования, в том числе по осям, штриховки контуров,
построения симметричных изображений, деления отрезков в
заданном отношении;
редактирование символьной информации, стирание,
добавление символов и строк, раздвижку текста, формирование форматов
вывода на ЭПМ;
организацию проектных структур — элемент чертежа, узел,
массив;
Влак
сопряжения
с каналом
ЭВИ
1
ж
взч
АРМ №гЛ Центральная Ш рЛ/W/W
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
следующие:
математическое обеспечение устройств ввода-вывода
графической информации (сюда входят устройства считывания с
чертежа, графопостроители);
математическое обеспечение устройств графического
взаимодействия (дисплея);
язык, состоящий из нулевого и первого уровня. Нулевой
уровень языка служит для описания конкретного изображения,
построенного на базе геометрических переменных, таких, как точка
с заданными координатами, прямая конкретного типа с
конкретными 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
размерами. Он ориентирован на организацию графического архива.
Язык первого уровня должен содержать:
средства компактного описания графических структур,
однородных по форме (болты, гайки, ...);
средства ввода-вывода графической информации,
осуществляющие 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
программ, пакета прикладных программ проектирования,
графического архива;
ОС — операционную систему, построенную на основе ОС
мини-ЭВМ и дополненную программами ввода-вывода и
программами 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
стандартных процедур проектирования, связанных с обработкой
геометрической информации, средствами организации диалога. Большое
значение придается выбору языка, на котором будет строиться
математическое обеспечение. Разрабатывается язык проектирования,
с которым работает конструктор, и транслятор с него.
Программное обеспечение рационально строится в виде библиотеки
стандартных программ.
280
Работа конструктора с
АРМ строится в режиме
диалога с использованием
графического дисплея с его
алфавитно-цифровой,
функциональной клавиатурой
и светового пера. С их
помощью можно
скомпоновать изделие или узел с
использованием типовых
деталей из архива, проемот -
реть'"полученное
изображение и исправить
его,записать чертеж с экрана на
ВЗУ АРМ или передать в
центральную ЭВМ, а
также выводить результаты
счета из ЭВМ на экран.
Диалог конструктора с
прикладными задачами
проектирования, обмен
данными между задачами
и формирование архива
данных осуществляется с
помощью специальной
управляющей программы,
которая организует задачи проектирования в единый комплекс.
Сами программы проектирования можно разбить на два класса:
программы расчета характеристик; программы оптимизации
параметров 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
разработчиков.
Управление всеми этиими компонентами архива должны
осуществлять управляющая программа и операционная система.
Далее приведено несколько простых функций, исполняемых
по заданиям конструктора,«которые показывают некоторые
возможности 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
нажимает на функциональной клавиатуре клавишу с надписью
«Основная точка». Высвеченная точка лишь приблизительно
находится на месте, указанном конструктором. Если необходимо
поместить на экране точку с большей точностью, нажимается
клавиша «Точка». В этом случае на экране дисплея появляется
Рис. 11.3. Графическое построение сопла
на дисплее
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
помощью светового пера помечает исходную прямую и нажимает
клавишу «Линия». В этом случае на экран будет выведена
управляющая таблица, используя которую конструктор указывает, с
какой стороны от исходной должна находиться проводимая
параллель, а также расстояние между ними.
Кроме точек и прямых, конструктор может использовать
другие геометрические элементы, задаваемые с помощью отдельных
клавиш функциональной клавиатуры: «Дуга», «Окружность»,
«Конус», «Эллипс», «Куб». Эти клавиши обеспечивают
построение дуг окружностей, окружностей, конических сечений, кривых
третьего порядка. За функциональными клавишами закреплены
также операции по преобразованию изображений: «Масштаб» —
изменение масштаба изображения; «Поворот» —■ поворот
изображения относительно заданной прямой; «Перенос—Поворот» —
перенос изображения с его поворотом или без поворота; «Вид
в перспективе» — построение изображения в перспективе;
«Геометрические величины» — вычисление геометрических величин
заданных фигур; «Сечения, разрезы» — построение сечений
геометрических 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
графопостроитель, 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,- а также взаимосвязи между
задачами и подсистемами различных уровней. Задачи и взаимосвязи
должны быть представлены в виде алгоритмов.
Алгоритмы должны описывать каждый этап
автоматизированного процесса проектирования РДТТ, 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
(поэлементное и РДТТ в целом);
расчет масс, центров масс моментов инерции.
Разработку САПР следует начать с эффективного объединения
отдельных специализированных алгоритмов (определение
конструктивной схемы, схемы нагрузок, расчеты на прочность и т. д.)
в единую систему с обеспечением обмена данными между
отдельными алгоритмами; создать единую логику, которая позволит
оценивать проект, делать систематическими изменения
конструкции и через контур в итерационном процессе расчет —оценка—
изменение продолжать его до достижения конечной цели.
Конечной целью САПР является преобразование входных данных в
выходные с учетом ограничений, накладываемых на прочность, и
деформации 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
последовательных приближений.
Алгоритмы САПР должны удовлетворять четырем основным
требованиям.
Модульность алгоритмов. САПР должна строиться по
модульному принципу, т. е. алгоритмы должны быть
самостоятельными, описывающими отдельные методики расчета типовых
процессов, узлов, элементов. Желательно, чтобы алгоритмы,
реализуемые в рамках САПР, имели также модульную структуру, т. е.
допускали бы их разделение на достаточно мелкие, слабо
связанные 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,
взаимосвязанных 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
нескольких ступеней: от алгоритмов для приближенной оценки до
алгоритмов для уточненных и наиболее точных расчетов
соответствующих процессов, узлов или характеристик.
283

Оценочные алгоритмы позволяют получать быстро
приближенные 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
конструкцию.
11.3. МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ РДТТ
В результате изучения содержания ТЗ конструктор
интуитивно должен представить себе конструктивный облик
будущего 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
начала 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
двигателя. Кроме того, в запоминающее устройство могут быть
введены стандарты на конструкционные материалы, крепежные
детали, датчики и сигнализаторы давления, пиропатроны, уплот-
нительные кольца и другие данные многократного применения.
В процессе автоматизированного проектирования эти данные
могут'быть выбраны из запоминающего устройства системы и
объединены 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
зависимость изменения тяги двигателя по времени, назначает
предварительно величину давления в камере и вводит эти данные в
программу автоматизированного проектирования.
В дальнейшем работа введется в такой последовательности
(см. рис. 11.1):
1) в результате внутрибаллистического расчета и расчета
заряда 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
носку ракеты, с направлением полета справа—налево.
284
4) отдельно, как особо важный элемент, осуществляется
операция корректировки и наложения конструкции сопла РДТТ
с одновременным предварительным выбором варианта
неутепленной или утопленной внутрь камеры двигателя критической частью;
5) обеспечивается согласование масштабов схемы и
накладываемых 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
является 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
проектирования следует ориентироваться на уровни давлений,
установленные как оптимальные в аналогичных двигателях. Возможны
случаи, когда основным критерием при назначении величины
давления в камере становится условие обеспечения устойчивости
обечайки корпуса двигателя от действия внешнего избыточного
давления для предотвращения преждевременного разрушения двига-.
теля до начала его работы (для двигателей вторых и последующих
ступеней) или после окончания работы. В этих случаях
максимальная величина давления в камере выбирается так, чтобы
минимальная толщина стенки обечайки корпуса, рассчитанная на
воздействие этого давления, обеспечивала заданные запасы
устойчивости от действия внешнего избыточного давления.
После того, как выбрано максимальное давление в камере
двигателя, выбирают из запоминающего устройства ЭВМ
изображение базового двигателя и элементов его конструкции (переднее'и
заднее днища, узлы соединения днищ с корпусом, элементы
соплового 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
заканчивается размещением узлов крепления, подвесок и соединения
двигателя со смежными с ним отсеками ракеты, после чего
выполняют анализ характеристик полученного РДТТ, чтобы определить,
удовлетворяются ли требования ТЗ. Этот анализ делится на
первичный и вторичный.
Первичный анализ является проверкой соответствия
конструктивных, 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
конструктивных 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
предложения).
Во всем процессе проектирования достаточно разработать
конструкцию только одной половины РДТТ (с разделением вдоль
оси двигателя). Конструкция полного двигателя может быть
построена исходя из графической симметрии и дополнена
изображениями асимметрично расположенных элементов конструкции
(например, узлов крепления РДТТ при транспортировании,
хранении и эксплуатации).
Компоновка двигателя может выдаваться на экран дисплея
в изометрическом изображении под любым углом зрения, что
существенно облегчает и ускоряет работу по подготовке
иллюстративного 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
проектирования как РДТТ в целом, так и отдельных его узлов и деталей.
Накопленный опыт позволяет конструктору избежать
необходимости проводить большой объем расчетных анализов. Именно
умение заблаговременно предусмотреть взаимовлияние
особенностей проектирования различных узлов и деталей на облик и
характеристики будущего двигателя составляют творческую основу
знаний конструктора.
Представленные ниже некоторые рекомендации позволят
конструктору не только получить представление об особенностях
проектирования РДТТ и основных элементов, но и выработать
подход к накоплению опыта конструирования, а также использовать
интуицию для творческого анализа в процессе проектирования.
Выбор конструктивной схемы. На стадии выбора
конструктивной 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
заполнения.
286
После определения длины и диаметра корпуса выбирают
конфигурацию днищ.
Формы днищ зависят от того, заданы ли заказчиком
ограничения длины двигателя или пространства отсеков, смежных с
двигателем и предназначенных для размещения оборудования.
Типичные формы днищ: полусферические, эллипсоидные, теросфериче-
ские и овалоидные.
Полусферические — имеют наивыгоднейшее отношение массы
днища к внутреннему объему, но при одинакоой общей длине
корпус двигателя с полусферическим днищем имеет меньший
коэффициент заполнения, чем корпус с днищами меньшей кривизны
(например, эллипсоидным).
Эллипсоидное днище менее глубокое, может изготавливаться
либо с постоянной, либо с переменной толщиной (последнее
обычно в точеных днищах). Но в зоне перехода таких днищ в корпус
возникают тангенциальные сжимающие силы, которые при
отношении 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-экономического анализа.
Разработке конструктивной схемы цилиндрической (или
конической, если РДТТ — конический) части корпуса двигателя
предшествует выбор материала. На этой стадии проводится
сравнительная 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
технических требований, механических и тепловых нагрузок к РДТТ
в целом и его элементам. Для корпуса и днищ целесообразны те
материалы, которые обладают максимальной удельной прочностью
или удельной жесткостью при заданных в ТЗ условиях.
Обычно внутреннее давление в камере двигателя
—^"основная нагрузка, определяющая выбор материала. Однако
уменьшение 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
давление на корпус в условиях отсутствия внутрикамерного давления.
Определяющее влияние на выбор материала может оказать
уровень максимальной температуры обечайки корпуса с учетом
времени работы РДТТ при этой температуре. С учетом изложенного
287

a) 5)
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
совместно с обечайкой корпуса, для РДТТ одноразового применения
и максимальным уровнем температуры в стенке корпуса не более
80... 120 °С, являются наивыгоднейшими.
2. Стеклопластиковые корпуса, изготовленные методом
продольно-поперечной намотки (ППН), требуют крепления к ним
механическим путем днищ. Наличие механических разъемов (как
правило штифтовых) уменьшает выигрыш в массе конструкции.
Поэтому такие корпуса имеют преимущества по массе над
металлическими 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
корпусов 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 °С без
ограничения 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
обосновано в связи с высокой стоимостью и низкой, по сравнению со
сталями, технологичностью. Применение титановых сплавов для
корпусов РДТТ может быть оправдано в особых случаях
многократного применения как коррозионно-стойких и работающих
в условиях нагрева корпуса до 400... 450 °С.
6. Высокомодульные (с высокой удельной жесткостью)
алюминиевые сплавы весьма эффективно применять для
малогабаритных 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
военных сверхзвуковых самолетов. В результате многократных
взлетов и посадок без пуска ракеты корпус РДТТ может подвергаться
циклическому воздействию температур от минус 50° до плюс
300 °С. Корпус РДТТ ракеты «Феникс» выполнен из
высокопрочной коррозионно-стойкой стали.
«Спринт» является ракетой одноразового применения,
хранится 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.
Общепризнано, что мощные крупногабаритные РДТТ можно и
желательно проектировать, используя уже отработанные
конструктивные решения и отработанную технологию сегодняшнего дня.
Если можно, даже целиком заимствовать с отработанных
двигателей 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
крупногабаритных 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
материала с учетом перечисленных
особенностей определяется
приблизительная исходная толщина стенки корпуса
по приближенным формулам, предста- Рис. ц.6. Четырехсошювая
вленным в гл. 5. схема
19 Фахрутдинов И. X. и др.
289

Следующим из главных элементов построения конструктивной
схемы РДТТ является выбор конструктивной схемы сопла.
Наиболее существенные особенности различных конструктивных
схем сопл РДТТ следующие:
Односопловая схема (рис. 11.4, а), которая характеризуется
наименьшими энергетическими потерями в сопле, и является
наилучшей с точки зрения потребной массы ТЗП в
крупногабаритных соплах со значительными размерами критического сечения
(более 200 ... 250 мм) позволяет применение в дозвуковом,
критическом и сверхзвуковом участках сопла композиционных
материалов с нормированным уносом массы.
Схема сопла, утопленного в камеру (см. рис. 11.4,6),
позволяет сократить длину РДТТ, сократить массу элементов узлов
управления вектором тяги (в варианте исполнения методом
перепуска 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
располагать двигатель ближе к центру масс ракеты и на удалении от
заднего торца ракеты.
На практике применяются две основные разновидности схемы
сопла с изменяемым размером критического сечения: со сменными
вкладышами критического сечения и с конструктивным
элементом, позволяющим производить (например, в РДТТ с двухрежим-
ной тяговой характеристикой) ступенчатое или плавное
регулирование критического сечения (для поддержания тяги в узком
диапазоне 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
I
о)
Рис. 11.7. Схема поворотного сопла
с упругим элементом:
а — сопло с упругим элементом; б —
схема детализации элементов сопла для
расчета
290
тяги с помощью поворотных сопл. Масса теплозащитных
элементов несколько большая, чем в односопловой. Невозможность
достижения одинаковой величины разгара эрозионно стойких
элементов сопл приводит к возникновению разнотяговости.
Схема с одним поворотным соплом для управления вектором
тяги (рис. 11.7). Наиболее целесообразна для РДТТ с малым
уровнем тяговооруженности, т. е. для РДТТ баллистических ракет.
Для РДТТ скоростных противоракет с коротким временем
работы, 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
окружности критического сечения.
Воспламенители размещаются в зоне переднего днища, реже
в зоне сопла. Воспламенители, расположенные в сопле,
обеспечивают более растянутое время выхода РДТТ на режим, но легче,
т. е. могут быть размещены или на стартовых устройствах
отдельно от двигателя или на диафрагме двигателя, вышибаемой
внутрикамерным давлением в самом начале работы РДТТ.
Выбор той или другой схемы зависит от того, для какой ступени
ракеты предназначен двигатель, каковы требования к времени
выхода на режим, каково расположение заряда (например, сзади
или спереди щели, если заряд трубчато-щелевой), какие
регламентные работы требуется проводить в период эксплуатации и
Т.'Д.
Массовое совершенство двигателя зависит и от наличия
дополнительных конструктивных узлов. К ним относятся фермы для
стыковки двигателя со смежными отсеками ракеты, узлы
крепления 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
электрокоммуникаций, источников питания, такелажные узлы и т. д. (Эти
элементы и усиления оболочек в местах их расположения
увеличивают массу РДТТ). Необходимо стремиться размещать
дополнительные узлы в поясах жесткостей, имеющихся на двигателе (в
зонах фланцев и днищ). При неизбежности расположения узлов на
оболочке корпуса или днища необходимо свести к минимуму
местные напряжения в окрестностях узлов конструктивным
усилением оболочки.
Соединения корпусов с дниищми преимущественно выполняются
в виде клиновых, шпоночных и фланцево-болтовых,
разновидностью которых в случае соединения металлических днищ со стекло-
пластиковыми корпусами являются штифтоболтовые. При
проектировании болтовых соединений, для уменьшения действия из-
19*
291

гибающих моментов на стык необходимо стремиться оси болтов
максимально приблизить к пересечению линии, являющейся
продолжением серединного слоя обечайки" корпуса, со стыковочной
плоскостью фланцев. Окончательное положение оси болта
уточняется на основании расчета.
Схемы построения программы САПР сопла РДТТ.
Рассматриваемая 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
необходимо 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
профилей сопл;
5) программы тепловых расчетов;
6) программы расчетов на прочность;
7) программу графического построения спроектированной
конструкции сопла.
Классификация конструктивных схем. По форме
присоединения 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
утопленных сопл усложняется из-за необходимости, во-первых,
защиты 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
управление вектором тяги (УВТ). Функции УВТ может выполнить или
поворотное сопло или специальная система, присоединенная к
неподвижному соплу, например, системы УВТ впрыском жидкости
или вдувом горячего газа в сверхзвуковую часть сопла. УВТ
существенно 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:
обеспечение перемещения подвижных частей сопла относительно
неподвижных и крепление подвижной части к неподвижной.
Такими 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 I *" -1-
первой ступени ракеты «Минитмен»), представляют собой
упрощенную разновидность сопла с универсальным шарниром. В
поворотных соплах возникают силы, стремящиеся оторвать
подвижные элементы от неподвижных. Для обеспечения движения
подвижных элементов сопла относительно неподвижных с
одновременным уравновешиванием отрывающих сил предусматриваются
соответствующие конструктивные меры. Например, в шарнирно
закрепленном сопле нагрузка передается от подвижной к
неподвижной части через силовой вкладыш. Силовой вкладыш и
кольцевое газовое уплотнение могут иметь ось вращения или в
плоскости уплотнения, или впереди плоскости уплотнения, или
позади него.
По конструкции сопло с универсальным шарниром аналогично
шарнирно закрепленному соплу с осью вращения на плоскости
уплотнения, но отличается от него отсутствием силового
вкладыша (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
одной плоскости отрывающая сила передается через оси-штифты.
В обоих случаях ось вращения должна лежать в плоскости
уплотнения.
Динамика и статика уплотняющего элемента требуют
расположения шарнира либо впереди, либо позади уплотнения с углом
около 45° между осью сопла и линией, соединяющей ось
вращения с центром поперечного сечения уплотнения.
293

Рис. 11.10. Схемы сопл с УВТ: Рис. 11.11. Разновидности сопл
а — иитерцептором; б — вдувом газа в
утопленной части сопла; в — отверстиями вдува
вие камеры двигателя
Таким образом, поворотные сопла могут иметь три варианта
положения оси вращения для конструкций с шаровым
шарниром, 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
критической части (целесообразно для наружных сопл);
3. Сопло с линией разделения в месте перехода от камеры
сгорания двигателя к соплу (внутренняя* геометрия сопла
сохраняется непрерывной; целесообразно для утопленных сопл). Сопла
с разделением в сверхзвуковой части имеют следующую
особенность: сила, действующая на подвижную сверхзвуковую часть
сопла, стремится надвинуть ее на неподвижную, т. е. является
не отрывающей, а сжимающей. Эта особенность должна
учитываться при конструировании шарнира и уплотнения.
Рассмотрим три системы УВТ, присоединяемые к
неподвижному 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
вариантах:
с расположением отверстий перепуска газа внутри камеры
сгорания двигателя на утопленной в камеру части сопла (см.
рис. 11.10,6);
с расположением отверстий перепуска газа вне камеры
сгорания двигателя с подводом горячего газа из камеры сгорания к
отверстиям 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
приведенной классификации, можно получить около сотни вариантов
конструкций сопл РДТТ..
Перечень переменных параметров РДТТ. Приемлемость САПР
оценивается пригодностью ее программ для разработки
конструкции сопла при всех комбинациях следующих параметров
двигателя: тяги, давления в камере сгорания, времени работы
двигателя, площади критического сечения, степени расширения,
максимального угла отклонения вектора тяги и состава топлива.
Кроме того, программы САПР должны позволять оценивать
конструкцию при изменении конструкционных материалов, тех-
лологичности, сложности и запасов прочности различных
элементов конструкции с тем, чтобы обеспечивать такие, например,
требования, как обеспечение минимальной стоимости при
выполнении заданных требований, минимальной массы при выполнении
определенного ряда требований или минимальной стоимости без
превышения, заданной массы.
Модулирование конструкции. Процесс модулирования
заключается в разработке элементов конструкции, которые являются по
•своему исполнению общими или идентичными для сопл различных
классов. Например, выходные конусы всех сопл и входные
(носовые) элементы утопленных сопл практически идентичны. Даже
такой сложный элемент, как упругое уплотнение поворотных сопл,
имеет в основном идентичную конструкцию.
На следующем этапе модулирования производится
группирование общих для всех сопл частей и составление для них
программ.

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.
Подтверждение 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
начинается 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
сотрудничества конструкторов и технологов по механической обработке,
металлургов, технологов по обработке неметаллических
материалов, сборщиков и испытателей уточняется исходная
конструкторская и технологическая документация. Приемлемость
конструктивных 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
накопления статистического материала и квалифицированного анализа
результатов испытаний целесообразно с первых испытаний
проводить тензометрирование участков корпуса, представляющих
наибольший интерес. После подтверждения расчетной
конструктивной прочности основных узлов РДТТ (гидравлическими
испытаниями) и герметичности двигатели допускаются к проведению
комплекса холодных, огневых стендовых и других видов
доводочных наземных испытаний натурных РДТТ. Сюда относятся ста-
296
тические, повторно-статические, динамические, тепловые,
ускоренные климатические (УКИ), доводочные, огневые стендовые,
транспортные и другие виды испытаний, необходимые для
экспериментального подтверждения требований технического
задания.
В процессе доводочных испытаний в конструкцию обычно
вносятся изменения, что находит непременное отражение в
конструкторской документации. В связи с высокой стоимостью
натурных испытаний их объем и объем измерений необходимо по
возможности сокращать. Для сокращения сроков и затрат на
проведение 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
использование для доводочных наземных (а иногда и летных) испытаний
материальной части двигателя в целом или его элементов после
восстановления или ремонта утраченных или пострадавших
частей (ТЗП, лакокрасочных покрытий, уплотнительных колец,
крепежных элементов и т. д".). Уже с начальной стадии
доводочных наземных испытаний, когда могут быть в определенной
степени гарантированы выполнение основных характеристик и
безопасность работы, весьма полезно отправлять двигатели на
наземные и летные испытания в составе ракеты. Это, с одной стороны,
позволяет получить наиболее достоверную информацию,-
характеризующую работоспособность конструкции РДТТ, с другой —
по возможности раньше приступить к летным доводочным
испытаниям ракеты. Доводочные испытания можно считать завершенными
после того, как отработанная конструкция и полученные в
результате испытаний характеристики РДТТ станут
соответствовать требованиям, заданным в ТЗ.
Вслед за доводочными (заводскими) испытаниями наступает
стадия проведения типовых и специальных испытаний РДТТ.
Типовые испытания проводятся для оценки эффективности
изменений, внесенных в конструкцию доводочных испытаний, а
специальные — для подтверждения выполнения двигателем
специфичных 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
зачет максимальный объем положительных результатов,
полученных на контрольных (проводимых для контроля качества
поставляемой партии двигателей) и доводочных испытаниях предыдущей
стадии.
После завершения успешных доводочных испытаний РДТТ
в составе ракеты проходит государственные испытания. По
результатам испытаний рабочая документация двигателя
корректируется, 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.
Приближенную картину неравномерного внешнего избыточного
давления, имитирующую силовое воздействие аэродинамических сил
от набегающего потока, можно создать с помощью надувных
резиновых мешков или хомутов и башмаков, также соединенных
с системой гидроцилиндров. Для наиболее точного
воспроизведения реального нагружения двигателя силами и моментами,
передающимися от смежных с двигателем отсеков ракеты,
последние следует подбирать близкими по жесткости к натурным, или
применять натурные.
Статические испытания проводят на специальных
гидростендах, позволяющих производить подробное тензометрирование и
измерения геометрических изменений, давлений в камере в
зависимости от времени.
При квалифицированно разработанной конструкции и в
целях экономии средств редко приходится подвергать статическому
испытанию более одного — двух двигателей.
Тепловые испытания РДТТ проводятся с целью определения
изменений прочностных и деформативных характеристик
конструкционных материалов, клеевых соединений ТЗП и
защитно-крепящего слоя с твердотопливным зарядом, а также —
непосредственно заряда от аэродинамического нагрева, нагрева элементов
двигателя продуктами сгорания и от изменений температуры в
процессе полимеризации заряда. Испытания проводятся в тепловых
камерах с измерением температуры участков конструкции,
наиболее подверженных нагреву. Дополнительные сведения о
температурном состоянии элементов двигателя получают, применяя
термостатирование в процессе стендовых и летных испытаний.
В связи с низкой теплопроводностью топлива в процессе
изменения температуры окружающей среды при хранении двигателя
в заряде возникает неравномерное температурное поле,
приводящее к температурным напряжениям в заряде и защитно-крепящем
слое. Для снятия температурных полей в заряде можно
разместить термодатчики по своду заряда, специально изготовленного
из инертной массы, допускающей углубления. В случае термоме-
трирования нормального заряда датчики размещают на
наружных поверхностях внутреннего канала и торцах заряда.
Огневые стендовые испытания (ОСИ) РДТТ составляют
наибольшую долю в общем объеме испытаний в связи с максимальной
достоверностью и максимальным количеством характеристик.
Стенды для проведения ОСИ должны позволять производить
измерения изменений тяги, давления внутри камеры температурного
и напряженно-деформированного состояния в зависимости от
времени, фотографирование и автоматическую скоростную кино-
298
съемку, а также производить измерения боковых усилий и
моментов в плоскостях тангажа, рыскания и крена от устройств
управления вектором тяги (рис. 12.1). В случае необходимости
имитации высотных условий на стенде устанавливают барокамеру
(рис. 12.2).
Динамические испытания позволяют получить объективную
информацию о вибропрочности РДТТ при динамических
нагрузках, возникающих в полете, при наземной эксплуатации,
транспортировке, перегрузках, пульсациях давления в камере сгорания.
Анализ результатов аномальных испытаний. К аномальным
испытаниям можно отнести все испытания, результатом которых
явилось невыполнение заданных требований. Аномальные
испытания могут сопровождаться разрушением конструкций или
проявляться 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
холодных 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
процессе нагружения конструкции проявились неучтенные (трудно
поддающиеся расчету) факторы. Например, возрастание сверх
расчетных величин деформаций наружного ТЗП в зоне
приклеенных на него панелей бортовых коммуникаций может привести
к растрескиванию ТЗП вдоль оси симметрии панели. Наличие
в конструкции дефекта, образовавшегося в процессе
изготовления (например, в связи с допущенными отклонениями от
технологии), также может стать причиной аномального испытания.
Для всех приведенных случаев можно предложить следующий
порядок установления причины разрушения.
1. Тщательный осмотр места разрушения. Зачастую, если
причиной разрушения явилось наличие видимого дефекта места, можно
сразу выявить эту причину; так, например, для высокопрочных
сталей характерно наличие
«елочки», позволяющей весьма точно
установить место начала
разрушения металла (рис. 12.3).
Рнс. 12.1. Горизонтальный стенд Рис. 12.2. Схема высотного стенда:
ДЛЯ ОПТОВЫХ испытаний РДТТ ; — барокамера; 2 — основная вытяжная си-
С УВТ стема; 3 — вакууметр; 4 — вспомогательная
вытяжная система
299

■ 1
1
в)
Рнс. 12.3. Типичный характер зоны
разрушения:
а — фото зоны разрушения с
характерной «елочкой»; б — схема представленной
на фото зоны
2. Металлографическое исследование образцов, вырезанных
из места излома подозрительных участков (потемнения, вид
излома, наличие включений и пр.). В результате этих
исследований можно обнаружить дефекты, невидимые невооруженным
глазом (диффузионное повреждение поверхности — меловые
надписи, обезуглероживание поверхностного слоя, закаты и пр.).
Одновременно с металлографическими исследованиями полезно
проводить проверку механических свойств материала на
образцах, вырезанных из зоны, прилежащей к зоне разрушения
конструкции. В случае, когда трудно обнаружить явные причины
разрушения (видимые дефекты, заниженные механические
свойства), 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
предполагается 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
наличии методами контроля при принятом эталонном уровне
дефекта, то применявшиеся методы контроля изготовления
ужесточаются или вводятся дублирующие методы (например,
ультразвуковой 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
Р„
fiu
Г
С
—■>
*
\
\
а) Т
\г
~-=
-^^
Г
V
р„
р
г
*-*'
^i
\
\
f) T
(
t
\
\
\
ч
г
1
l/
J'
\
\
\
\
ч
Ш
0)
Рис. 12.4. Примеры типичных
осциллограмм (сплошная линия —
фактическая зависимость;
пунктирная ■— прогнозируемая):
а — типовая осциллограмма (нормаль-
б— нерасчетное падение давления (вскрытие дополнительных сечений,
при вылетании вкладыша критического сечення или его части в результате
в)
с)
лая работа);
например, пр.. _„ „ __г
■его разрушения); в — нерасчетный рост давления (вскрытие дополнительной
поверхности газопрнхода, например, нз-за разрушения заряда по различным причинам или
вскрытия поверхности заряда по ЗК.С из-за отслоения в результате недостаточной
прочности склейки заряда с ЗК.С); г — «пик» давления от нерасчетного срабатывания
воспламенителя; д — «пнк» давления в конце работы, например, нз-за миграции
пластификатора нз заряда к ЗКС или вскрытия ограниченной дополнительной поверхности
заряда; е — резкий рост давления при выходе на режим в самом начале работы нз-за
разрушения заряда или неограниченно развивающегося вскрытня дополнительной
поверхности горения
Установление дефекта после огневых стендовых или летных
испытаний — процесс более сложный, поскольку здесь
дополнительно включаются такие факторы, как темп нагружения (время
приложения нагрузки), тепловое воздействие газов с высокой
температурой и давлением, неучтенные источники дополнительного
газоприхода, вызывающие прирост давления.
В общем случае причиной аномального испытания может
служить один из факторов: дефект, ошибка в прочностном расчете.
Выявление причины можно производить по описанной выше схеме.
В таких случаях, как правило, разрушение конструкции
происходит при внутри камер ном давлении ниже расчетного.
Исключением 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,
очевидно главной задачей является установление причин
превышения нагрузки и их устранение, а не пассивная борьба по
повышению прочности, которая практически никогда не приносит
успеха.
Большую роль в успешном расследовании причин аномальных
испытаний играет знание койструктором физических процессов,
происходящих в проводимом опыте, умение правильно произвести
замер и расшифровку записей контролируемых параметров.
Появление, 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
пластификатором, 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
существенному изменению физико-механических свойств
пограничного слоя топливного заряда, уменьшалась эластичность,
что в условиях значительных напряжений в пограничном слое
особенно с выходом на торцы, приводило к растрескиванию
заряда, т. е. к образованию дополнительной поверхности горения,
обуславливающей повышение давления. При длительном
хранении это приводило к появлению недопустимо больших трещин,
вызываемых концентраторами напряжений и приводящих к
разрушению заряда и, следовательно, к аномальным результатам
испытаний. 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
повышения давления.
Поскольку все процессы, проходящие в изделии,
взаимосвязаны 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),
разрешающая способность приборов контроля должна позволять
фиксировать эти процессы (например, наряду с обычной киносъемкой
целесообразно применять скоростную киносъемку со скоростью до
1000 и более кадров в секунду). Применение киноаппаратуры
зачастую является решающим средством в установлении начала
разрушения как по времени, так и по месту, поскольку оно дает
общую картину работающего изделия, в то время как' датчики
(тензотемпературные, датчики давления) привязаны к
конкретным 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)
состояния других зон, но в этом случае необходимо совершенно
определенно представлять суть физических процессов, проходящих
в изделии, их качественную и количественную взаимосвязь. Чем
точнее представления об этих процессах, тем достовернее
результаты, полученные для зон, где нет датчиков.
Большую роль в установлении причины разрушения при
аномальных испытаниях играет знание индивидуальных особенно-
302
стей объекта, подвергаемого испытанию, всех отклонений,
допущенных при его изготовлении и особенно тех, которые могут
оказать влияние на работоспособность. Предположим, например, что
при изготовлении вкладного приклеиваемого к корпусу заряда
был допущен дефект, который был исправлен путем изъятия
дефектного места и заполнения объема инертным составом, а при
работе (в процессе выгорания заряда) произошло резкое
повышение давления, приведшее к разрушению. Если анализ после
испытания показал, что разрушение произошло за время,
соответствующее периоду горения исправленного участка заряда, то в
качестве наиболее вероятной причины в этом случае может быть
принято недоброкачественное исправление дефектного места заряда
(см. рис. 12.4, е).
Аномальное испытание бывает для разработчика неожиданным.
Чем быстрее будут установлены причины, тем быстрее будут
приняты эффективные меры против них и продолжены работы по
доводке изделия. Ход установления причины аномального
испытания можно представить себе в следующем виде. Главное
правило при анализе причин аномального испытания: в самом
начале поставить перед специалистами, расследующими причину,
задачу — определить индивидуальное отличие (конструктивное,
технологическое, отличие в изготовлении и т. д.) данного
конкретного двигателя (или его элемента) от предшествующих, ранее
испытанных двигателей (или его соответствующих элементов).
Затем изучаются материалы записей показаний датчиков,
установленных при испытаниях, в том числе просматривается пленка
киносъемки; одновременно с этим изучается материальная часть,
сохранившаяся после аномального испытания (если было
разрушение); определяется, если это возможно, место начала
разрушения. 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
аномальному испытанию. Иногда их может быть несколько. На
рис. 12.4 представлены наиболее типичные осциллограммы
аномальных результатов испытаний с указанием их вероятных
причин.
Анализ и разработка мероприятий могут идти по одному из
двух путей.
Первый путь — последовательная проверка всех возможных
причин аномального испытания посредством поочередного
исключения предполагаемых факторов. Этот путь интересен с точки
зрения накопления статистического опыта. Недостаток его —
длительность и сложность обеспечения «чистого» эксперимента.
Поэтому 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
установлена конкретная причина аномального испытания.
Из анализа приведенной схемы видно, что от качества и
достоверности исходных данных, от правильности установления
причин аномальных испытаний существенно зависит
рациональность затрат времени и материальных средств. Поэтому
повторные (после аномальных) испытания требуют тщательной
подготовки как при разработке программ и методик непосредственно
испытания, так и при оснащении испытания средствами
измерения 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
результатов 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
двигателя, обеспечивающих безотказность запуска,
работоспособность в течение всего заданного времени, выполнение требований
по параметрам.
В узком смысле слова надежность понимается как
безотказность работы двигателя.
Надежность является характеристикой качества двигателя.
Ее численная величина служит мерой уверенности в способности
двигателя сохранить свойство безотказности, присущее в
среднем всей совокупности двигателей, одинаковых по конструкции.
Состояние двигателя, противоположное надежному, т. е.
неработоспособное состояние, принято называть отказом. В РДТТ
различают отказы конструкционные (отказы конструкции:
разрушение, прогар, разъединение в местах крепления, заклинивание
подвижных элементов, например, в системе УВТ и т. д.) и отказы
параметрические — отклонение параметров двигателя (тяги,
времени работы, суммарного импульса, бокового усилия и др.) за
допустимые пределы.
Надежность (конструкционная и параметрическая)
закладывается 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
колебания температуры в процессе хранения двигателя деформации и
напряжения в канале топливного заряда и в местах его
скрепления, в ТЗП и др. Под «принятием совокупности мер»,
препятствующих появлению отказов, понимают использование опыта и
результатов ранее проведенных или проведение вновь
специальных испытаний и исследований по выбору материалов клеящих
слоев и ТЗП и конструктивных решений, устраняющих
накапливание 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
неудовлетворительной 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
наступления в некоторых случаях не представляется возможным.
Вместе с тем, характеризуя совокупность однотипных двигателей
можно, например, основываясь на статистике результатов
испытаний, оценить в среднем вероятность перехода двигателя их
работоспособного 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
вероятностные.
Вероятность вводится в связи с необходимостью иметь
представление 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
представляет собой отношение успешных испытаний к общему их числу:
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
подвергается 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
m
0
0
1
2
1
Объем
выборки
п
25
50
25
50
50
Точечная
Оценка
надежности
Р
1
1
0,96
0,96
0,98
Нижняя (Рп) и верхняя (Р„)
границы надежности
при доверительной
вероятности 0,9 (риск
ошибиться 0,1)
Р*
0,894
0,945
0,821
0,880
0,909
Р*
0,996
0,998
0,977
0,978
0,989
при доверительной
вероятности 0,8 (риск
ошибиться 0,2)
^н
0,920
0,958
0,855
0,900
0,927
Р*
0,991
0,995
0,967
0,968
0,988
гатели. Иначе нечего будет поставлять. И если по результатам
испытаний 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,
чт,о при испытании указанных 50 двигателей безотказно сработали
бы все 50 или наблюдался бы только один отказ, то при этом
становится 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
надежности, 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
гарантировать пределы изменения этих характеристик надежности.
В табл. 12.1 приведены значения пределов надежности для
нескольких случаев, в том числе и для описанного примера.
Из приведенных рассуждений можно сделать следующие
выводы: 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
конструкции создают истинную величину надежности двигателя, а
статистические методы позволяют только оценить присущую ему
характеристику; наиболее достоверные данные о надежности дают
огневые 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
периодом проектирования, расчет надежности элементов РДТТ
проводится с целью обоснования выбора конструктивных и
технологических решений и проверки возможности выполнения
требований 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
материалов 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
разбросов физико-механических характеристик конструктивных
материалов;
уточнение выбираемых толщин ТЗП с учетом имеющихся
опытных данных о разбросах значений их характеристик;
проверка возможности выполнения требований ТЗ по
надежности изделия и его элементов;
разработка рекомендаций к технологическим мероприятиям,
необходимым для повышения стабильности характеристик
материалов и прочностных характеристик;
обоснование объема информации (при наземных и летных
испытаниях), необходимого для проверки принимаемых решений.
На этапе проектирования изделие условно разбивается,
например, на следующие составляющие элементы: заряд, корпус,
днище и сопло двигателя.
Для любого элемента общим условием безотказной работы
является условие
щ = (xt — yt) > 0,
где х{ — предельно допустимое значение нагрузки данного
элемента («прочность»); yt — действующее значение нагрузки этого
элемента («нагрузка»).
20*
307

Виды нагрузок: реакция опор, осевые усилия, внутреннее
давление, температурные напряжения, деформации и т. д. Вероятность
безотказной работы любого элемента в общем виде:
Р = Р («х > 0; и2> 0; «з > 0; ... ; «„ > 0).
Исходными уравнениями для расчета являются аналитические
зависимости, применяемые для определения нагрузки у и
прочности х:
х = / (Я,х, Х2, Х3, ..., Aft);
У = ф (Zj, г2, г3, ..., г,),
где Я,ь Я,2, ...; zv г2> ... — аргументы функций, которые для
расчета конкретного узла будут своими. В задачу вероятностнога
расчета для определения надежности входит определение
математических ожиданий и среднеквадратичных отклонений
прочности 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
параметра. При этом аргументы, входящие в формулу, принимают
в каждом пуске случайное значение в пределах их полей допусков.
Полученные значения искомых параметров xt и yt по большому
числу «математических пусков» обрабатываются статистически
для нахождения:
математического ожидания
п п
£(X) = -L_—; E(Y)-±ir-;
среднеквадратичного отклонения
1/ £[*г-£(*)]2 |/ %1У1-Е(У)]2
°*=Г ' „-I ; °у=Г п-Х •
По полученным значениям Е (X), Е (Y), ах, оу для данного
конкретного закона распределения определяют вероятности
р = р (Ul > о, и.2> 0, ..., ип > 0).
Для снижения трудоемкости расчеты по методу
математического моделирования проводятся на ЭВМ.
Вероятность безотказной работы изделия в целом
определяется как произведение вероятностей безотказной работы
каждого элемента двигателя:
^изд == Р\РчР% ■ ■ ■ Рп■
308
Подтверждение начального уровня надежности на этапе
отработки. Для допуска двигателей на наземные автономные или
летные испытания требуется подтвердить начальный уровень
надежности.
Начальный уровень надежности характеризует степень до-
веденности двигателя на определенном этапе. Для его
подтверждения предусмотрено определенное число (п) испытаний
двигателей без единого отказа в компоновке поставки на наземные
автономные или летные испытания. Требования к начальному уровню
надежности оговариваются в общих программах наземной
отработки двигателя. Начальный уровень надежности
подсчитываете я 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
■•max =:г А ^02*
Нижняя граница надежности
*min = 1 901-
Точечная оценка надежности
Р = 1 - —
т п '
где п — число зачетных испытаний; т — число отказов при
данном числе испытаний.
q01 и <7о2 находятся из соотношений:
m
S «,(l-<7oir"\
Пример. Провели 50 испытаний, получили 20 отказов, 30 испытаний прошло
успешно. Определить Pmw, Pmin. Рт Для а = р = 0,1.
В результате расчета .получено:
Ртах = 0,7; Pmin = 0,5; РТ = 0,6.
На практике часто встречается случай, когда число отказов равно нулю, т. е.
ш= 0.
Для точечной оценки надежности при .отсутствии отказов иногда
применяют зависимость:
■ Р -1 '
Контроль надежности в процессе серийного производства.
Контроль надежности изделия в процессе серийного
производства 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
наиболее достоверные данные о надежности изделия могут быть
получены путем проверки требований технических условий (ТУ)
по результатам натурных испытаний. Привлекаются результаты
всех видов натурных испытаний двигателей:
контрольно-выборочных (КВИ) на стенде и в процессе эксплуатации изделия.
Суммарное относительное количество двигателей, идущих на КВИ от
общего числа изготовленных (не считая забракованных),
находится на уровне, принятом в соответствующих нормах,
зависящих от общего количества изготовленных двигателей. При этом
общий объем'изготовленных изделий исчисляется с начала поставок
на летные испытания.
Рассмотренный порядок контроля может быть также
использован для оценки надежности изделий в период заводских и
государственных испытаний.
Все натурные испытания подразделяются на зачетные,
которые 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
действующей 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
материальной части, или хотя бы один из параметров не удовлетворяет
требованиям ТУ.
При оценке надежности учитываются только зачетные
испытания, как успешные, так и отказы (причем отказы, после
которых 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
заказчика. При этом требование по надежности обеспечивается всей
действующей технической документацией, которая стала
эталоном по результатам наземных автономных и летных испытаний,
что обеспечивается стабильностью технологии изготовления,
сборки, конструкции, свойств материалов.
Надежность изделия характеризуется вероятностью
безотказной работы
рТЗ = 1 _ q0t
где Ртз — надежность (вероятность безотказной работы),
заданная в ТЗ (например Ртз 3= 0,999); q0 — вероятность (частота)
отказов.
310
Частота отказов по результатам испытаний определяется по
формуле
q0 = т/п,
где т — число отказов; п — число зачетных испытаний.
Метод статистической проверки дает возможность построить
область допустимых значений частоты отказов q0 при испытаниях,
ограниченную величинами q01 сверху и q02 снизу,
предполагающую, что надежность изделия внутри указанной области
соответствует значению Ртз-
Если частота отказов q0 лежит вне области допустимых
значений, т. е. q0 < q02 или q0 > q01, то опытные данные противоречат
указанному предположению. При этом, если q0 < q02, то
надежность изделия также соответствует ТЗ, если qg > q0i, то
надежность изделия ниже требуемой ТЗ.
Особенности оценки надежности крупногабаритного РДТТ на
этапе отработки. Крупногабаритные РДТТ имеют 2 особенности:
1. Ограниченное число испытаний, связанное с высокой
стоимостью материалов и производства и одноразовостью
испытания;
2. Несмотря на относительную простоту,
крупногабаритный РДТТ обычно имеет многоэлементную систему,
конструктивное изменение хотя бы одного элемента часто может повлечь за
собой соответствующее изменение в конструкции многих
элементов остальной части системы, следовательно, в ходе отработки
постоянно вносятся конструктивные изменения в натурный
двигатель.
Из-за высокой стоимости возможно проведение исключительно
малого числа испытаний с целью подтверждения надежности.
Поэтому, чтобы обеспечить необходимый объем выборки
(статистики), требуется максимально использовать всю имеющуюся
информацию на всех этапах отработки, включая
опытно-конструкторскую отработку. Причем, надежность оценивается только по
качественным признакам и для ее оценки и подтверждения
используется биномиальное распределение, которое рассматривает
наличие только двух возможностей исхода испытания: либо
успеха, либо отказа.
Все огневые испытания делятся на зачетные и незачетные.
Зачетные испытания учитываются при оценке надежности,
незачетные — не учитываются.

со
Основные характеристики некоторых управляемык баллистических ракет
Первая ступень
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Обозначение
и страна
Геометрические
размеры, м
длина

Диаметр

Стартовая
масса, т

Максимальная

дальность, км
Двигательная установка
Обозначение
Тяга,
кН

Время
работы,
с
Топливо
Исполнительные
органы системы
управления
Боинг «Мннит-
мен-3», США
18,2
1,83
34,5
Более
13 000
JV-120
(М-55Е)
910
60
Перхлорат
аммония +
полибутадиен +
акриловая кислота
Четыре
поворотных сопла
Вторая ступень
SR-19-AJ-1
SR-73-MJ-1
Третья ступень
275
155
37
59,6
Перхлорат
аммония +
полиуретан
Впрыск
жидкости в закрити-
ческую часть
сопла
То же
Мартин-Мариет-
та «М-Х», США
-21,6
2,4
-86,2
Более I РДТТ на трех ступенях
13 000
Поворотные
сопла
««#■
ШШЩ
Обозначение
и страна

Геометрические размеры,
длина

диаметр

Стартовая
масса,

Максимальная

дальность,
км
Продолжение прилож. 1
Двигательная установка
Обозначение
Тяга,
кН

Время
работы,
Топливо
Исполнительные
органы системы
управления
Первая ступень
Локхид «Пола-
рис А-3», США
9,85 1,37
15,9
4 600
360
Перхлорат
аммония-рполи-
уретан
Четыре
поворотных сопла
Вторая ступень
Мартин-Мариет-
та «Першинг-11»,
США
10,0
1,0
7200
800
РДТТ на двух ступенях
Перхлорат
аммония-F

глицерин-нитроцеллюлоза
СТТ с основой
из полибутадиена
с гидраксильной
концевой группой
Одно сопло,
впрыск фреона в
закритическую
часть сопла
По тангажу и
курсу —
отклоняемые сопла
РДТТ каждой
ступени, по
крену —
аэродинамические
поверхности

Основные характеристики некоторых противокорабельных и противолодочных ракет
Обозиачеине
и страна

Геометрические
размеры, м

длина

диаметр
Стартовая
масса, кг
т
Двигательная установка
Импульс тяги, Н-с
Тяга,
кН
Время
работы, i
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
Топливо

Исполнительные
органы
системы
управления
«Экзосет»
ММ.38, Франция
5,2 | 0,35 I 735 ... 750
Первая ступень РДТТ
-45 I 10,2-104
2,4 I Смесе- I Аэродина-
вое мические
«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
-70
1850
55
Вторая ступень РДТТ
0,306-10
Двигатель первой
ступени идентичен РДТТ
ракеты ММ.38
Двигатель второй
ступени твердотопливный
Два боковых РДТТ 35
на первой ступени (каж-
SNPE дого)
Вторая ступень:
ТРД ШВ или 3,3
ТРД ТР-281 4,0
РДТТ 260G
93
200 ... 220

Двухосновное
То же
Смесе-
вое

Газодинамические
рули на
четырех
соплах
II
mm
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
Основные характеристики некоторых управляемых ракет
для поражения бронетанковой техники
со
СП
Обозначение,
страна
«ХОТ»,
Франция—ФРГ
«Милан»,
Франция—
ФРГ
TOW BGM-71,
США

Геометрические размеры,
м
w
я
Я
ч
1,3
0,75
1,17
Й Ч «о
2 я о,
%о °
S3 « **
я н со
P. U СО
0,31
0,27
0,34
о.
S
со
я
0,14
0,12
0,15
Стартовая
масса, кг
22
6,7
20,9
Скорость,
м/с
240 ... 260
200
М=^ 1,05
Диапазон
дальности,
м
75 ... 4000
25 ... 2000
65 ... 3750
Время полета
иа
максимальную дальность,
с
17,0
12,5
15 на
3000 м
' Двигательная установка
Характеристика
Двухрежим-
ный РДТТ SNPE
Первый режим
Второй режим
Двухрежим-
ный РДТТ SNPE
Первый
режим—разгон до
скорости 130 м/с
Второй
режим—достижение
максимальной
скорости 200 м/с
Двухрежим-
ный РДТТ
Первый режим
К41
Второй режим
СО
U
к
Н
240
—
—
5 2
s о
S.I
0,9
17,4
1,5
11
0,05
1,5
о
и
я
ч
с
о
н
—
—
—
Исполни-
органы
системы
управления

Дефлекторы на
маршевом
режиме
То же

Аэродинамические

поверхности

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных
двигателей/Под ред. В. П. Глушко. М.: Машиностроение, 1980. 553 с.
2. Биргер И. А., Шорр Б. Ф., Иосилевич Г. Б. Расчет на прочность
деталей машин. М.: Машиностроение, 1979. 702 с.
3. Вииицкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. М.:
Машиностроение, 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.:
Машиностроение, 1982. 206 с.
14. Зарубин В. С. Температурные поля в конструкции летательных
аппаратов. 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.:
Машиностроение, 1980. 230 с.
17. Космонавтика: Энциклопедия/Гл. ред. В. П. Глушко, М.: Сов.
Энциклопедия, 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
управляемых баллистических ракет с РДТТ. М.: Воениздат, 1979. 240 с.
20. Лебедев А. А., Чериобровкин Л. С. Динамика полета. М.: Оборонгиз,.
1962. 548 с.
21. Образцов И. Ф., Васильев В. В., Бунаков В. А. Оптимальное
армирование оболочек вращения из композиционных материалов. М.:
Машиностроение, 1977. 144 с.
22. Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические и баллистические основы-
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М.:
Машиностроение, 1979. 392 с.
317

23. Основы автоматического управления ракетными двигательными
установками/Бабкин А. И., Белов С. В., Н. Б. Рутовский, Е. В. Соловьев. М.:
Машиностроение 1978. 328 с.
24. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей/Под ред.
В. М. Кудрявцева. М.: Высшая шкйла, 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
баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976. 356 с.
27. Силантьев А. И. Твердые ракетные топлива. М.: Воениздат, 1964. 80 с.
28. Серебряков М. Е. Внутренняя баллистика артиллерийских орудий и
пороховых ракет. М.: Оборонгиз, 1962. 703 с.
29. Техиическаи информация, ОНТИ ЦАГИ, 1981. № 21—22. 60 с.
30. Фахрутдииов И. X. Ракетные двигатели твердого топлива. М.:
Машиностроение, 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
двигателя на твердом топливе. М.: Воениздат, 1966. 256 с.
33. Шишков А. А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М.:
Машиностроение 1974. 156 с.
34. Ясииский Ф. Г. Расчет прогрева трехслойной пластины. Аниационная
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)
Selection 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, N73.
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
A
Автоматизированное рабочее место
276, 278
Алгоритм системы
автоматизированного 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
режиме 26
РДТТ полное 25, 26
— момента отсчета 26
— спада 26
Выдвижные щитки 217
Г
Газовая постоянная 57
Газовые рули 215
Газодинамическое управление
вектором 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)
топлива 35
Горючее 37
— связующее 37, 181
Градиент температурной скорости
горения 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
31»

вспомогательный 15
двухрежимиый 14, 28
маршевый 10, 13
многократного включения 251
миогосопловый 28
мягкой посадки 5
неснаряжеиный 6
односопловый 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
(прогрессивная) 47
уменьшающаяся (дегрес-
сивная) 47
■ — ступенчатая 47
Запас прочности 31, 122, 171
Запуск РДТТ 213
многократный 251
Заряд линейный детонирующий 136,
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 7, 9
■ 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
композиционные боропластики 90
— • органопластики 91
■ стеклопластики 92
углепластики 91
Матрица 109
Маты нетканые 92
Миогосопловый блок 138
Многозональная намотка^111
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
состояние (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
■ иижекциониые 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
графической 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, 9!
— удельная 86, 9!
Пряжа 92
Р
Разрушение адгезионное 130
— когезиониое 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 4!
Связующие 37, 89, 109
Система автоматического
проектирования (САПР) 276
— стабилизации 216
Скорость горения заряда ТРТ 33, 7!
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, 29!
лепестковое 145
надувное 146
поворотное (ПУС) 221, 291
противотяги 12, 249
разрезное 230
раздвижное 142
саморегулирующееся 14!
с косым срезом 23!
стационарное 132
тарельчатое 14!
—• — уголковое 227
управляющее 227
утопленное !37, 288, 290
штыревое 14!
Сопловая решетка 7
Сопловой блок 132
изменяемой геометрии !4!
односопловый 135
многосопловый !38
Спиральный шов 97, 257
Стали высокопрочные 87, 260, 288
— высокоуглеродистые 87, 260
— коррозионно-стойкие 87
— средиелегированные 87
— мартенситно-стареющие 87, 260
Статическая устойчивость 9!
Стабилизация угловая 273
Стандартизация 273
Стеклотекстолиты !51
Степень расширения 142
— черноты газовой фазы 173
продуктов сгорания 173
стенки !73
Схема структурная САПР 277
Т
Такелажный рым-болт 7
Тантал 159
Температура заполнения 195
322
— отверждения 110
— полимеризации 195
— продуктов сгорания 64, 147
— равновесная 19!, 192
— стеклования 4!
Тепловой поток 162
Теплообмен 'излучением !63
— конвективный 163
Теплоотдача !63
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 24!
У
Удельная жесткость 86, 90, 93, 94
— прочность 93, 94
Угол крена 22!
— тангажа 22!
— рыскания 221
Углерод-углеродные композиции 91,
!56
Узел отсечкн тяги (УОТ) 10, !24,
214
Унификация 273
Уплотнение соединений !25
Управление вектором тяги (УВТ) 215
по направлению 215
по значению 247
Упругий подшипник 228
Управляющая сила 2!9
— программа 277
Уровень языка нулевой 280
первый 280
Установка двигательная ракетная
твердого топлива (ДУ РДТТ) 5
Устойчивость при действии осевых,
сил 100
избыточного давления 100
— кручения 10!
Устройства с несимметричным
истечением газа 23!
Ф
Физическая нестабильность 40
Фланцевые соединения !!5
Фланцы переходные 107
Фотокамера дисплея (ФК) 279
Фотосчитывающее устройство (ФСУ>
279
X
Характеристика нагрузочная 220
Химическая стабильность топлива 40>
Ч
Чертежио-графический автомат (ЧГА>
279
Э
Электродетоиатор 215
Эквивалентные напряжения 99
Эрозионно-стойкие покрытия 154
Эффективность органа управления
РДТТ 217
Ш
Шарнирный момент 2!7
Шпоночное соединение 122
Штифто-болтовое соединение (ШБС)-
12!. 124
Штифто-ленточное соединение (ШЛСЬ
122
Щ
Щитки выдвижные 236

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие '. 3
Глава 1. Основные сведения о РДТТ 4
1.1. Особенности ракетных двигателей твердого топлива . . 4
1.2. Из истории развития РДТТ 17
1.3. Классификация РДТТ 19
1.4. Этапы и организация разработки РДТТ 19
1.5. Техническое задание на разработку РДТТ 24
1.6. Схемы размещения двигательной установки на ракете
и конструктивные схемы РДТТ 26
1.7. Взаимосвязь характеристик ракеты и РДТТ 30
!.8. Тенденции развития РДТТ 32
Глава 2. Топливные заряды РДТТ 35
2.1. Сведения о твердых ракетных топливах 35
2.2. Некоторые сведения о технологии изготовления
топливных зарядов 42
2.3. Конструкция и расчет заряда 46
2.4. Бронирующие покрытия 60
Глава 3. Расчет основных параметров РДТТ 62
3.1. Выбор рабочего давления в камере сгорания .... 62
3.2. Расчет внутрибаллистических характеристик РДТТ . . 66
3.3. Нагрузки, действующие на РДТТ 76
3.4. Разработка исходной конструктивной схемы РДТТ . . 84
Глава 4. Выбор конструкционных материалов для несущих
конструкций 86
4.1. Металлы и их характеристики 86
4.2. Волокнистые композиционные материалы 89
Глава 5. Расчет и проектирование элементов конструкций РДТТ . . 97
5.1. Расчет и проектирование металлических элементов
конструкций . 97
5.2. Компенсация отверстий 105
5.3. Расчет, проектирование и технология изготовления
элементов конструкций из волокнистых
композиционных материалов !06
5.4. Расчет и проектирование соединений !14
Глава 6. Сопловые блоки РДТТ 132
6.1. Построение профиля сопла 132
6.2. Конструкция односопловых блоков 135
6.3. Многосопловые блоки 138
6.4. Кольцевые сопла 141
6.5. Сопловые блоки изменяемой геометрии с высокой сте-
, пенью расширения 141
Глава 7. Тепловая защита РДТТ 147
7.1. Особенности условий работы и методы оценки
теплозащитных материалов ..... 147
7.2. Теплозащитные и эрозионно стойкие материалы ... 149
7.3. Температурное состояние конструкций РДТТ .... 162
Глава 8. Расчет иа прочность твердотопливных зарядов 180
8.1. Определение контактной прочности вкладного заряда 180
8.2. Расчет на прочность скрепленного заряда 181
Г л~а в а 9. Проектирование специальных элементов конструкции
двигателя 204
9.1. Проектирование воспламенителя 204
9.2. Линейные детонирующие заряды 214
9.3. Управление вектором тяги 215
324
Г^Га в а Ю. Технологичность конструкции РДТТ 254
10.1. Особенности применения конструкционных материалов 254
10.2. Особенности изготовления цилиндрических и
слабоконических металлических корпусов РДТТ 256
10.3. Сварка обечаек корпуса 257
10.4. Технологичность механически обрабатываемых деталей 262
10.5. Металлоемкость и коэффициент использования
материалов 262
10.6. Технологичность неметаллических конструкций . . . 265
10.7. Рекомендации конструктору корпуса РДТТ по
обеспечению технологичности при изготовлении топливного
заряда 267
10.8. Коэффициент материалоемкости и совершенство
конструкции 268
10.9. Предпосылки к снижению затрат при проектировании 273
Глава 11. Особенности системы автоматизированного
проектирования 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
баллистических ракет 312
2. Основные характеристики некоторых
противокорабельных и противолодочных ракет 314
3. Основные характеристики некоторых управляемых
ракет для поражения бронетанковой техники 3!5
4. Основные характеристики некоторых управляемых
ракет класса «воздух—поверхность» 316
Список литературы 317
Предметный указатель 319