/
Текст
1. Основные понятия и определения
1.1. Принцип создания реактивной силы
Возьмем замкнутый сосуд и создадим в нем избыточное давление Р к. На
сосуд будет также действовать сила атмосферного давления Рн окружающей
среды, рис.1.1а.
Рн
Рк
Рис.1.1а. Принцип создания реактивной силы
Если силы давления Рк и Рн уравновешены жесткостью стенок сосуда, то
он останется в покое.
Выполним в сосуде отверстие, рис.1.1б., при этом равновесие сил Рк и Рн
нарушится и сосуд придет в движение (трение между наружной поверхностью
сосуда и окружающей средой не учитывается). В результате этого возникнет
реактивная сила R, величина которой пропорциональна скорости и массе рабочего тела истекающего потока.
Pн
R
РК
Рис.1.1б. Принцип создания реактивной силы
Движение тела под действием силы реакции, создаваемой при отбрасывании массы от этого тела в окружающее пространcтво, называется реактивным.
Потенциальная энергия избыточного давления будет преобразована в кинетическую энергию (Ек) истекающей струи. Реактивная сила R направлена в
сторону, противоположную истечению реактивной струи.
На поверхность сосуда также действует сила, зависящая от величины давлений, воздействующих на его внутреннюю и наружную поверхности, т.е.
Р' = Рк – Рн.
Тяга двигателя Р является результирующей реактивной силы R и сил давлений Р', воздействующих на поверхность сосуда без учета сил внешнего аэродинамического сопротивления
Р = R + Р' .
Для создания реактивной силы необходимо наличие 3х элементов:
- первичного источника энергии;
- рабочего тела;
- собственно двигателя, в котором происходят преобразования.
Реактивный двигатель – устройство, обеспечивающее перемещение летательного аппарата ЛА в пространстве, путем преобразования первичного источника энергии в кинетическую энергию реактивной струи.
Движение тела в пространстве может быть активным и пассивным. Различают два вида активного движения — движение за счет реакции непрямого
действия, когда масса отбрасывается специальным рабочим органом — движителем, который приводится в движение любым типом двигателя, и движение за
счет прямой реакции, когда масса отбрасывается непосредственно двигателем.
Под пассивным движением понимается свободное движение тела, у которого
либо нет двигательной установки либо эта установка выключена (движение артиллерийского снаряда с момента выхода из ствола или полет ракеты с момента
выключения двигателя).
Из реактивных двигателей прямой реакции можно выделить двигатели,
предназначенные для летательных аппаратов, на борту которых размещены запасы энергии и рабочее тело, такие двигатели называются ракетными. Основная их особенность заключается в том, что для создания реактивной силы они
не используют окружающую среду и источники энергии, находящиеся вне летательного аппарата.
Для двигателя непрямой реакции характерно наличие движителя – устройства, обеспечивающего реактивную силу, например, винт в турбовинтовом
двигателе.
Для создания реактивной силы движитель и двигатель используют разные
рабочие тела. В качестве рабочего тела могут использоваться:
- жидкая или газообразная окружающая среда;
- топливо;
- окружающая среда и топливо.
1.2. Классификация ракетных двигателей (РД)
На рис.1.2. представлена классификация ракетных двигателей.
Рис.1.2. Классификация ракетных двигателей
Если в качестве первичного источника энергии используется химическая
реакция, то такой двигатель называется химическим.
Тепловым РД называется двигатель, у которого энергия первичного источника преобразуется в тепло, а затем в кинетическую энергию истекающей
струи. Химические РД являются термическими.
Структурные схемы ХРД и НХРД приведены на рис.1.3.
ХРД
НХРД
(химический ракетный двигатель)
1`
2
(нехимический ракетный двигатель)
3
1
2
3
4
Рис.1.3. Структурные схемы ХРД и НХРД:
1`- совмещѐнный источник первичной энергии и рабочего тела;
1 - источник первичной энергии; 2 - камера энергопреобразователь;
3 - ускоритель; 4 - источник рабочего тела.
1.3. Тяга ракетного двигателя
Вывод формулы тяги ракетного двигателя базируется на III-м законе Ньютона, при условии, что поток рабочего тела по тракту рассматривается стационарным.
Стационарным называется движение, при котором расход газа во всех поперечных сечениях канала одинаков и не зависит от времени, а параметры газа
в указанных сечениях, включая входное, постоянны и также не являются функцией времени.
Тяга реактивного двигателя является равнодействующей сил давления газов на внутренние и наружные поверхности камеры двигателя. Она возникает в
результате преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию, истекающих из камеры, продуктов сгорания.
Тяга в пустоте – Рп , Рн = 0, рис.1.4.
Рис.1.4. К выводу формулы тяги
Определим результирующую силу Р , воздействующую на стенки камеры двигателя:
Р = РП – Fa Pa ,
где: Fa - площадь среза сопла, м2.
Воспользуемся теоремой импульсов – импульс силы равен изменению количества движения:
Р = m (Wa – Wc),
где: m = mн – mк - масса израсходованного топлива;
mн – начальная масса двигательной установки;
mк – конечная масса двигательной установки;
- время работы двигательной установки;
Wс , Wа – скорости газового потока на входе в сопло и на его срезе, соответственно.
Так как Wa >> Wc.
Р = m Wa;
Р = m/ Wa = m Wa;
где: m – массовый секундный расход, кг/с;
Рп = m Wa + Fa Pa ,
Рп = m Wэ.п. ,
где: Рн – тяга ракетного двигателя в пустоте, н;
Wэ.п. - эффективная скорость истечения в пустоте, м/с;
Wэ.п. = Wa + ( Fa Pa )/ m .
Тяга в условиях атмосферы Рн, Рн 0; рис.1.5.
Рис.1.5. К выводу формулы тяги
Рн = m Wa + Fa Pa – Fa Pн = m Wa + Fa (Pa – Рн) = m Wэ.н.,
где: Wэ.н. – эффективная скорость истечения при наличии давления окружающей среды, м/с.
Wэ.н. = Wa + Fa (Pa - Pн) / m .
1.4. Мощностные параметры ракетных двигателей
1. Мощность реактивной струи, Вт.
m WЭ2
Nстр
,
2
2. Мощность первичного источника энергии, Вт.
Nпер
Nстр
,
где: - коэффициент полезного действия двигательной установки.
1.5. Удельные параметры ракетных двигателей
1. Удельный импульс, (нс)/кг
I
Р P
m
m
m
Iуд=
Удельный импульс является основным параметром, характеризующим совершенство конструкции и эффективность преобразования энергии в нѐм. Величина удельного импульса не зависит от тяги, создаваемой двигателем. Для
химических ракетных двигателей величина удельного импульса лежит в диапазоне 2000 4000(нс)/кг.
Вышеприведѐнный вывод формулы тяги осуществлялся при условии еѐ
постоянства во время работы двигательной установки. Однако на практике это
не соответствует действительности.
На рис.1.6. приведена зависимость тяги двигательной установки от времени еѐ полѐта. (IВЗЛ, IПОЛ, IПД – значения импульса ДУ на режимах взлѐта, полѐта
и выключения, Iп.д – импульс последействия).
Рн,н
Рср
1
2
3
4
,c
Рис.1.6. Изменение импульса силы ракетного двигателя в процессе работы
Суммарный импульс двигательной установки I , н с
лить по следующим зависимостям:
I РCP 4 1 ,
можно опреде-
4
I Р d ,
1
Величину Iп.д стараются уменьшить, т.к. это обеспечивает точность доставки полезного груза к цели.
2. Удельный расход топлива, кг/н с .
CУД
m
Р
1
I УД
,
Для химических ракетных двигателей величина удельного расхода топлива, существенно выше аналогичного параметра для воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Поэтому время работы ВРД существенно больше, чем ХРД.
3. Удельная мощность реактивной струи, Вт/н.
N СТР.УД
N СТР
Р
m WЭ2
2 m WЭ
WЭ
,
2
4. Удельная масса ДУ, кг/н, кг/т.
M
Р
,
где: М – масса ДУ без учѐта топлива.
Величины удельной массы двигателей различных типов приведены ниже:
ВРД 200 300
[кг/т]
ХРД 8 12
[кг/т]
ЯРД 40 100
[кг/т]
1т =104 н.
ЭРД более 1000 [кг/т]
1.5. Дополнительные параметры, характеризующие работу ракетного двигателя
1.
нения РД.
Тип рабочего тела – выбирается в зависимости от области приме-
2. Время работы двигателя.
ЖРД - 1000с
РДТТ – 200 - 300с
Если двигатель обладает системой многократного включения, то
задаѐтся количество включений и интервал времени между ними.
3. Отклонение величины тяги от еѐ номинального
значения Рном.
4. Значения давлений в камере Рк и на срезе сопла Ра.
5. Величина суммарного импульса I
6. Величина импульса последействия Iп.д.
1.6. Компоновочная схема РДТТ
Ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), называется двигатель прямой реакции, в котором химическая энергия твердого топлива преобразуется сначала в тепловую, а затем в кинетическую энергию продуктов сгорания, отбрасываемых с высокой скоростью в окружающее пространство.
В РДТТ твердое топливо является одновременно источником получения
энергии и рабочего тела — продуктов сгорания.
Ракетный двигатель на твердом топливе, рис.1.7., состоит из следующих
основных частей: обечайки 7 с теплозащитным покрытием, соплового днища 9
с теплозащитным покрытием, переднего днища 4 с теплозащитным покрытием,
заряда твердого топлива 6 с бронировкой 5, деталей крепления заряда в двигателе 8, воспламенительного устройства 3, поворотного сопла 12 с заглушкой
11, соплового вкладыша 13, привода поворота сопла 10, реверсивных сопел с
заглушками 1 и датчиков давления 2. Заряд может состоять из одной или нескольких шашек твердого топлива. Частично наружная поверхность заряда может быть бронирована, когда необходимо часть поверхности заряда предохранить от горения, с целью получения заданного закона изменения поверхности
горения. Сопло с вкладышем и исполнительным органом управления тягой
обычно называют сопловым блоком.
Рис. 1.7. Компоновочная схема РДТТ
Воспламенительное устройство может входить непосредственно в конструкцию РДТТ или быть обособленным. В простейшем случае воспламенительное устройство состоит из навески дымного ружейного пороха (ДРП), иногда в сочетании с навеской крупнозернистого дымного пороха (КЗДП) или пиротехнического состава, заключенной в оболочку из тонкой материи. Навеска
воспламенителя поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с пиропатроном. Воспламенительное устройство должно обеспечить воспламенение
всей площади горящей поверхности основного заряда.
Система исполнительных органов управления тягой служит для изменения
в процессе работы двигателя тяги по величине и направлению для обеспечения
полета ракеты по заданной траектории.
Для обеспечения точности попадания ракеты в цель она должна выйти в
заданную точку пространства и при этом иметь вполне определенные скорость
и направление. В этот момент двигатель должен быть отключен или реверсирован.
Система крепления и фиксирования заряда зависит от назначения РДТТ.
Иногда в двигателях с небольшим временем работы заряд опирают на так назы-
ваемую диафрагму, или колосниковую решетку, расположенную у соплового
днища. Заряды, горящие с поверхности канала, закрепляют в камере так, чтобы
исключить возможность их случайных перемещений и разрушения.
Узлы крепления двигателя к ракете зависят от ее типа. В многоступенчатой ракете двигатели отдельных ступеней скрепляются друг с другом. Двигатель первой ступени имеет устройство для закрепления на стартовом столе.
Двигатель последней ступени скрепляется с приборным отсеком или головной
частью ракеты.
1.7. Достоинства и недостатки РДТТ
РДТТ обладают следующими основными достоинствами:
1. Простота конструкции и технологии изготовления. Горение топлива в
РДТТ происходит в камере, где размещается весь заряд, без поступления какихлибо дополнительных веществ. Продукты сгорания топлива, омывая поверхность горения заряда, истекают через сопловой аппарат в окружающую среду.
Поэтому, кроме систем запуска и управления полетом, в РДТТ практически нет
никаких трущихся и вращающихся элементов.
2. Простота эксплуатации. Простота конструкции РДТТ предопределяет крайнюю простоту их эксплуатации. Смонтированный на летательном аппарате РДТТ лишь периодически должен подвергаться профилактическому
осмотру. Прост и запуск: после «прозванивания» электрической системы воспламенительного устройства включается источник тока, который, накаливая
мостик пиропатрона, обеспечивает срабатывание воспламенительного устройства.
3. Постоянная готовность к действию. Благодаря возможности длительного хранения в снаряженном состоянии РДТТ может находиться на стартовой
позиции неограниченное время независимо от времени года и атмосферных
условий. Требования, предъявляемые к твердым ракетным топливам, обуславливают возможность длительного их хранения в определенном интервале тем-
ператур. Конструкционные металлические и неметаллические детали РДТТ покрываются антикоррозионными покрытиями и красятся влагоустойчивыми
красками. Дымные пороха, применяемые в воспламенительном устройстве,
гигроскопичны. Для устранения возможности накопления влаги в них обеспечивается герметичность корпуса воспламенителя.
Все эти мероприятия обеспечивают готовность РДТТ к запуску без проведения каких-либо специальных подготовительных работ.
4. Надежность и безотказность. Надежность действия какой-либо установки равна произведению надежностей отдельных агрегатов, из которых она
состоит. Следовательно, чем из большего количества отдельных агрегатов,
надежность которых всегда меньше единицы, состоит установка, тем меньше
надежность всей установки. Так как РДТТ сравнительно прост по своей конструкции, то и надежность его работы велика.
5. Малые объемы камеры для хранения топлива, обусловленные высокими
значениями его плотности (1550-1850 кг/м3).
Основные недостатки РДТТ следующие:
Более низкие энергетические характеристики
1.
твѐрдых ракетных
топлив, по сравнению с другими ракетными топливами и, соответственно, более низкий удельный импульс РДТТ.
Сложность управления процессом горения твердого ракетного топ-
2.
лива (ТРТ).
3. Трудность осуществления многократного запуска РДТТ.
4.
Значительное влияние начальной температуры заряда на скорость
горения ТРТ, что определяет необходимость его термостатирования.
5. Более низкая, по сравнению с ЖРД, продолжительность работы.
1.8. Классификация РДТТ космических летательных
аппаратов (КЛА)
По направлению действия удельного импульса, создаваемого двигателем:
разгонные;
тормозные;
управляющие (моментные).
По принадлежности к составным элементам КЛА:
РДТТ ракет-носителей;
РДТТ космических летательных аппаратов;
По назначению:
маршевые РДТТ ракетоносителей;
Основной транспортной операцией при полетах в космос является вывод
космического аппарата (КА) на околоземные орбиты, что связано с преодолением сил земного притяжения и наибольшей затратой суммарной энергии, по
сравнению с затратами энергии на выполнение любой другой космической операции или маневра.
РДТТ разгонной ступени воздушно-космической системы (ВКС) «Спейс
Шатл» состоит из разгонной ступени с двумя параллельно установленными
РДТТ и орбитального самолета с ЖРД, рис.1.8.
б)
Рис. 1.8. а - схема ВКС; б - РДТТ разгонной ступени ВКС;
в- диаграмма тяги
Стартовая масса ВКС 2040 т, масса полезного груза 29,5 т, высота рабочей
орбиты 185 км.
Старт ВКС осуществляется при одновременном включении РДТТ разгонной ступени и маршевых ЖРД орбитального самолета. Примерно через 120 с и
на высоте 45 км при скорости полета 1440 м/с РДТТ отделяются и орбитальный самолет продолжает движение в космосе самостоятельно. РДТТ на парашютах спускаются в океан, спасаются и восстанавливаются для повторного использования.
Предусматривается 20-кратное использование основных частей и элементов РДТТ. Сокращение сроков ремонтно-восстановительных работ и повторного запуска двигателя в основном обеспечивается модульным типом конструкции корпуса, сопла и других частей двигателя, а также условиями оперативного
поиска и спасения РДТТ после его приводнения в океане.
РДТТ систем аварийного спасения КЛА;
В связи с производственными причинами нельзя создать техническую систему абсолютно надежную в работе. Поэтому пилотируемые и некоторые автоматические космические объекты (КО) оборудуются системами их аварийного спасения (САС), призванными обеспечить спасение экипажа и дорогостоящих, сложных частей КЛА в случаях возникновения аварийных ситуаций на
старте и на активном участке полета КО.
Систему аварийного спасения можно разделить на две группы:
- САС, отделяющие и уводящие спасаемый блок (с экипажем или уникальным оборудованием) от остальной части КЛА;
- САС, обеспечивающие катапультирование из КО кресла с космонавтом
или капсулы с ценным оборудованием.
Отделение и увод на большое расстояние или катапультирование спасаемого блока осуществляется с помощью ракетных двигателей. При этом используются только РДТТ в связи с их высокой постоянной готовностью к мгновен-
ному действию, надежностью, сравнительной безопасностью и удобством эксплуатации.
САС пилотируемого КК «Аполлон». Система аварийного
спасения ко-
мандного отсека КК «Аполлон» установлена над космическим аппаратом,
рис.1.9.
Рис.1.9. САС пилотируемого КК «Аполлон»:
1- спасаемый блок КК; 2- монтажная ферма;
3 - основной РДТТ; 4 - разделительный РДТТ;
5 - управляющий РДТТ
Масса САС 3,7 т, масса командного отсека 5т, общая масса аварийной ступени 8,7 т. Длина САС 10 м, длина аварийной ступени в целом 12 м.
Силовая установка САС, состоящая из основного, управляющего и разделительного РДТТ, соединена со спасаемым блоком с помощью монтажной
фермы. Каждый РДТТ состоит только из четырех систем: корпуса, соплового
блока, заряда смесевого ТРТ и воспламенителя.
При возникновение аварийной ситуации САС работает в такой последовательности:
- автоматически запускается основной РДТТ и аварийная ступень отделяется от КА;
- в результате совместного действия основного и управляющего РДТТ спасаемый блок отводится на безопасную высоту (1200 м) и расстояние от места
аварии;
- включается разделительный РДТТ, который отделяет и уводит САС с
теплозащитным экраном от спасаемого блока (командного отсека КК);
- срабатывает парашютная система командного отсека и он приземляется
в безопасном
районе.
разгонные РДТТ орбитальных маневров КО;
Разгонные РДТТ орбитальных маневров КО применяются в основном для
решения одноимпульсных транспортных операций:
- увеличения высоты эллиптической орбиты КО;
- перевода КО с эллиптической орбиты на круговую;
- перевода КО с околоземной на межпланетную орбиту полета.
Перигейно-апогейная система РДТТ представляет собой блок из двух двигателей, собранных на монтажной ферме с противоположным направлением
сопел. Система РДТТ устанавливается внутри искусственного спутника земли
(ИСЗ) вдоль его продольной оси. Она обеспечивает перевод спутника с опорной орбиты через промежуточную на стационарную орбиту. Для этого к ИСЗ
последовательно в точках перигея и апогея промежуточных орбит прикладываются импульсы силы, создаваемые, соответственно, перигейным и апогейным
РДТТ.
Перигейно-апогейная система РДТТ, рис.1.10., состоящая из двух бортовых РДТТ, использовалась для вывода на стационарную орбиту ИСЗ связи
массой 150 кг с помощью РН «Европа».
тормозные РДТТ орбитальных маневров КО;
В практике космических полетов тормозные ракетные двигатели применяются для решения задач:
- посадки КО на небесное тело;
- перевода КО с пролетной орбиты на орбиту искусственного спутника
небесного тела.
Рис. 1.10. Компоновочная схема перигейно-апогейной системы РДТТ:
1-ИСЗ; 2- апогейный РДТТ; 3- перигейный РДТТ
РДТТ тормозной двигательной установки КА ―Меркурий‖. Тормозная система пилотируемого одноместного КА ―Меркурий‖ включает пакет из трех
РДТТ, которые крепятся к основанию корабля, рис.1.11. РДТТ обеспечивают
начальное торможение КА для схода его с орбиты на Землю. После срабатывания РДТТ сбрасываются с КА, дальнейшее торможение которого осуществляется силами сопротивления атмосферы Земли и парашютной системы. Тормозной РДТТ включает в себя цилиндрический корпус с сопловым днищем, вогнутым в сторону камеры двигателя.
вспомогательные РДТТ;
В выполнении транспортных задач полета КЛА основная роль принадлежит маршевым двигателям РН и двигателям орбитальных маневров КО. Вместе
с этим КЛА имеют ряд систем, работа которых обеспечивается вспомогательными силовыми установками, в том числе сравнительно небольшими РДТТ.
Рис.1.11. Схема тормозного РДТТ КА «Меркурий»:
а – КА «Меркурий»; б – общий вид РДТТ; в – схема РДТТ
Основными задачами, которые могут решаться с помощью вспомогательных РДТТ, являются:
- управление КЛА по углам тангажа, рыскания и крена в процессе полета
на активных участках траекторий;
- стабилизация вращением и торможение вращения КЛА;
- разделение и отделение частей и элементов КЛА;
- ускорение КЛА, с целью обеспечения нормальной работы систем подачи
жидких компонентов в агрегатах РН и КО;
- мягкая посадка на поверхности небесных тел.
РДТТ рулевой двигательной установки РН «Скаут». Рулевая ДУ РН «Скаут» обеспечивает управление полетом КА по углам тангажа, рыскания и крена,
рис.1.12. Она располагается в верхней части носителя, состоит из четырех
РДТТ, установленных на специальной ферме во вращающихся опорах. Продольная ось корпуса каждого РДТТ перпендикулярна оси РН. Поворот двигателей вокруг продольных осей осуществляется приводом по командам системы
управления РН.
РДТТ имеет корпус, односопловой блок (ось которого направлена вдоль
продольной оси РН), заряд ТРТ торцового горения и воспламенитель. Все РДТТ
запускаются одновременно за 2... 5 с до начала работы маршевых двигателей
РН; тяга каждого РДТТ равна примерно 7 кН.
Рис.1.12. Управляющие РДТТ КЛА:
1-схема рулевого ДУ РН «Скаут» ( а- схема управляющего РДТТ, б- пакет из
четырех управляющих РДТТ);
2-схема РДТТ системы стабилизации вращением комплекса МТА-ИСЗ
«Навстар».
РДТТ стабилизации комплекса МТА — ИСЗ «Навстар» вращением. Навигационный ИСЗ «Навстар» переводится с опорной низкой орбиты на рабочую с
помощью двухступенчатого межорбитального аппарата. С целью придания
комплексу МТА — ИСЗ устойчивости и для парирования возмущений в полете,
а также для повышения точности выполнения программы движения комплекса
на активном участке полета он стабилизируется вращением.
Система стабилизации—реактивная и включает РДТТ (газогенераторы) закрутки и торможения вращения комплекса, рис.1.12.
Каждый РДТТ имеет корпус, заряд ТРТ, воспламенитель и систему парных сопел. Сопла отнесены с помощью газоводов и установлены на МТА с уг-
ловым отклонением в 180°. Оси сопел составляют с продольной осью МТА
90°.
Закрутка МТА с ИСЗ начинается сразу после их отделения от ракетыносителя и выхода на низкую опорную орбиту. Торможение вращения комплекса осуществляется перед отделением ИСЗ от МТА и выходом их на высокую рабочую орбиту.
РДТТ системы отделения 1 ступени РН «Сатурн V». Первая ступень (с
массой 135 т) РН «Сатурн V» после конца работы отделяется от ракеты-носителя с помощью пакета из 8 тормозных РДТТ, расположенных на хвостовом
отсеке ступени, рис.1.13. Суммарная тяга пакета двигателей 3060 кн, полный
импульс тяги 1960 кн с.
Каждый РДТТ имеет тягу 380 кн, время работы 0,64 с, массу 296 кг, длину
2,13 м, диаметр 0,38 м. Корпус двигателя стальной. Сопло полностью утоплено,
с графитовым вкладышем в критическом сечении. Заряд литой из смесевого
полисульфидного ТРТ с каналом в виде двенадцатилучевой звезды. Масса заряда 120 кг. Воспламенитель расположен на переднем днище двигателя, имеет
снаряжение, равное 0,9 кг.
РДТТ системы стабилизации положения жидкого ракетного топлива в
баках второй ступени РН «Сатурн V». С целью стабилизации положения жидкого топлива в баках второй ступени РН «Сатурн V», а также для обеспечения
нормальной работы системы подачи топлива в камеры ЖРД второй субракете
РН (массой 660 т) после отделения от нее первой ступени сообщается начальное ускорение 0,1 g с помощью пакета из 8 РДТТ, которые расположены по периметру хвостовой части второй ступени, рис.1.13. Суммарная тяга пакета двигателей 785 кн, полный импульс тяги 2950 кн с.
Работа РДТТ продолжается до момента набора маршевыми ЖРД второй
ступени 30% номинального значения их тяги.
Рис.1.13. Схемы вспомогательных РДТТ КЛА:
а- РДТТ системы отделения первой ступени РН ―Сатурн V‖; б- РДТТ системы
стабилизации положения жидкого ракетного топлива в баках второй ступени
РН ―СатурнV‖; в- компоновочная схема системы мягкой посадки КА на Землю:
1- стропы парашюта; 2- КА; 3- РДТТ непосредственной посадки КА; 4 – щуп.
РДТТ непосредственной посадки КА. В общем случае завершающие операции мягкой посадки КА (или спасаемого блока) обеспечиваются системой,
которая включает парашют, реактивные и амортизационные устройства. При
этом ее реактивная часть состоит из четырех тормозных РДТТ и щупа, рис.1.13.
При приближении спасаемого блока к поверхности посадки конец щупа
соприкасается с ней и реагирует на вертикальную и горизонтальную составляющие скорости движения блока.
С помощью специальной передачи между щупом и двигателями осуществляется ориентация РДТТ так, чтобы составляющие их тяги компенсировали в
процессе посадки составляющие скорости сближения спасаемого блока с поверхностью. При этом щуп частично входит в блок и замыкает электроцепь
включения РДТТ. Двигатели срабатывая смягчают удар блока о поверхность
посадки.
двигатели систем управления КЛА.
По конструктивному оформлению:
моноблочные, пакетные, комбинированные;
одно- и многосекционные;
одно- и многоразового использования;
одно- и многократного включения;
с системой отсечки тяги и без нее;
с управляющими насадками и с управляющими соплами;
без регулирования и с регулированием модуля вектора тяги двигателя.
2. Анализ процессов, происходящих в РДТТ
2.1. Процесс горения ТРТ
Если физические условия во всех точках горящей поверхности одинаковы
и топливо однородно, то горение происходит равномерно, параллельными слоями.
Начальное воспламенение твердого топлива вызывается тепловым импульсом обычно с помощью специального воспламенителя. При прогреве определенного слоя у поверхности и при температуре поверхности выше некоторого критического значения, первоначально достигаемой с помощью воспламенителя, начинаются самоускоряющиеся химические превращения топлива. Эти
превращения являются экзотермическими и приводят к разогреву продуктов
реакций. Между продуктами сгорания и не прореагировавшим топливом возникает теплообмен, обеспечивающий дальнейшее протекание процесса без участия воспламенителя.
Собственно горение представляет собой процесс распространения реакции
от поверхностных слоев вглубь заряда. Разложение и газификация твердых
топлив протекают в общем случае с различными скоростями и зависят от природы компонентов. Реакции между газифицированными горючим и окислите-
лем могут определяться процессом диффузии и смешения или кинетикой химических реакций, или тем и другим в зависимости от давления, температуры,
размеров зерен окислителя и других факторов. При наличии алюминия представляет интерес процесс сгорания частиц металла. Исследования показывают,
что на поверхности горящего топлива частицы алюминия плавятся и сливаются
в более крупные. Специфической стадией горения топлив является процесс
разложения и газификации твердой фазы. Этот процесс существенно зависит от
интенсивности теплопередачи к поверхности твердого топлива. Все факторы,
увеличивающие теплопередачу, ускоряют разложение и газификацию поверхностного слоя.
Ускорение процессов в поверхностном слое и в газовой фазе означает увеличение линейной скорости горения твердого топлива. На основании вышеизложенного, можно заключить, что скорость горения должна зависеть от природы топлива, давления, при котором осуществляется горение, температуры топлива, скорости движения газа вдоль поверхности горения и других факторов,
воздействующих на скорость реакций в конденсированной или газовой фазе.
При горении твердого ракетного топлива в РДТТ происходят следующие
процессы:
- преобразование в камере двигателя химической энергии топлива в энтальпию газового потока;
- преобразование в канале сопла энтальпии газового потока в кинетическую энергию истекающей струи;
- сложный теплообмен (теплопроводность, конвекция и тепловое излучение) между продуктами сгорания топлива, стенками корпуса и соплового блока
РДТТ.
Схема процесса горения представляется в следующем виде. Источник воспламенения выделяет достаточное количество тепла для возникновения процесса горения, которое в дальнейшем поддерживается самим ходом процесса.
Топливо на торцовой поверхности разлагается и испаряется, размягчаясь или
переходя через жидкую фазу. Реакции в твердом топливе (пиролиз, сублимация) в этой стадии чаще экзотермические, поэтому температура продуктов разложения повышается. На рис.2.1. вертикаль 1—1 соответствует границе условно твердой поверхности. На самом деле на небольшой глубине от поверхности
1—1 топливо постепенно включается в процесс разложения. Из-за малой теплопроводности топлива в реакцию газообразования включается очень тонкий
слой топлива толщиной порядка 0,1 мм и даже меньше. Следовательно, основная масса топлива сохраняет свою начальную температуру Тнач и только в тонком слое у поверхности горения эта температура постепенно растет до величины Тs—условной температуры на поверхности 1—1, принимаемой за границу
твердой фазы.
Рис. 2.1. Зоны горения ТРТ в камере двигателя
К поверхности 1—1 примыкает зона I, в которой протекает разложение
топлива и переход из твердой фазы в жидкую и парогазовую. В зоне I, таким
образом, имеются вещества переменного агрегатного состояния и с переменной
температурой. Протяженность этой зоны l1. Температура продуктов растет до
величины Т1 из-за выделения тепла при реакции разложения.
За зоной I находится зона II протяженностью l2, которая является зоной
подготовки к горению. Здесь образуются активные продукты без выделения
тепла, в связи с чем в зоне II температура Т1 ≈ const. Скорость газообразования
зависит от свойств топлива, от давления в камере и от температуры продуктов
горения. Зоны I и II не являются источниками теплового излучения.
Наконец, за зоной II начинается зона III — зона горения. В конце зоны III
температура достигает максимального значения
Тк*,
величина которой
зависит от рода топлива. Зона III представляет зону пламени
или зону све-
чения.
Разложение топлива на поверхности и образование горючей газовой смеси
является основной стадией процесса, определяющей скорость горения. Теплоотдача к поверхности топлива из зоны пламени тем выше, чем больше давление
Рк* в камере и температура Тк*.
Общая протяженность несветящихся зон I и II в значительной степени зависит от давления, а именно:
l1+l2≈К/Р3к
где: К — постоянная, зависящая от марки топлива.
Следовательно, увеличение давления вдвое сокращает длину зон I и II в 8
раз и приближает зону пламени к поверхности твердого топлива.
При малых значениях Рк* и Тк* скорость газообразования мало зависит от
притока тепла из зоны горения, а с дальнейшим уменьшением Рк* зона пламени
настолько отдаляется от поверхности твердого топлива, что внешний приток
тепла становится практически ничтожным, и при некотором давлении сгорание
прекращается, так как одной экзотермической реакции разложения оказывается
недостаточно для самоподдержания процесса.
При высоком давлении зона пламени приближается к поверхности горения
и приток тепла на поверхность топлива возрастает. В этом случае, особенно при
высоких Тк*, скорость горения топлива возрастает, так как растет скорость разложения и газообразования топлива. Таким образом, при высоких Рк* скорость
горения определяется в большей мере величиной Тк*, т. е. теплоподводом из
зоны горения к поверхности топлива. При низких давлениях в камере фронт
пламени дальше отстоит от поверхности твердого топлива; поэтому скорость
горения меньше зависит от Тк*.
Излучение тепла из зоны пламени оказывает влияние на скорость разложения
топлива. Однако это влияние должно быть правильно использовано, иначе возможно вредное избирательное воздействие лучистой энергии на отдельные
компоненты топлива. В результате могут образоваться трещины, приводящие к
увеличению поверхности горения, к увеличению давления в камере и к разрушению заряда. Для устранения этого явления в твердое топливо добавляют непрозрачные для лучистой энергии вещества (например, газовую сажу).
2.2. Скорость горения твердых топлив
Основной характеристикой процесса горения является его скорость. Различают линейную и массовую скорости горения.
Линейная скорость горения ТРТ, называемая обычно просто скоростью
горения - это перемещения очага разложения заряда ТРТ по нормали к поверхности горения в единицу времени, см/ с; мм/с , т.е.
u = de/dτ ,
где: е – сгоревшая за время τ толщина свода заряда ТРТ.
Поверхность горения – это поверхность, на которой наблюдается разложение ТРТ.
Массовая скорость горения представляет собой массу топлива, сгорающего с единицы поверхности горения за одну секунду, г/(см2 с)
um= т de/d ,
где: т- плотность топлива в г/см3
или
um= u т
На скорость горения твердого топлива влияют многие факторы:
- физико-химические
ва);
характеристики твердого топлива (природа топли-
- давление Pк в камере сгорания двигателя;
- начальная температура Тт заряда твердого топлива;
- скорость w потока продуктов сгорания, движущихся вдоль поверхности
горения заряда;
- деформация заряда твердого топлива;
- скорость изменения давления dPk/dτ продуктов сгорания в камере
двигателя.
2.2.1. Зависимость от давления в камере
Давление, при котором протекает процесс горения, является важнейшим
фактором, воздействующим на скорость горения твердого топлива. Для большинства топлив наблюдается рост скорости горения при повышении давления.
Объясняется это ростом плотности тока и соответствующей интенсификацией
теплоотдачи к поверхности топлива. Скорость реакций, протекающих в конденсированной фазе, при этом увеличивается. Одновременно увеличение концентрации газообразных реагирующих веществ приводит к росту скорости экзотермических реакций в газовой фазе. Высокотемпературная зона пламени
приближается к поверхности твердого топлива.
С увеличением давления в камере скорость горения твердого топлива возрастает. Общий характер изменения скорости горения топлива в широком диапазоне изменения давления представлен на рис.2.2.
Эта зависимость может быть аппроксимирована единым аналитическим
выражением. Однако, роль гетерогенных и гомогенных реакций в комплексе
явлений горения различна при различных давлениях. В связи с этим нельзя
ожидать одного и того же закона изменения скорости горения в широком диапазоне давления. Обработка результатов опытов дает различные зависимости в
разных интервалах давления. Эти зависимости обычно имеют вид:
u = а Рк v
(Рк меньше 120 105 Па)
или
u = А+В Рк (Рк больше 120 105 Па)
где: а, А, В — коэффициенты.
Рис. 2.2. Зависимость скорости горения от давления в камере
При сравнительно невысоких давлениях зависимость u=f1(Рк) криволинейная и хорошо описывается формулой:
f1(Рк)=u1Рkυ ,
которую называют степенным законом скорости горения в функции от давления. Этот закон может быть использован при давлениях примерно до 120 10 5
Па.
2.2.2. Зависимость от начальной температуры заряда
Вторым важным фактором, влияющим на скорость горения ТРТ, является
его начальная температура. Влияние начальной температуры топлива на скорость горения объясняется зависимостью скорости гомогенных и особенно гетерогенных химических реакций от температуры. Влияние начальной температуры на скорость горения учитывается с помощью безразмерной функции:
f2(Tт)=uTт / uTN ,
которая представляет собой отношение скорости горения топлива при действительной температуре заряда - uTт к скорости горения при температуре топлива,
принятой за нормальную - uTN. Функцию f2(Tт) обычно называют температурной функцией скорости горения ТРТ. Чем выше начальная температура топлива, тем больше его скорость горения.
По сравнению со скоростью горения топлива скорость распространения
тепла сравнительно мала, поэтому за время горения заряд не успевает прогреваться, т.е. температура в основной его толще практически не изменяется. Таким образом, зависимость скорости горения от начальной температуры заряда
сохраняется в течение всего времени горения, а функция f2(Tт) для закона скорости горения, может рассматриваться как постоянная величина.
Температурная функция скорости горения обычно представляется соотношением:
f2(Tт) =
(Т Т )
Т
,
N
где: - термохимическая характеристика природы твердого топлива;
Tт – температура заряда топлива;
ТN – температура заряда, принятая за нормативную.
Изменение начальной температуры топлива оказывает влияние на скорость
горения топлива; поэтому при заданной конструкции РДТТ и при неизменном
критическом сечении сопла изменяются давление в камере, тяга двигателя и
период его работы. На рис.2.3. приведен график зависимости тяги от времени
для одного и того же двигателя, но при трех различных значениях начальной
температуры заряда.
Большим начальным температурам соответствуют и большие значения тяги и давления в камере, но, соответственно, меньшая продолжительность работы двигателя. Существенная зависимость давления, тяги и времени работы
РДТТ от начальной температуры заряда является недостатком ТРТ.
Рис. 2.3. Изменение тяги РДТТ по времени для различных
начальных температур топлива
2.2.3. Зависимость от скорости обдува поверхности горения
Рассмотренные выше зависимости скорости горения от давления и
начальной температуры заряда относятся к случаю, когда поверхность горения
не подвергается обдуву. При использовании заряда с канальным горением продукты сгорания движутся вдоль внешней или внутренней его поверхности. По
мере удаления от переднего торца заряда и приближения к соплу расход газа
через свободное сечение камеры увеличивается (газообразование происходит
все с большей поверхности). Поэтому скорость газового потока, омывающего
заряд, возрастает по направлению к соплу и может в пределе достичь критической.
Скорость горения одного и того же топлива в одинаковых условиях увеличивается, если поверхность горения подвергается обдуву. Основная причина
этого явления в том, что при омывании поверхности заряда горячими продуктами сгорания увеличивается теплоотдача к не прореагировавшему топливу.
Это происходит вследствие роста конвективного теплового потока, увеличива-
ющегося при увеличении скорости движения газа вдоль поверхности заряда и
при увеличении турбулентности потока. Усиленный подвод тепла к топливу
интенсифицирует химические реакции, благодаря чему должна увеличиваться
скорость горения.
Явление увеличения скорости горения при обдуве поверхности заряда часто называют эффектом «раздувания», горение же, сопровождаемое этим эффектом, — эрозионным горением. Опыты не обнаружили изменения характера
эрозионного горения одного и того же топлива при изменении начальной
температуры заряда и давления. Поэтому можно его считать независимым от
Рк и Тт.
Нужно отметить, что эффект эрозионного горения появляется не при любом обдуве поверхности заряда, а лишь начиная с определенных значений линейной или приведенной массовой скорости газа. Наличие пороговой скорости
может быть связано с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Влияние потока, текущего вдоль горящей поверхности, начинает сказываться лишь с того момента, когда только что возникшая турбулентность распространяется на зону предпламенных реакций. Положение «порога» эрозионного горения зависит от природы топлива и определяется экспериментально.
Оно также, очевидно, должно определяться условиями входа потока в канал заряда, возмущениями, способствующими переходу ламинарного пограничного
слоя в турбулентный.
Влияние скорости газового потока на скорость горения ТРТ учитывается
функцией:
f3(w) = uw/uw=0 ,
представляющей собой отношение скорости горения твердого топлива при
наличии скорости потока газов - uw к скорости горения в неподвижной среде uw=0. Значение f3(w) определяется экспериментально и записывается в виде:
f3(w) = 1+ Кw(w-wп) ,
где: Кw - коэффициент эрозии, зависящий от природы твердого топлива;
w – скорость потока продуктов сгорания;
wп – пороговая скорость движения газов, wп 80 м/с.
При этом, если w wп, то скорость потока не будет влиять на скорость горения топлива и функция f3(w) = 1,0.
Скорость потока газов оказывает влияние на скорость горения лишь в
начальный период работы двигателя, так как по мере горения заряда площадь
для свободного прохода газов быстро возрастает и, следовательно, скорость потока будет падать. На рис. 2.4. приведены характерные кривые изменения давления продуктов сгорания в РДТТ в функции времени, когда скорость потока
оказывает влияние на скорость горения (кривая 2) и при отсутствии указанного
влияния - w wп (кривая 1).
Рис. 2.4. Влияние скорости потока продуктов сгорания на
давление в камере РДТТ в функции времени:
1- f3(w) = 1; 2- f3(w)›1,0
При наличии влияния скорости потока на скорость горения на кривой Рк =
f( ) наблюдается «взмыв» давления. Наличие подобного «взмыва» давления,
как правило, считается нежелательным или даже недопустимым. Это объясняется тем, что «взмыв» давления приводит к необходимости
неоправданного
завышения толщины стенок корпуса РДТТ, что увеличивает массу двигателя и
ухудшает его характеристики.
2.2.4. Зависимость от других факторов
При фиксированных внешних условиях (давление в камере и начальная
температура заряда) и определенном эрозионном отношении скорость горения
твердого топлива зависит еще от ряда факторов, влияние которых обычно не
поддается строгому аналитическому учету. Эти дополнительные факторы несколько различны для двухосновных и смесевых топлив.
Прессованные двухосновные пороха имеют обычно анизотропную структуру. В связи с этим скорость горения таких топлив в направлении, параллельном направлению прессования, на 10— 15% выше, чем в перпендикулярном
направлении. Обнаруживается также зависимость скорости горения и от давления прессования (деформации заряда твердого топлива) и качества пластификации, т. е. от технологии изготовления заряда.
Скорость горения смесевых топлив зависит от среднего размера зерна
окислителя. Опытным путем найдено, что при постоянном составе смесевого
топлива и одинаковых внешних условиях уменьшение среднего размера зерна
окислителя ведет к повышению скорости горения.
Существенное влияние на характеристики смесевых топлив оказывает качество перемешивания горючего и окислителя, что зависит от технологии производства заряда.
Таким образом, важнейшая характеристика твердого топлива — скорость
горения зависит от условий производства топлива и заряда. В связи с этим характеристики разных партий одного и того же топлива могут отличаться друг
от друга. Стабильность характеристик твердых ракетных топлив менее гарантирована, чем для жидких топлив, и это является их существенным недостатком.
Увеличение весовой доли инертных добавок (стабилизаторы, пластификаторы и др.) всегда понижает скорость горения. В то же время введением в ос-
новной состав топлива небольших количеств катализаторов можно заметно
увеличить скорость горения.
2.3. Закон горения ТРТ
Под законом скорости горения твердого топлива понимают функциональную зависимость скорости горения от перечисленных выше факторов:
u = f (Ni, Рk ,TT, w, ,dРk/d ) ,
где: Ni – физико-химические характеристики твердого топлива.
Факторы, влияющие на скорость горения, принимаются независимыми
друг от друга. При таком подходе выражение для закона скорости горения примет вид:
u = f1(Рk) f2(TT) f3(w) f4( ) f5(dРk/d ) .
Рассмотрим основные факторы, влияющие на скорость горения.
Для перехода от функционального вида подставим в вышеприведенное
соотношении вместо f1(Рk), f2(TT) и f3(w) их выражения, полученные ранее.
В результате будем иметь:
u = u1Рkυ
(Т Т )
Т
1+ Кw(w-wп) .
N
Величина f2(TT) сохраняется постоянной в течение всего времени горения,
поэтому обозначим
u1T = u1 f2(TT) = u1
(Т Т )
Т
.
N
При этом выражение для закона скорости горения примет вид:
u = u1T Рkυ 1 + Кw(w-wп) .
Если учесть, что для большинства случаев работы РДТТ
эрозионный
«взмыв» давления недопустим, т.е. f3(w) = 1,0, то предыдущее соотношение запишется как:
u = u1T Рkυ .
Это выражение закона скорости горения ТРТ является наиболее употребительным.
Геометрический закон горения позволяет определять характер изменения
поверхности горения заряда при работе двигателя и в совокупности с законом
скорости горения устанавливать закономерности, характеризующие процесс
поступления продуктов сгорания твердого топлива в камеру РДТТ.
Основные положения геометрического закона горения:
- масса твердого топлива в заряде однородна по химической природе и
физическим свойствам, все шашки заряда строго одинаковы по размерам;
- параметры рабочего процесса (прежде всего давление и температура)
одинаковы в данный момент времени во всех точках поверхности горения заряда;
- воспламенение горящей поверхности всех шашек заряда происходит
мгновенно и одновременно.
При выполнении перечисленных условий горение заряда ТРТ идет с одинаковой линейной скоростью во всех направлениях, т.е. твердое топливо горит
параллельными слоями.
2.4. Стабильность горения ТРТ
Нормальное стабильное горение характеризуется неизменностью скорости
горения по времени, либо плавным ее изменением по заданному закону. О стабильности горения можно судить по диаграмме «давление в камере сгорания –
время», рис.2.5а. Как видно, лишь в начальный период воспламенения заряда
может иметь место пик давления, затем давление изменяется по необходимому
закону без каких-либо флуктуаций.
Однако нормальное стабильное горение заряда твердого топлива наблюдается не всегда, а ограничено некоторыми пределами по давлению в камере
сгорания, начальной температуре заряда и другими параметрами.
Одним из характерных недопустимых режимов горения является аномальное горение — прерывистое, состоящее из нескольких вспышек, с интервалом
между ними от долей секунды до нескольких секунд, рис.2.5б.
а)
б)
Рис.2.5. Характер диаграммы «давление – время»:
а - при нормальном горении; б – при аномальном горении
Причина возникновения аномального горения заключается в уменьшении
теплоподвода к непрореагировавшему топливу. Как только количество подводимого тепла становится недостаточным для нормального хода экзотермических реакций, горение прекращается.
Затем заряд может снова воспламениться и гореть некоторое время, снова
потухнуть и т. д. Не маловажное значение в этом механизме имеет теплопередача к топливу от нагретых элементов конструкции камеры.
Все факторы, способствующие уменьшению подвода тепла к непрореагировавшему топливу, увеличивают возможность появления аномального горения. Наиболее важно, что оно возникает при уменьшении давления в камере,
ниже некоторого предельного для данного ТРТ. Объясняется это тем, что при
низких давлениях сильно тормозятся экзотермические реакции.
Это приводит к уменьшению подогрева топлива и к прекращению горения.
Режимы аномального горения могут появиться и при высоких давлениях,
если поверхность горения омывается газовым потоком высокой скорости. В
этом случае нормальный теплоподвод к топливу нарушается из-за того, что эк-
зотермические реакции не успевают протекать полностью. Вероятность аномального горения увеличивается для протяженных по длине зарядов, скорость
обдува поверхности которых велика. Снижение начальной температуры заряда
также увеличивает вероятность возникновения аномального горения.
Очевидно, что режимы аномального горения не могут служить рабочими и
должны быть предотвращены. Это накладывает определенные ограничения на
нижний предел давления в камере сгорания, на размеры и конфигурацию заряда. Желательно применять топлива, имеющие низкие значения предельного
давления, обеспечивающие невозможность возникновения аномального
режима.
Стабильность горения может быть нарушена в диапазоне рабочих режимов
РДТТ вследствие возникающей иногда неравномерности горения. Неравномерное горение характеризуется появлением вторичных пиков давления, рис.2.6.
Рис.2.6. Характер диаграммы «давление – время» при наличии вторичных пиков
Причиной такого явления может быть, например, местное увеличение поверхности горения — трещина или частичное разрушение заряда.
Появлению трещин и уменьшению прочности заряда способствует, например, низкая начальная температура заряда, делающая заряд хрупким. Вследствие высокой начальной температуры возникает излишняя пластичность заряда и пониженная прочность.
Это нежелательно с точки зрения стабильности горения и в известной мере
ограничивает эксплуатационный диапазон температуры заряда.
Появление вторичных пиков давления может привести к резонансному горению. Резонансный эффект возникает между колебаниями давления в камере
сгорания и, зависящей от давления в камере, скоростью горения.
Результатом являются низкочастотные колебания давления с большой амплитудой. Природа этих колебаний, так же как и колебаний в камере ЖРД, связана с конечным временем преобразования топлива в продукты сгорания.
В результате опытных исследований выявлены некоторые качественные
закономерности неравномерного горения смесевых ракетных топлив.
Показателем склонности твердого топлива к неравномерному горению являются величина скорости освобождения энергии, равная произведению массовой скорости горения (u T ) на теплотворность топлива Нu.
Чем больше скорость освобождения энергии, тем больше склонность топлива к неустойчивому горению и к появлению вторичных пиков давления.
Склонность топлива к нестабильному горению увеличивается с уменьшением
среднего размера зерна окислителя. Неравномерность распределения окислителя в топливе также увеличивает вероятность нестабильного горения.
Отрицательными последствиями колебаний давления при нестабильном
горении являются опасная перегрузка конструкции, вредные для двигательной
установки вибрации и увеличение теплоотдачи от газового потока к корпусу
камеры.
Для борьбы с явлениями неустойчивого горения предлагают обычно полуэмпирические методы. К ним относят подбор геометрии заряда, исключающий
резонансные акустические колебания; демпфирование колебаний с помощью
увеличения турбулентного вязкого трения, для чего в заряде делают радиальные отверстия или в свободный объем камеры сгорания вводят дополнительные
стержни.
Многочисленные эксперименты подтвердили благоприятное влияние на
стабильность горения добавок алюминия, магния и других металлов, вводимых
в топливо в виде тонкого порошка.
Явления неустойчивого горения в принципе могут перерасти в детонацию, связанную со скачкообразным увеличением давления, температуры и плотности газа.
Самопроизвольный переход горения в детонацию может иметь место в результате возникновения сильной ударной волны, которая инициирует взрывное
разложение топлива в слое, подвергнутом сжатию.
Если интенсивность ударной волны, возникающей при детонации слоя
вещества, достаточна, чтобы вызвать такой же процесс в соседнем слое, то детонация будет стационарной.
2.5. Квазистационарное давление в камере
Для запуска РДТТ замыкают контакт электрической цепи, идущей через
пиросвечу. При этом мостик накаливания, вмонтированный в пиропатрон,
нагревается до высокой температуры и воспламеняет пиротехнический состав.
Продукты сгорания пиротехнического состава пиропатропа при высокой
температуре плотной струей втекают в корпус воспламенителя и поджигают
навеску дымного ружейного пороха (ДРП) воспламенителя.
Продукты сгорания ДРП (или КЗДП) заряда воспламенительного устройства поджигают поверхность горения основного заряда.
После воспламенения всей площади горения основного заряда начинается
неустановившийся режим работы двигателя. Продолжительность этого режима
обычно равна десятым долям секунды.
Продукты сгорания топлива заполняют, так называемый свободный (не занятый твердым топливом) объем камер.
При этом секундный приход газов в камеру должен быть больше секундного расхода их через сопло, так что в объеме камеры занятом продуктами сгорания, увеличивается их плотность и возрастает давление.
Повышение давления и плотности продуктов сгорания в камере продолжается до тех пор, пока секундный приход продуктов сгорания топлива не станет
равным сумме секундного расхода продуктов сгорания через сопло и секундного количества продуктов сгорания, идущего на заполнение объема, освободившегося от сгоревшего за то же время топлива.
С этого момента начинается
основной, так называемый квазистационарный период работы двигателя.
Площадь поверхности горения заряда может быть выбрана так, чтобы
давление в камере сохранялось постоянным до конца горения или изменялось
по заданному закону.
Если горение топлива не прерывается искусственно, то после сгорания заряда весь объем камеры заполняется продуктами сгорания топлива, имеющими
некоторое давление, характерное для момента окончания горения заряда, и тогда
начинается неустановившейся процесс истечения продуктов сгорания из камеры
в окружающую среду. При этом давление в камере довольно быстро падает.
Квазистационарное давление в камере определяется при работе РДТТ на
установившемся режиме.
Пусть текущая скорость горения топлива u; текущая поверхность горения
S; массовая плотность топлива т.
Масса газов, образующаяся в 1 с будет равна:
m пр= uSт
.
Секундный расход газа через сопло равен:
m =
bPк F *
, b = f(k) ,
RTк
где: к- показатель адиабаты.
При стационарном режиме:
m пр
= m ,
т.е., имеем
а* Рк S T=
Pk 1- =
bPk F *
RTk
а * S T RTk
bF *
.
Отсюда получим выражение для величины равновесного давления в камере или давления при стационарном процессе двигателя:
Рк =
а * S RTk
bF
*
1/1-
Как видно, давление в камере зависит от свойств топлива, от конструкции
заряда и от отношения поверхности горения топлива к критическому сечению
сопла, оказывающего большое влияние на характер изменения величины давления в камере в процессе горения топливного заряда.
В процессе горения топлива в зависимости от формы заряда и поверхностей горения могут измениться величины поверхности горения и скорости горения, что окажет влияние на величину давления в камере.
3. Конструктивные элементы РДТТ
3.1. Корпуса РДТТ
Основным силовым элементом РДТТ является его корпус. Корпус изготавливается литьем, штамповкой, точением, а также с использованием сварки и
намотки. Материалами для корпуса служат малоуглеродистые легкосвариваемые стали; холоднокатанные стали со строго направленным расположением
волокон; алюминиевые, магниевые, титановые сплавы; стеклопластики.
С точки зрения конструирования и расчета на прочность обечайка корпуса
двигателя рассматривается как тонкая осесимметричная оболочка. Обечайки
корпусов можно классифицировать: по применяемому материалу – на металлические и неметаллические; по форме, рис.3.1., - на цилиндрические, сферические и конические, а неметаллические обечайки могут иметь форму «полукокон» или «кокон»; по наличию сварных швов (металлические обечайки) - на
сварные (с кольцевыми, спиральными и продольными швами) и бесшовные
(раскатные и цельнотянутые). Обечайки могут быть гладкими, иметь приклеенные, припаянные или приваренные к ним местные элементы. Обечайки могут
заканчиваться фланцами или переходами в днища. Наконец, обечайки могут
быть одно и много секционными, иметь промежуточные пояса жесткости
(кольца, бандажи, хомуты).
Рис. 3.1. Формы обечаек РДТТ:
а - цилиндрическая обечайка; б - сферический корпус;
в - коническая обечайка; г – «полукокон»; д – «кокон».
Наиболее часто применяются цилиндрические обечайки, что обусловлено
технологичностью такой формы, удобством габаритной компоновки РДТТ в
составе ракеты. В настоящее время имеются конструкции двигательных установок с относительным удлинением цилиндрической части (L/D) 0,5...10.
Меньшие значения L/D соответствуют крупногабаритным РДТТ ( L , D – длина
и диаметр оболочки, соответственно).
Большие значения L/D характерны для малогабаритных двигательных
установок. Сферические корпуса обеспечивают минимальные значения относительной массы конструкции РДТТ, высокие коэффициенты заполнения топливом внутрикамерного объема.
Однако недостатком таких корпусов является трудность выполнения пространственно-габаритной компоновки. РДТТ со сферическими корпусами находят применение в ракетно-космической технике. Конические корпуса не обладают какими-либо преимуществами в сравнении с цилиндрическими и сферическими корпусами, и применение их может быть оправданным лишь из соображений пространственно-габаритной компоновки РДТТ в составе ракеты.
Наряду с металлическими обечайками при изготовлении корпусов РДТТ
используются комбинированные обечайки, состоящие из внутреннего металлического слоя, усиленного наружной обмоткой нитей из стеклопластика. Такая
конструкция позволяет получить существенное увеличение несущей нагрузки
по сравнению с равноценным по весу металлическим корпусом.
Аналогичные соображения принимаются во внимание при выборе формы
днищ— переднего и соплового, рис. 3.2. Полусферические днища обеспечивают минимум массы при большом внутреннем объеме, однако труднее компонуются в составе ракеты. В частности, такие днища имеют наибольшие продольные габаритные размеры.
Рис.3.2. Формы днищ:
а- полусферическое днище; б - эллиптическое днище;
в - торосферическое днище; г - днище Бицено.
Эллиптические днища имеют недостаток, состоящий в том, что в окрестности перехода от днища к обечайке возникают изгибные напряжения, а это
требует дополнительного упрочнения окрестности перехода. Тот же недостаток
присутствует и в торосферических днищах, в которых часть контура сформирована сферой (часть в области оси симметрии корпуса РДТТ), плавно сопряженной с тором (в области перехода от днища к обечайке). Указанный недостаток
несколько снижен в днище Бицено, отличающегося от торосферического тем,
что в нем сфера сопрягается с поверхностью, образующейся вращением кривой:
2
x
y
y
0,15 arccos 0,26 1
R
R
R
4
,
где: х, y координаты, отсчитываемые от точки Е, рис. 3.2.
Радиус сферы в данном случае может быть принят:
Rсф 2 R
Передние днища часто изготавливают отдельно от корпуса. В некоторых
случаях с целью сокращения длины двигателя выпуклость днища может быть
обращена вовнутрь.
К переднему днищу присоединяют следующую ступень ракеты, головную
часть или носовой обтекатель, а также узлы крепления двигателя к летательно-
му аппарату. Для повышения прочности переднего днища на его
внешней
поверхности выполняют ребра жесткости.
Заднее днище корпуса и сопло могут представлять собой единую конструкцию, но могут выполняться и из отдельных элементов. На заднем днище
может быть размещено не одно, а несколько сопел.
Толщина стенок корпуса и днищ РДТТ зависит от давления в камере двигателя, применяемого материала и технологии изготовления, времени и условий работы.
3.2. Технология изготовления корпусов РДТТ
Литой корпус обычно выполняют толстостенным и совместно с передним
днищем или частью. Такой корпус относительно легко изготавливать, но он
имеет большую массу. Его применяют, в частности, для стартовых РДТТ многократного применения, причем для предохранения от перегрева на поверхность корпуса наносят теплоизоляционные покрытия.
В двигателях малых тяг (вспомогательных и для ракетных снарядов) литой
корпус изготовляют из легких сплавов, причем после отливки применяют последующую механическую обработку (например, при необходимости плотной
установки вкладного заряда).
Если диаметр и толщина стенки корпуса небольшие, то стальной корпус
можно изготовлять совместно с днищем методом глубокой штамповки (вытяжки). Тонкостенный корпус большого диаметра изготавливают штамповкой в
виде отдельных секций с их последующей сваркой. Для снижения разнотолщинности стенок и обеспечения заданного внутреннего диаметра производят
механическую обработку или раскатку такого корпуса. При
раскатке наблю-
дается повышение прочности материала стенок корпуса и сварных швов, по
сравнению с литыми корпусами, на 20-30% .
Для корпусов, изготовляемых намоткой, используют стальную холоднока-
танную ленту с направленным расположением волокон; прочность такой ленты
в 2…4 раза выше прочности листа той же марки стали. Лента имеет ширину до
0,5 метра и толщину 0,1… 0,3 мм. Еѐ наматывают на специальную оправку слоями (их число может быть 20 и более) под углом в 45 0. Отдельные слои соединяют друг с другом точечной сваркой.
В тех случаях, когда обеспечение низкой стоимости является требованием,
превалирующим над всеми техническими, для изготовления корпусов и сопел
РДТТ массового производства могут применяться прессованные стеклопластики.
Однако использование малогабаритных прессованных корпусов РДТТ,
аналогичных рассмотренным, для метеорологических и других исследовательских ракет представляется экономически выгодным при большом объеме производства. Из рис. 3.3., 3,4, видно, 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 трудоемкость подготовительных, переходных операций и контрольных процессов.
Рис. 3.3. Корпус с соплом из прессматериала:
a- разрез цельного блока корпуса с соплом: б—схема технологического процесса прессования; в—диаграмма режима дополимеризации корпуса после извлечения из прессформы: 1— заполнение формы; П—вакуумированяе; Ш—
уплотнение массы; 1У— вытеснение; У—прессование и полимеризация
Изготовление отдельных узлов
Заливка топливной массы в
корпус
Подготовка
корпуса
Монтаж
днища
Обычный РДТТ
Изготовление
корпуса
Нанесение
ЗКС и его полимеризация
Изготовление
соплового
блока
Изготовление
переднего
днища
Монтаж переднего днища
Нанесение
ТЗП
Заливка топливной массы
Полимеризация топлива
Монтаж
соплового
блока
Подготовка
поверхн.
Пластиковый
РДТТ
Прессование
корпуса и сопла
Дополимеризация корпуса
и сопла
Изготовление
переднего
днища
Полимеризация топлива
Подготовка
поверхности
Монтаж переднего
днища
Заливка топливной массы
Рис. 3.4. Структурные схемы сравнения трудоемкостей изготовления корпусов РДТТ из металла и прессматериала.
Наибольшее распространение для изготовления стеклопластиковых корпусов, раструбов сопел и каркасов воспламенителей РДТТ получили следующие
методы намотки.
Тканевая
намотка
позволяет
получать
стеклотекстолитовую
гер-
метичную структуру в цилиндрических корпусах РДТТ с пределом конструктивной прочности 0,4 ...0,6 ГПа.
Оборудование для производства стеклотекстолитовых корпусов, рис. 3.5.,
позволяет производить окружную или спиральную намотку ткани (предварительно пропитанной связующим) на оправку.
Рис. 3.5. Схема станка для тканевой намотки:
а - спиральная укладка; б—окружная укладка;
1, 28— каретки; 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—направляющая; 8— станина; 9, 10, 23, 24 — опорные
валки с нагреваемой поверхностью; 11— приводные двигатели; 12, 13, 20, 25ткань; 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.
Окружная намотка, рис. 3.5 б., производится одновременно двумя слоями,
параллельными полосами от рулонов 2 через валки 17 и 18. Опорные (прикатные) валки 10, 23, 24, имеющие вмонтированные в них нагревательные устройства, при контакте с тканью размягчают связующее. Спиральная намотка про-
изводится сматыванием ткани с рулонов 2, 19, 30, расположенных под углом к
оси оправки 3. При достижении каретками 1, 28 крайнего положения производится перекладка ткани посредством вильчатого механизма 32. Размягчение
связующего и прикатка с целью уплотнения слоев ткани производится так же,
как и при окружной намотке.
Для присоединения к стеклотекстолитовым корпусам днищ или переходных фланцев на торцевых концах намоткой образуются утолщения, на которых
после отверждения (полимеризации) нарезается ленточная резьба.
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 последовательности: на два слоя окружных лент наносится один слой продольных лент (вдоль образующей). Полное соответствие ориентации и количества стеклолент при ППН направлениям и величинам, действующих в оболочке
напряжений, а также предельно плотная укладка стеклолент позволяют 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.3.6. Вертлюг 2, по
окружности которого размещены бобины продольных слоев 1, вращаясь синхронно с оправкой 3, перемещается вдоль оси оправки. Сматываемые при этом
с бобин продольные ленты обматываются и притягиваются к поверхности
оправки кольцевыми слоями лент с бобин 8, установленных на каретке 4 по обе
стороны от вертлюга, обеспечивая соотношение продольных и поперечных
слоев 1 : 2. Плавление связующего, содержащегося в лентах, осуществляется
радиационными или контактными нагревателями, расположенными на кольцевых элементах, охватывающих оправку в месте примотки продольных лент
кольцевыми.
Рис. 3.6. Схема станка для продольно-поперечной намотки:
1-бобины продольных слоев; 2—вертлюг; 3-оправка; 4-каретка; 5-ходовой
винт каретки; 6-направляющая каретка; 7-механизм привода вращения вертлюга; 8—бобина поперечной укладки.
Намотка корпусов заодно 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 корпуca с оправки, утолщенные концы подвергаются механической обработке для подготовки мест соединения с металлическими днищами.
Спиральная намотка (СПН) позволяет изготавливать корпус РДТТ заодно с днищами. Это наиболее распространенный и наиболее эффективный способ намотки, позволяющий получать корпуса, силовые оболочки раструбов сопел и оболочки с днищами самых разнообразных форм: цилиндрических, конических, тороидальных, сетчатых и др., рис.3.7. - 3.8. Некоторое отклонение ориентации стеклолент от линий главных напряжений оболочки и меньшая, чем у
ППН, плотность структуры композиции являются причинами более низкой
прочности в оболочках, изготовленных спиральной намоткой, чем в оболочках
ППН (на 10-15%). Предел конструктивной прочности на разрыв в тангенциальном направлении оболочек СПН около 0,85 ГПа. Однако возможности изготовления непрерывной намоткой корпусов заодно с днищами делают спи-
ральную намотку весьма эффективной, в особенности при изготовлении корпусов средней длины и коротких (при отношениях длины корпуса к его диаметру
меньше трех). Применение автоматизированных станков с программным
управлением, производящих укладку лент по заданной траектории с высокой
точностью и контролирующих натяжение лент, позволяет получать изделие со
стабильно воспроизводимыми физико-механическими свойствами и геометрией
и обеспечивает высокую надежность при сравнительно низких запасах прочности.
Рис.3.7. Схема цилиндрической оболочки
Рис. 3.8. Оболочка в форме изотенсоида
На рис.3.9. представлена схема станка для спиральной намотки «мокрым»
способом. Стеклонити пропускаются через ванночку 8 со связующим, через систему роликов 10, регулирующих натяжение в стеклоленте и снимающих избыток связующего, и поступают на оправку. Намотка по геодезическим линиям по
спирали от почти продольной укладки до окружности производится изменением скорости вращения оправки 4 и продольного перемещения каретки 6. При
достижении конца оправки шток гидроцилиндра выдвигается по заданной программе и укладывает лентy на поверхность оправки, формирующей днище.
Процесс намотки продолжается до тех пор, пока не будет образована стенка
оболочки с нужным количеством слоев ленты.
Рис.3.9. Схема станка для спиральной намотки:
1—отсос; 2—шайба; 3—ограничительный диск; 4—оправка; 5—ходовой винт
каретки; 6—каретка, 7—шток гидроцилиндра; 8—ванночка со связующим; 9—
гидроцилиндр механизма управления шайбой; 10—ролики пропиточнонатяжного механизма; 11—стеклолента.
При проектировании необходимо знать еще некоторые конструктивнотехнологические особенности изготовления стеклопластиковых корпусов
РДТТ, существенно влияющие на уровень прочностных характеристик и их
стабильную воспроизводимость.
Остаточное содержание связующего в композиции при спиральной и продольно-поперечной намотке должно быть 20 ...30%. При содержании смолы,
большем оптимального количества, имеет место снижение прочности, а при содержании меньше оптимума— трудность сохранения монолитной формы. Основной задачей связующей матрицы ( матрица - связующее вещество в композиционном материале в отвержденном состоянии) - является соединение армирующих волокон в единую (монолитную) структуру и обеспечение равномерного paспределения усилий между волокнами. Матрица предохраняет волокна
от внешних воздействий. Поэтому модуль упругости, эластичность, пределы
прочности и пластичности, физико-химическая (адгезионная) прочность композиционного материала 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 нарушения при растяжении до заданного предельного состояния. Поэтому величина предварительного натяжения подлежит
расчету. Натяжение меньше расчетного приводит к большему разбросу показателей механических свойств, а натяжение выше расчетного— увеличивает
плотность материала при одновременном уменьшении его прочности и содержания в нем связующего.
Температура отверждения, влияющая на скорость усадки связующего, и
время отверждения (с учетом времени релаксации – выравнивания температуры
в оболочке) выбираются таким образом, чтобы обеспечить вполне определенные yсaдочные напряжения, полностью снимаемые при повторной термообработке. Чем медленней идет процесс отверждения, тем меньше дефектов возникает в композиции. Но при этом возрастает продолжительность цикла изготовления. На практике в качестве близкой к оптимальной для тонкостенных
стеклопластиковых корпусов рекомендуется температура 150... 1800 С.
Из приведенных сведений можно сделать заключение о том, что пo сравнению с несущими конструкциями, изготовленными из высокопрочных металлов, стеклопластиковые обладают рядом преимуществ: меньшими стоимостью
и трудоемкостью изготовления изделий, существенно меньшей (приблизительно в 4 раза) длительностью цикла изготовления, более высокой удельной прочностью, регулируемой анизотропией материала, отсутствием необходимости в
рабочих высокой квалификации.
3.3.Конструктивные особенности сопел РДТТ
На рис. 3.10. представлена упрощенная классификация основных схем
сопловых блоков, применяемых на практике. Наиболее технологичными, а поэтому и наиболее приемлемыми на практике, являются односопловые схемы
РДТТ, которые применяются, как правило, при Рк<5 МПа. Такие схемы обеспечивают минимальные уровни коэффициентов потерь удельного импульса тяги,
а также по сравнению с многосопловыми схемами обладают меньшими поперечными габаритными размерами. Достоинством многосопловых схем следует
считать возможность снижения продольных габаритных размеров РДТТ и ракеты в целом, что при использовании пусковых комплексов шахтного или контейнерного типа является одним из существенных факторов.
Сопловые блоки
Многосопловые
Односопловые
Геометрия
профиля сопла
Наличие утопления
Да
Наличие регулирования
рооооооожжжжжжжжhреОтсутствует
гулирования
Нет
Предстартовое
В полете
полете
Профиль сопла в поперечном сечении
Профиль сверхзвуковой части
Эллиптическое
Кольцевое
Круглое
Возможность изменения сопла
Коническое
Неизменное
Профилированное
Изменяемое
Лепестковое
Телескопическое
Надувные
Рис. 3.10. Классификация основных схем сопловых блоков
Кроме того, наличие нескольких сопл позволяет легко осуществить управление ракетой по углу крена. Это качество особенно важно, когда регулирование по этому направлению не удается осуществить аэродинамическими спосо-
бами или использованием дополнительных газовых рулей. Возможность создания крутящего момента многосопловой конструкцией широко используется
в поворотных РДТТ, в турбореактивных снарядах, которым придается вращение вокруг своей оси. Вращение турбореактивных снарядов позволяет снизить
разбросы падения снарядов от точки прицеливания. В то же время для многосопловых конструкций можно отметить недостатки:
- многосопловые конструкции имеют большие поперечные габаритные
размеры, чем односопловые, масса их также больше;
- по сравнению с односопловыми схемами усложняется конструкция
соплового днища;
- усложняется картина газодинамического течения в окрестности дозвукового тракта сопл, что приводит к повышению коэффициентов газодинамических потерь;
- при конструировании соплового блока следует предусматривать исключение попадания на элементы конструкции форса пламени (продуктов сгорания) от соседнего сопла;
- из-за несимметрии изготовления или сборки отдельных сопл возможна
несимметричность вектора тяги, что приводит к необходимости формирования
дополнительного управляющего усилия.
Цели сокращения продольных габаритных размеров служит и применение
утопленных в камеру сгорания сопл, рис.3.11. Величина утопления может достигать до половины от всей длины соплового блока. Несмотря на то, что утопление сопла приводит к росту потерь удельного импульса, в настоящее время
именно такие сопла нашли наибольшее распространение.
Многосопловые и односопловые конструкции могут отличаться и по ряду
геометрических признаков. Так, в поперечном сечении сопла могут быть круглые, кольцевые и эллиптические. Наиболее приемлемы на практике круглые
сопла, как более технологичные и обеспечивающие наименьшие потери тяговых характеристик РДТТ, рис.3.12. Однако на практике находят применение и
кольцевые сопла внутреннего и внешнего расширения, рис.3.13., что может
быть обусловлено конструктивными соображениями или, что чаще, требованиями по обеспечению регулирования внутрибаллистических параметров РДТТ и
их разбросов в рабочий период. Важной характеристикой сопловых блоков является геометрическая степень расширения fc, определяемая отношением площадей выходного и критического сечений в сопловом тракте fc= Fа/Fкр. Следует отметить, что на практике удается обеспечить примерно следующие значения геометрической степени расширения:
Рис.3.11. Схема утопленного сопла (dа, dкр, dвх, k, lc - геометрические размеры)
Рис.3.12. Варианты реализации круглых сопл:
а- коническое сопло; б- профилированное сопло; 1 - дозвуковой участок; 2околозвуковой участок; 3 - сверхзвуковой участок
fc=8…50 - для круглых сопл,
fc=8...20 - для сопл внешнего расширения,
fc=30...60 - для сопл внутреннего расширения.
Рис.3.13. Варианты реализации сопл внутреннего (а-д) и внешнего (е-з) расширения:
а, б, г - центральное тело грушевидной формы; в - центральное тело цилиндрической формы; д - центральное тело тарельчатой формы; е, ж, з - центральное тело с коническим сужением
Эллиптические сопла менее распространены. Как отмечалось выше, их достоинством является возможность реализации односопловой схемы регулирования ЛА по крену.
По виду профиля сверхзвуковой части выделяют сопла конические и профилированные. Единственным достоинством конического сопла является его
технологичность. Однако линейная образующая, ограничивающая течение
расширяющегося потока, для него не естественна, так как приводит к возникновению внутри сопла скачков уплотнения, а это, в свою очередь, к увеличению
потерь удельного импульса. Кроме того, вектор скорости газодинамического
потока в выходном сечении сопла направлен под углом к оси сопла, что приводит к возникновению потерь тяги на рассеивание. Профилированные сопла
находят применение для большинства двигательных установок, особенно при
ощущающемся дефиците энергетических ресурсов РДТТ. Профилирование соплового тракта выполняется с учетом двухфазности потока продуктов сгорания,
наличия узлов регулирования тяги и других факторов.
Регулирование характеристик обеспечивается перемещением центрального
тела в направлении, параллельном оси двигателя, рис.3.14. Здесь следует выделить блоки, обеспечивающие предстартовое регулирование, — это достигается
соплами с перемещающимся центральным телом и соплами со сменными вкладышами. Целью такого регулирования является обеспечение заданных уровней
тяги, рабочего давления в камере при существенно отличающихся начальных
условиях. Такое регулирование используется главным образом в РДТТ, хранение которых происходит в неотапливаемых помещениях, либо в естественных
условиях. Регулирование РДТТ по модулю тяги применяется в РДТТ различных типов. Конструктивно такое регулирование может обеспечиваться изменением площади критического сечения сопла и геометрической степени
расширения.
Рис.3.14. Схемы сопл с возможным перемещением центрального тела:
а - для предстартового регулирования; б - авторегулируемое;
1-направляющая ось; 2, 4 -центральное тело; 3- ось с резьбой; 3 - пружинный
механизм
Большинство ранее применявшихся и применяющихся в настоящее время
сопловых блоков характеризуется неизменностью своей формы. Однако в последние годы находят применение сопла с изменяемой геометрией. На рис.3.15.
приведена схема сопла с изменяющейся геометрической степенью расширения
по мере изменения наружного (атмосферного) давления. Целью использования
такой конструкции сопла является повышение удельного импульса двигательной установки.
Рис.3.15. Схема сопла с изменяемой степенью перерасширения:
I, V - два варианта сопла; II, Ш, IV - фрагменты сопла;
1 -неизменная часть сопла; 2 - фланец; 3 - раскрывающаяся часть сопла; 4 гофрированная юбка; 5 - U-образные трубки; 6 - входное кольцо; 7 - коллектор
с охлаждающей жидкостью; 8 – перемычка, через которую из коллектора подводится охлаждающая среда
Другая цель, достигаемая использовании сопл с изменяемой геометрией,
состоит в уменьшении продольных габаритных размеров, что как уже отмечалось, особенно важно в ракетах, размещаемых в контейнерных или шахтных
установках. Здесь следует отметить сопла лепесткового, рис. 3.16., и телескопического, рис.3.17. типов.
Рис.3.16. Схема сопла лепесткового типа:
1- лепестки в сложенном состоянии, 2- лепестки в раскрытом состоянии
Рис.3.17. Схема телескопического сопла:
1- сопло в исходном состоянии; 2- сопло в раскрытом состоянии
Телескопические сопла нашли применение в РДТТ ракет «Трайдент-1" и
МХ. Лепестковые сопла, по сравнению с телескопическими, обладают меньшей
жесткостью и устойчивостью, что затрудняет их внедрение в практику.
Расширяющаяся часть надувного 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 резино-
подобные материалы. На рис.3.18. 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.
РИС.3.18. Надувное сопло:
а — исходное положение: б — положение насадка в процессе работы РДТТ;
1 — газогенератор для наддува оболочки раструба; 2 — шарнир; 3 — прижимная пластина; 4 — уложенная оболочка; 5 — сопло; 6 — развернутый
(наддутый) раструб; 7 — герметизирующая пропитка; 8 — наружный тканевый
слой; 9 — лента; 10 — внутренний тканевый слой; 11- эрозионностойкий слой.
При выборе типа сопла немаловажную роль играют традиции конструирования, реализованные в предыдущих поколениях соответствующих РДТТ, либо
в смежных направлениях использования РДТТ.
3.4. Выбор соединений корпусных деталей
Различные узлы и детали корпуса РДТТ могут соединяться друг с другом
постоянно (неразъемные соединения) либо с возможностью разборки в период
эксплуатации РДТТ (разъемные соединения). Факторы, оказывающие влияние
на выбор типа соединения, следующие:
- возможность сборки и разборки РДТТ в период эксплуатации, например с
целью ремонта;
- требования к массе конструкции узла соединения;
- технологические требования (возможность разбора оправки после изготовления топливного заряда, возможность раздельного изготовления обечайки
и днищ РДТТ, возможность изготовления деталей и узлов из разных материалов и т.п.).
Выбор рекомендуемого соединения зависит от применяемых в конструкции материалов. Достоинствами неразъемных соединений являются их высокая
технологичность и относительно небольшая масса. Для металлических деталей
применяются сварные и клепаные конструкции соединений. В отдельных случаях допускается пайка. В случае применения композиционных материалов
применяются клеевые соединения.
Особое место среди неразъемных соединений днищ с обечайкой РДТТ занимают "полукоконные" и "коконные" конструкции, получаемые методами
намотки при изготовлении корпусов из волокнистых композиционных материалов. Заметим, что наименьшие значения относительной массы конструкции в
настоящее время достигнуты для "коконных" корпусов РДТТ. Кроме того, такие конструкции высокотехнологичны, особенно при изготовлении крупногабаритных РДТТ.
Разъемные соединения используются для крепления днищ с обечайками,
корпуса воспламенителя с днищем, соплового блока с сопловым днищем и т.п.
3.5. Неразъемные соединения
В конструкциях РДТТ наибольшее распространение получили сварные и
клеевые неразъемные соединения. При соединении сваркой высокопрочных
металлов, обладающих повышенной чувствительностью к концентраторам
напряжений и к термическим воздействиям в процессе изготовления (сварки,
термообработки), необходимо принимать ряд мер, гарантирующих высокие качество и надежность соединения.
Для корпусов РДТТ характерны одноразовое статическое и малоцикловое
статическое нагружения от действия внутрикамерного давления, что позволяет
применять высокопрочные материалы. При этом к конструктивному исполнению сварных соединений предъявляются высокие требования. Главное требование — предельное уменьшение концентраций напряжений. При изготовление
оболочек корпуса, днищ и сопла 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.
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,
нарушений газовой защиты в процессе сварки и т. п. являются в большинстве
случаев наиболее вероятными для возникновения трещин из-за остаточных
напряжений. Для снятия остаточных напряжений эффективно применять общий отпуск сварного узла.
Клеи применяются в РДТТ для закрепления теплозащитных материалов и
эрозионностойких 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. Без преувеличения 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 за счет применения 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 креплении 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.
3.6. Разъемные соединения
Резьбовые соединения. Из всех разъемных соединений наихудшие показатели по относительной массе узла крепления имеют резьбовые соединения. Однако резьбовые соединения представляются наиболее технологичными, особенно для малогабаритных РДТТ. Применение резьбовых соединений в узлах с
диаметрами по резьбе более 0,4 м становится нецелесообразным из-за значительной величины усилия заворачивания, развиваемого при скреплении деталей
или узлов. Кроме того, при больших диаметрах стыкуемых деталей возникает
опасность перекоса при их скреплении. Пример резьбового соединения металлических цилиндрической обечайки и днища показан на рис.3.19.
Рис.3.19. Резьбовой телескопический узел:
1- обечайка; 2- крышка; 3 - уплотнение; 4 -соединение с предыдущей ступенью
ракеты
Резьбовые соединения могут быть использованы и для соединения пластмассовых деталей с металлическими. Для таких соединений профиль резьбы
принимается спиральным упорным. Фрагмент подобного соединения показан
на рис.3.20., в котором скрепляются до и сверхзвуковая части сопла. Расчет параметров резьбы сводится к выбору профиля резьбы, числа витков и усилия затяжки.
Рис.3.20. Соединение узлов РДТТ и вариант их уплотнения:
1- раструб; 2- переходник: 3- обечайка; 4-уплотнение.
Разновидностью резьбового соединения, применяемого при стыковке металлических днищ со стеклотекстолитовыми корпусами, является ленточнорезьбовое соединение, рис.3.21.
Рис.3.21. Схема ленточно-резьбового соединения стеклотекстолитовых
корпусов с металлическими днищами
Другой разновидностью резьбового соединения, применяющегося для
стыковки металлического днища с корпусом, изготовленным из прессуемого
стеклопластика, является спиральная упорная резьба, представленная на
рис.3.22. Коническая форма резьбы позволяет получать ее прессованием без
специального изменения длины и толщины стеклопластиковой стенки. Навинчивание днища на конец корпуса с такой резьбой производится менее чем за
один оборот без заеданий, и с обеспечением необходимой соосности.
Рис.3.22. Схема спиральной упорной резьбы для соединения металлических
днищ с корпусами из прессованного пластика
Фланцевые соединения. Фланцевые соединения могут применяться для
скрепления обечайки с днищами, крепления соплового блока с днищем РДТТ и
т.д. Примеры реализации представлены на рис.3.23. – 3.25. Применение этих
соединений следует ограничивать из-за большой массы. Расчеты сводятся к
определению числа болтов и их диаметра, расположения болтов по поперечному сечению, вычислению усилия затяжки. Для выполнения сборочных операций должна быть разработана схема очередности затяжки болтов соединения.
Рис.3.23. Фланцевое соединение и его уплотнение:
1- крышка; 2- обечайка; 3 - кольцо уплотнительное; 4 - винтовая пара.
Рис.3.24. Соединение соплового раструба с днищем РДТТ и его уплотнение:
1 - раструб; 2- шпилька; 3 - уплотнение; 4 - вкладыш; 5 - переходник; 6 - теплозащитное покрытие; 7 - болт ; 8 - корпус сопла
Рис.3.25. Соединение цилиндрической обечайки с днищем и его уплотнение:
1- болтовое соединение; 2 -корпус двигателя; 3- днище; 4 - уплотнение; 5 –
штифт
Штифто- болтовые соединения. Штифто- болтовые соединения применяются для скрепления пластмассовых материалов с металлическими фланцевыми (например, пластмассовая обечайка и металлическое днище). Основная
идея использования штифто- болтовых соединений состоит в замене работы
пластмассы на скол на режим работы на растяжение и смятие. Пример реализации соединения
приводится на рис.3.26. Металлический болт вворачивает-
ся в металлический штифт, в котором нарезана резьба. Штифт вклеивается в
специальные углубления, выполненные в теле пластмассовой детали. В окрестности штифтового соединения пластмассовая деталь утолщается. В расчетах
соединения должны быть установлены число болтов, их диаметр и длина, толщина штифта и диаметр резьбы.
Рис.3.26. Штифто- болтовое соединение:
1- днище; 2 -пластмассовая обечайка; 3 - болт; 4 - штифт; 5- уплотнение
Штифто-ленточные соединения. Вариант реализации штифто-ленточного
соединения представлен на рис.3.27. Технологически изготовление этого типа
соединения трехступенчатое:
- на первом этапе при намотке пластмассового корпуса в нем устанавливается металлическое кольцо;
- после полимеризации корпус разрезается на две секции, металлические
кольца удаляются и заменяются на целиковые;
- в пластмассовых секциях в окрестности расположения металлического
кольца сверлятся отверстия, в которые затем запрессовываются штифты.
Рис.3.27. Штифто-ленточное соединение:
а - технологический узел; б - собранное соединение;
1 - пластмассовый корпус; 2- металлическая лента технологическая (а) и рабочая (б); 3- штифты; 4- соединительное кольцо с уплотнением и теплозащитой
При расчете штифто-ленточного соединения следует вычислить толщину и
длину металлического кольца, диаметр и длину штифтов, а также их число.
Шпоночные и клиновые соединения. Применение фланцевых болтовых соединений для стыковка корпусов и днищ большого диаметра (более 1,5 м) приводит к необходимости изготовления большого количества резьбовых отверстий во фланцах из высокопрочных сталей и титановых сплавов, а также ввинчивания, затяжки и контровки большого количества болтов, существенно снижающих уровень технологичности конструкции таких соединении. Применение
шпоночных и клиновых соединений при стыковке металлических корпусов и
днищ РДТТ позволяет избавиться от перечисленных недостатков. Количество
клиньев или шпонок для уменьшения усилий, необходимых для ввода их в
кольцевой паз, подбирается с учетом сил трения, возникающих при монтаже
шпонок или клиньев.
Шпоночные и клиновые соединения технологически целесообразны на
диаметрах конструкций большого диаметра. Однако возможно применение
этих соединений и на конструкциях малых диаметров. Недостатком шпоночных и клиновых соединений является трудность разборки конструкции после
скрепления. Пример реализации соединения представлен на рис.3.28. Расчет со-
единения сводится к определению размеров шпонки или клина, числа клиньев,
а также к расчету усилий запрессовки.
Рис.3.28. Шпоночное соединение:
1,2- скрепляемые обечайки; 3 - шпонка; 4 – уплотнение
3.7. Уплотнение разъемных соединений
Для уплотнений разъемных неподвижных соединений в РДТТ применяются резиновые кольца. Размеры резиновых колец и канавок под них, а также рекомендации по применению резиновых уплотнительных колец даются в соответствующих общесоюзных и отраслевых стандартах (ГОСТ 9833—73).
Уплотнение в соединениях осуществляется за счет осевой или радиальной
деформации кольца. На рис.3.29. показаны основные разновидности посадочных мест—клиновое, радиальное, торцевое уплотнение по конусной фаске и
для резьбовых соединений.
Рис.3.29. Схемы уплотнения разъемных соединений:
Рк— внутрикамерное давление; b—величина деформации сечения уплотнительного кольца
Марка резины выбирается в зависимости от условий эксплуатации (состава
рабочей среды, температурного интервала эксплуатации РДТТ, внутрикамерного давления, времени воздействия рабочей среды, срока хранения и т. д.). В общем случае наиболее пригодными следует считать марки резин, относящиеся к
типу теплостойких (класс резин ИРП) и морозостойких (класс резин НО).
Предельные деформации кольца b (см. рис.3.29.) рассчитываются в соответствии со следующими рекомендациями: графически в увеличенном масштабе строятся канавка и сечение уплотнительного кольца, затем рассчитываются
значения максимальной и минимальной деформаций кольца. Максимальные
деформации будут иметь место, когда в минимальное по сечению посадочное
место вписано максимальное по сечению кольцо. В этом случае степень деформации (в %):
max
где:
bmax
100 ,
d 2 max
bmax—максимальная деформация кольца (определяется круп-
номасштабным построением на чертеже); d2max— максимальный диаметр сечения уплотнительного кольца.
Минимальной деформация будет в случае, если в максимальное по сечению «посадочное» место размещается минимальное по сечению кольцо. При
этом степень деформации (в %):
min
где:
bmin—минимальная
bmin
100 ,
d 2 min
деформация
кольца
(определяется
крупно-
масштабным построением на чертеже); d2min—минимальный диаметр сечения
уплотнительного кольца.
Различные варианты применения разъемных соединений с использованием
уплотнений представлены на рис.3.30 –3.33. В качестве материалов, используемых в уплотнениях, могут быть теплостойкие, медно-асбестовые или фторопластовые материалы. Листовая резина используется лишь в случаях, когда сила прижатия сопрягаемых деталей невелика. Чаще всего резина используется в
варианте колец, устанавливаемых в специально подготовленные пазы с натягом. При сжатии вследствие эластичности и податливости она затекает в мельчайшие углубления и неровности уплотняемых поверхностей. В случае воздействия высоких давлений и высоких температур могут использоваться медные,
медно-асбестовые и фторопластовые материалы в виде шайб, листов и колец.
Заметим, что резиновые кольца широко применяются и для крепления топливного заряда в камере двигателя (рис.3.34. – 3.36.). Кроме того, заметим, что для
уплотнения соединений, особенно резьбовых, в ракетной технике широко используются герметики, заливаемые в зазоры между сопрягаемыми деталями; в
качестве герметика может использоваться эпоксидная смола.
Рис.3.30. Уплотнение соединения корпуса воспламенительного
устройства с камерой сгорания:
1 - корпус воспламенительного устройства; 2- кольцо крепежное; 3 -прокладка
уплотнительная; 4- винтовая пара; 5- корпус камеры РДТТ
Рис.3.31. Узел уплотнения отклоняющегося сопла:
1 - уплотнение; 2 -сердечник; 3-обойма; 4 - кольцо; 5 - крепление кольца
Рис.3.32. Узел уплотнения заглушки с раструбом сопла:
1 - заглушка; 2- кольцо уплотнительное; 3 - раструб
Рис.3.33. Сильфонное уплотнение обечайки с днищем:
1,3- стыкуемые детали; 2 – сильфон
Рис.3.34. Ограничение перемещения вкладного заряда в камере РДТТ
в продольном направлении с использованием резиновых колец:
1 - корпус РДТТ; 2 - держатель; 3 - решетка; 4- заряд; 5 - уплотнительные
кольца, приклеенные к деталям 2 и 3
Рис.3.35. Ограничение продольного перемещения вкладного
заряда с использованием переднего буфера:
1 - упор; 2 - резиновый буфер; 3 - жаростойкий состав; 4 - топливный заряд
Рис.3.36. Ограничение перемещений вкладного заряда
выбором конструкции сопловой решетки:
1 - стеклопластиковая решетка; 2 - резиновая прокладка; 3 - стержень; 4 – заряд
3.8. Проектирование теплозащитных покрытий РДТТ
В процессе работы РДТТ его основные узлы и элементы конструкции испытывают значительные тепловые нагрузки. Действительно, в камере сгорания
большинства использующихся на практике РДТТ, реализуются условия:
-уровни давления в камере РДТТ — 1 ...20 МПа;
-температура продуктов сгорания — 2000...3800 К;
-скорости продуктов сгорания —до 2500 м/с;
-массовые концентрации конденсированных частиц—до 40%;
-время работы РДТТ до 100 с;
-значения тепловых потоков, поступающих в элементы конструкции, 20...200 МВт/м2.
Отсутствие тепловой защиты элементов конструкций двигательной установки может привести к ее разрушению одним из следующих способов:
- разогрев конструкций до недопустимых температур, при которых не
обеспечиваются ее механические характеристики, что приводит к разрушению
узлов, элементов и РДТТ в целом;
- прогорание стенок РДТТ без общего разрушения двигателя приводит к
нерасчетным значениям модуля тяги РДТТ и к изменению его направления;
- оплавление или деструктивное разрушение материалов элементов конструкции двигателя, что приводит к исключению из рабочего процесса функций, выполняемых этими элементами, и как следствие к нерасчетному варианту
функционирования РДТТ в целом.
Несмотря на то, что теплонапряженность рабочих процессов в камере
РДТТ велика, для ряда непродолжительно работающих двигателей прогрев
элементов их конструкций может быть не катастрофическим, что допускает отсутствие в РДТТ теплозащитных материалов. Из-за различия уровня тепловых
потоков по длине камеры РДТТ наличие теплозащитных материалов может
оказаться необходимым лишь в отдельных областях. Так, для большинства
РДТТ внутрикамерное пространство и сопловой блок по уровням реализующихся тепловых потоков могут быть разделены на следующие основные области:
-застойные зоны - скорости продуктов сгорания не превосходят 25…50
м/с;
-зона переднего днища - скорость продуктов сгорания не превосходит
25...70 м/с;
-цилиндрические участки камеры РДТТ- скорости продукта сгорания соответствуют уровням 50...200 м/с;
-зона входа в дозвуковую часть соплового блока скорость - продуктов сгорания равна 100...350 м/с;
-зона критического сечения сопла — уровни скоростей составляют
1000...2500 м/с.
Перечисленные участки камеры РДТТ отмечены на рис.3.37. цифрами
1...6. Отметим следующий важный при выборе теплозащитных материалов
факт: если в процессе работы двигательной установки произойдет частичное
разрушение теплозащитного покрытия, размещенного в областях 1...3, то это не
приведет к заметному изменению основных параметров РДТТ, в то время как,
разрушение теплозащитного материала, нанесенного на участках 4…6, может
привести к большим неприятностям — эксцентриситету тяги, снижению уровня
давлении в камере двигателя, снижению тяги и другим неблагоприятным факторам. В связи с этим устанавливаются и соответствующие требования к перечисленным областям: на участках 1. ..3 допускается применение эластичных
теплозащитных материалов, а по мере увеличения скоростей продуктов сгорания - полуэластичных (области 3, 4) и жестких материалов (области 5, 6).
Рис.3.37. Основные области РДТТ, отличающиеся уровнями тепловых потоков:
1- застойная зона; 2, 3- зоны слабых тепловых потоков; 4, 6- зоны
2- значительных тепловых потоков; 5- зона максимальных тепловых потоков.
Таким образом, можно определить задачи, решаемые при проектировании
теплозащитных покрытий:
- установление уровней тепловых потоков и времени их воздействия на
элементы конструкции РДТТ;
- установление необходимости применения теплозащитных покрытий;
- выбор материалов для тепловой защиты элементов конструкций, если
имеется необходимость в их использовании;
- определение толщины теплозащитных материалов на элементах конструкций двигательной установки.
Учитывая необходимость в обеспечении высоких показателей качества
РДТТ в целом (например, по коэффициентам массового совершенства), к материалам, использование которых допускается в качестве теплозащитных, предъявляются следующие требования:
- низкая плотность;
- высокая теплоемкость;
- низкие тепло- и температуропроводность;
- механические характеристики по прочности и жесткости теплозащитных
материалов должны быть близки к характеристикам сопряженных деталей;
- химическая стойкость теплозащитного материала;
- стойкость к термической и термоокислительной деструкции;
- высокие технологические свойства; конструкции РДТТ;
- низкая стоимость теплозащитного материала и технологии работы с ним.
Под внутренней теплозащитой корпусов и днищ подразумевают теплозащитное покрытие (ТЗП) и защитнокрепящий слой (ЗКС).
Назначение ТЗП—защита несущих обечаек конструкции от воздействия
высокотемпературного газового потока. Назначение ЗКС—обеспечение прочного скрепления твердотопливного заряда с обечайкой корпуса и защита твердого топлива от внешних тепловых потоков (аэродинамического нагрева).
К ЗКС предъявляются следующие требования: низкая плотность; прочностные и жесткостные характеристики близкие к характеристикам заряда; стабильность свойств во времени; надежная адгезия к поверхности несущей обечайки и к поверхности заряда; достаточная негигроскопичность ЗКС.
Все применяемые теплозащитные материалы (ТЗМ) можно разделить на
две большие группы — пассивные и активные. К пассивным материалам относятся материалы, которые весь рабочий период сохраняют неизменной свою
первоначальную геометрическую форму. Эти материалы сочетают высокую
теплоемкость, большую температуру разрушения (емкостные ТЗМ) и относительно низкую температуро- и теплопроводность (теплоизоляционные ТЗМ).
Теплозащитный эффект от применения материалов этой группы состоит в реализации аккумулирующего и теплоизоляционного эффектов при условии выдерживания высоких значений температур, соответствующих разрушению материала. В эту группу можно отнести тугоплавкие материалы, графиты, окислы
ряда металлов, бориды, нитриды, карбиды и цирконаты ряда металлов. Некоторые из этих материалов представлены в таблице 3.1.
Таблица 3.1.
Характеристики некоторых пассивных материалов
Плотность, кг/м3
Тдоп, К
Молибден
10 240
2320
Тантал
16 610
2350
Топливо без алюминия
19 380
1970
Топливо с алюминием
19 380
2370
Название материала
Вольфрам:
Графиты:
Поликристаллические
1600...2000
Силицированные
1900...2000
Пиролитические
2200
3500
Окиси металлов
3073
Бориды металлов
3200...3300
Карбиды металлов
4100...4430
Нитрилы металлов
3000..3600
Цирконаты металлов
2900...3100
К активным покрытиям следует отнести материалы, работа которых сопровождается их разрушением. Различают три группы активных покрытий:
-с внутренним уносом массы разрушающегося компонента (испаряющиеся
ТЗМ);
-с внешним уносом массы (коксующиеся ТЗМ);
-с комбинированным уносом (композиционные теплозащитные покрытия,
в которых в отдельные периоды их работы может наблюдаться и тот и другой
механизмы разрушения – сгорающие ТЗМ).
Активные теплозащитные материалы с внутренним уносом массы представляют собой тугоплавкий пористый материал, пропитанный (заполненный)
хладагентом, — металлами (например, медь), минералами или органическими
соединениями с высокой теплотой плавления и испарения. В качестве пористой
основы в таких материалах могут использоваться металлы вольфрам, молибден
и т.п. Теплозащитный эффект активных покрытий с внутренним уносом массы
состоит в следующем:
- на разложение наполнителя, размещенного в порах тугоплавкого каркаса
затрачивается значительная часть поступающего в конструкцию тепла;
- за счет вдува в пограничный слой продуктов разложения наполнителя
снижается величина теплового потока в конструкцию узла, поступающего от
продуктов сгорания топлива или навески воспламенителя.
Активные теплозащитные покрытия с внешним уносом массы представляют собой сублимирующие покрытия, состоящие из минерального наполнителя (например, минеральные соли типа Мg3N2, Si3N4, AlN, NH4F, NH4CI, AlF3,
ZnO, CdO и т.д.) и органической связки (например, фенольные, эпоксидные,
кремнийорганические смолы). Теплозащитный эффект этих покрытий основан
на явлениях, характерных для материалов с внутренним уносом массы. Однако
помимо рассмотренных, присутствует и дополнительный - унос разогретого до
температуры разрушения теплозащитного материала, обеспечивает удаление
от поверхности ТЗМ дополнительного источника тепла.
Активные теплозащитные покрытия с комбинированным уносом массы
представляют собой твердотопливную композицию, в которой элементов, являющихся горючим гораздо больше элементов, относящихся к группе окислителей; их можно рассматривать как композиционные материалы, содержащие
уносящийся (разлагающийся) наполнитель, заполняющий пространство внутри
каркаса, образованного связующим материалом. Унос такого теплозащитного
материала происходит по двухступенчатой периодической схеме:
- в первоначальный момент разрушение теплозащитного материала происходит аналогично ТЗМ с внутренним уносом массы — разлагается поверхностно расположенный наполнитель;
- по мере разрушения наполнителя все большая часть каркаса из связующего компонента обнажается, что при дальнейшем воздействии теплового потока приводит к разрушению обнаженного (без наполнителя) слоя каркаса; поведение ТЗМ в данном случае может быть сравнено с уносом аблирующего материала.
Указанный тип ТЗМ получил широкое распространение в качестве бронировки зарядов твердого ракетного топлива.
Нанесение ТЗМ на внутреннюю поверхность корпусов может осуществляться механизированным (напыление порошков, центробежное нанесение
паст) или ручным (вкладка листов, засыпка гранул) методами. Процесс нанесения сводится к следующему. Перед нанесением теплозащитного материала
внутренняя поверхность детали очищается на пескоструйной установке, после
чего очищенная поверхность подвергается химической очистке растворителями. Наносится клеящий состав, производится выкладка листов теплозащитного
материала (отвержденного или неотвержденного). В случае применения отвержденного материала изделие выдерживается под небольшим давлением в течение определенного времени при температуре помещения. Нанесение предварительно отвержденного ТЗМ дает возможность изготовлять сложные профили с
жесткими допусками, исключает появление внутренних напряжений, возникающих при термообработке в процессе формования. В случае нанесения неотвержденного ТЗМ производится термообработка материала в термокамере под
давлением 0,8...1 МПа при температуре 413 ...435 К 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 ТЗМ.
Термокамера для отверждения теплозащитного покрытия (ТЗП) представляет конструкцию, включающую а себя рабочий объем, калориферы с системой
вентиляторов, приборы управления температурным процессом, гидровакуумную систему. По окончании термообработки готовое покрытие подвергается
контролю. Контроль производится как на образцах-свидетелях, так и непосредственно на изделии (разрушающие и неразрушающие методы). На образцахсвидетелях 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 и ЗКС к металлу определяется ультразвуковыми
приборами. Для осуществления контроля изготавливаются эталоны, на которых
полностью повторяется схема выкладки ТЗП, 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.
3.9. Особенности тепловой защиты критического сечения сопла РДТТ
Условия работы сопел РДТТ предъявляют к защитным покрытиям этого
узла жесткие и многосторонние требования. Выбор материалов для элементов
сопла определяется двумя основными факторами: распределением температуры
вдоль сопла во время работы двигателя, химическим и эрозионным действием
продуктов сгорания.
Материалы для сопел 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.
Выбор материалов для изготовления вкладыша сопла РДТТ определяется
назначением и условиями работы детали в двигателе. Назначением вкладыша
является либо обеспечение стабильности величины диаметра минимального сечения сопла, либо заданного закона его изменения при условии воздействия на
деталь химически активного двухфазного потока продуктов сгорания твердого
топлива. В некоторых случаях, когда время работы РДТТ исчисляется секундами, возможно изготовление вкладыша критического сечения сопла из медных
сплавов, обладающих большой теплоаккумулирующей способностью.
К материалу вкладыша предъявляются требования повышенной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионной стойкости. В таблице 3.2.
приведены основные типы материалов, используемые при тепловой защите
критического сечения сопла.. В качестве материала для вкладышей сопел РДТТ
с небольшими размерами критического сечения (до 300 мм) большое применение находил графит (главным образом специально обработанный) и жаропрочные металлы—молибден и вольфрам. Так, сопловые вкладыши РДТТ БРСД
«Поларис А-1» изготавливаются из молибдена (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 на их рабочие поверхности тем или
иным способом наносят специальные покрытия. Наиболее распространенными
покрытиями вкладышей из графита являются вольфрам и его сплавы, карбид
вольфрама, молибден и его сплавы, окислы алюминия, тантала и некоторых
других металлов, специальные графитокерамические покрытия (типа покрытия
с составом: 50% графита, 25% борида титана, 24% дисилицида молибдена, 1%
специальной связки), пиролитический графит и др.
Таблица 3.2.
Типичные характеристики материалов для сопел при Т=293 К
Теплопроводные жаростойкие материалы
Характеристика
Графит ATJ
Вольфрам
(кованый)
Плотность, г/см3
1,73
19,0
Пиролитический графит
1,80…2,26*
Коэффициент теплопроводности,
Вт/(м2*К):
вдоль волокна или слоя основы
104…23,7*
поперек волокна или слоя основы
59,4…22,3*
Удельная теплоемкость Дж/(кг*К)
0,25…0,6**
142,5…89,1*
0,033..0,047**
142,5…89,1*
1,78…0,45*
0,22…0,5**
Температурный коэффициент,
К-1*106:
2,4
вдоль волокна или слоя основы
2,7
4,5
поперек волокна или слоя основы
4,0
-
36
Композиционные абляционные материалы
Характеристика
Плотность, г/см3
Угольная ткань
Графитовая
Кварцевая
МХ-4926
ткань
ткань
FM-5064
МХ-2600
1,43
1,45
1,75
Коэффициент теплопроводности,
Вт/(м2*К):
Вдоль волокна или слоя основы
1,23..1,38***
3,40...4,31***
0,52…0,56***
Поперек волокна или слоя основы
0,71..0,86***
1,02…1,36***
0,45…0,48***
Удельная теплоемкость, Дж/(кг*К)
0,20..0,36***
0,24…0,39***
0,24…0,30***
Температурный коэффициент, К-1*106
Вдоль волокна или слоя основы
Поперек волокна или слоя основы
6,7
9,5
7,0
9,5..55,8***
31,7
29,7
* Наименьшее значение соответствует температуре 2473 К
** Наибольшее значение соответствует температуре 2473 К
*** Наибольшее значение соответствует температуре 673 К
Иногда вместо нанесения на графит защитных покрытий оказывается достаточным провести:
-рекристаллизацию поверхностного слоя графита 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 графита, в результате чего в поверхностном слое детали
образуется структура, в которой графит оказывается связанным с карбидом
кремния, что обеспечивает повышение его прочностных характеристик.
Весьма эффективным 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). Для исключения
науглероживания вольфрама, приводящего к снижению его прочностных
свойств, от контактирующего с ним в некоторых конструкциях пиролитического графита, между ними наносится подложка.
К материалам, применяемым для вкладышей сопел РДТТ, относится также
пиролитический графит. Процесс его образования заключается и высокотемпературном пиролизе содержащих углерод газов и осаждении освобожденного
углерода на технической 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 широкое использование этого материала в реальных конструкциях. К
ним следует прежде всего отнести хрупкость, низкую прочность скрепления с
другими материалами, применяющимися в конструкции сопел, склонность к
расслоению в процессе хранения.
На рис.3.38. представлен пример осуществления тепловой защиты критического сечения сопла РДТТ.
Рис.3.38. Тепловая защита критического сечения сопла РДТТ:
1 – вольфрам; 2 – подложка; 3 – пиролитический графит;
4, 5 – низкотеплопроводные пластик и керамика; 6 – материал сопла
4. Заряды ТРТ и требования, предъявляемые к ним
4.1. Способы крепления зарядов ТРТ в корпусе
Заряды ТРТ в зависимости от способа крепления в корпусе ракетного двигателя подразделяются на:
-
вкладной;
-
вкладной заряд с застойной зоной;
-
вкладной жестко скрепленный (скрепленные заряды);
-
литой.
Вкладной заряд, рис. 4.1, как правило, является одношашечным. В случае
его использования в РДТТ внутренняя поверхность камеры сгорания все время
омывается продуктами сгорания топлива, скорость движения которых может
достигать сравнительно больших величин, в особенности в близи входа в сопло. В связи с этим камера нуждается в надежной тепловой защите по всей
внутренней поверхности.
Рис. 4.1. Вкладной заряд
1-амортизаторы; 2-диафрагма; 3-заряд ТРТ; 4-корпус камеры; 5 -ТЗП
При использовании вкладного заряда с застойной зоной, рис.4.2., наблюдается существенное снижение скорости продуктов сгорания относительно стенок канала, образованного корпусом РДТТ и, как правило, забронированной
поверхностью заряда. Это определяет возможность снижения толщины ТЗП,
наносимого на внутреннюю стенку корпуса, а, следовательно, и массовых характеристик двигательной установки в целом. Равенство давлений на наружной
и внутренней в поверхностях заряда канальной формы снижает динамические
нагрузки, действующие на него в процессе работы РДТТ.
Рис. 4.2. Вкладной заряд с застойной зоной
Наибольшими преимуществами обладают скрепленные заряды, рис.4.3., с
внутренним горением. Они горят по поверхности внутреннего канала, поэтому
горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса.
Рис. 4.3. Вкладной жестко скрепленный заряд
1-защитно-крепящий слой
Твердое топливо обладает очень малым коэффициентом теплопроводности. Поэтому скрепленный заряд предохраняет стенки корпуса от воздействия
тепловых потоков, что позволяет создавать длительно работающие РДТТ.
Между скрепленным зарядом и стенкой корпуса размещается слой термоизоляции. Слой термоизоляции компенсирует разницу линейных термических
удлинений заряда и корпуса двигателя.
Между слоем термоизоляции и зарядом может размещаться адгезионный
слой (например, синтетическая смола), который скрепляет их между собой.
Система «заряд - слой термоизоляции - слой адгезионной связки - стенка
корпуса» должна представлять собой единое целое. Наличие расслоений по
границам слоев (например, из-за колебаний температуры при длительном хранении) может привести к аварии двигателя в процессе его работы.
1.
Скрепленные заряды, по сравнению с вкладными, обладают сле-
дующими преимуществами: Более эффективно используются объем корпуса,
так как нет зазоров между зарядом и стенкой корпуса и не требуются дополнительные опоры для заряда, (он удерживается непосредственно стенками корпуса).
2.
Увеличиваются жесткость и прочность
корпуса двигателя, так
как заряд подкрепляет корпус во время транспортировки и других операций с
ракетой, а во время полета способен воспринимать некоторые механические
нагрузки, вызванные действием линейных ускорений и давления продуктов
сгорания. Поэтому при использовании скрепленных зарядов потребная толщина стенок уменьшается, что уменьшает массу ракет.
3.
Упрощается технология изготовления заряда твердого топлива
(возможна заливка).
Камера сгорания РДТТ нагружена высоким давлением. В ней размещается
весь запас топлива, поэтому его плотность оказывает существенное влияние на
показатели двигателя и ракеты в целом. При постоянной массе топлива повышение его плотности приводит к уменьшению объема камеры сгорания и ее
массы. Плотность освоенных ТРТ составляет 1,4 ... 1,9 г/см3.
Стремление к повышению удельного импульса определяет основные направления разработок новых твердых топлив. При этом важным ограничивающим условием является необходимость одновременного получения достаточно
высоких внутрибаллистических, механических, технологических и других
свойств ТРТ.
4.2.2. Внутрибаллистические характеристики
Важнейшей характеристикой ТРТ, определяющей характер внутрикамерных процессов, является скорость горения. При номинальном давлении
она должна быть достаточной для достижения необходимых характеристик
двигательной установки. Например, в некоторых случаях от РДТТ может требоваться большая тяга в течение короткого времени при очень высоких перегрузках. Последнее обстоятельство не позволяет по соображениям прочности
применить многошашечный заряд с развитой поверхностью горения. Приемлемым решением является применение скрепленного с корпусом заряда, но в
этом случае повышенная скорость горения должна обеспечивать необходимое
газообразование при ограниченной поверхности горения. Иногда необходима
относительно малая скорость горения для достижения длительного времени работы. Для выполнения сложной программы полета в одном двигателе возможно
размещение зарядов ТРТ с разной скоростью горения, например, в двигателях
со ступенчатым изменением тяги: для короткого старта с большой тягой и длительного полета с пониженной тягой.
Топливо должно обеспечивать устойчивое и равномерное горение в условиях требуемых давлений в камере сгорания, в том числе и сравнительно невысоких.
Весьма важной характеристикой является величина разброса скорости горения для одного состава или одной партии топлива, т. е. хорошая воспроизводимость характеристик топлива.
4.2.3. Физико-механические свойства
Физико-механические свойства топлива должны обеспечивать возможность создания заряда необходимой конфигурации и сохранение зарядом заданной формы и плотности в процессе хранения, воспламенения и горения.
Топлива, используемые для скрепленных с корпусом двигателя зарядов, долж-
ны быть достаточно эластичными, чтобы не происходило разрушения заряда
под действием термических напряжений или при деформации их вместе с корпусом под действием давления и полетных перегрузок. Значение коэффициента
теплопроводности ТРТ порядка, 0,2 ... 0,3 Вт/(мК), т. е. примерно в 100 раз
меньше, чем у стали. Поэтому ТРТ могут хорошо предохранять стенки камеры
двигателя от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания. Но это же
обстоятельство приводит к тому, что при изменении температуры окружающей
среды в зарядах ТРТ возникают термические напряжения, которые могут вызвать их растрескивание.
Для зарядов, скрепленных со стенками камеры сгорания, к термическим
напряжениям добавляются и механические, вызванные давлением, разностью
коэффициентов линейного расширения ТРТ и корпуса. Опасные термические и
механические напряжения в зарядах ТРТ возникают в результате теплового и
механического удара при воспламенении, особенно, если начальная температура заряда мала. Кроме того, в заряде возникают напряжения от воздействия
перегрузок.
Уровень требований к физико-механическим свойствам ТРТ зависит от
материала корпуса. Чем менее жестким является корпус, тем выше требования
к допустимым деформациям ТРТ. В качестве основных химических характеристик ТРТ обычно рассматривают предел прочности (напряжение растяжения
ТРТ), относительное удлинение и модуль упругости топлива. Эти характеристики в значительной мере зависят от состава топлива, особенностей
технологии и температуры заряда.
При разработке состава топлива учитывается необходимость достаточно
высокой эластичности заряда при низких температурах и повышенной прочности в условиях максимальных температур, что является одним из условий работоспособности двигательной установки в заданном температурном диапазоне.
4.2.4. Дополнительные требования
Большое значение имеют экономические характеристики: желательно,
чтобы компоненты топлива были не дефицитными и не дорогими. Одним из
требований к ТРТ является минимальная зависимость скорости его горения от
давления и начальной температуры заряда во всем диапазоне эксплуатационных значений. Технология изготовления должна быть не сложной и не дорогостоящей, допускающей при необходимости серийное производство зарядов.
Особое значение придается стабильности физико-механических, баллистических и энергетических показателей ТРТ в условиях хранения и эксплуатации.
Стабильность характеристик топлива определяет его гарантийный срок хранения. В одних случаях основным лимитирующим фактором является химическое
разложение топлива и реакции взаимодействия между его компонентами, в
других — физические процессы, проявляющиеся в пластических деформациях,
образовании трещин в заряде, процессах диффузии. Часто химические и физические изменения происходят одновременно, что приводит к старению топлива.
По зарубежным данным заряды остаются пригодными для эксплуатации в течение 15 ... 20 лет.
В зависимости от физико-механических свойств и требуемых внутрибаллистических характеристик для ТРТ устанавливают допустимые пределы изменения температуры при хранении снаряженных двигателей. В некоторых
случаях эти пределы могут быть настолько узкими, что ракеты можно хранить
только в специальных условиях, принимая необходимые меры предосторожности при транспортировке зарядов.
К числу других требований следует отнести исключение опасности детонации и взрыва, иногда — требование бездымного выхлопа и малой токсичности продуктов сгорания.
4.3. Классификация ТРТ
По химическому составу и структуре твердые ракетные топлива подразделяют на коллоидные (двухосновые), смесевые и модифицированные двухосновные.
4.3.1. Коллоидные топлива
Коллоидные топлива представляют собой твердые растворы органических
веществ, молекулы которых содержат горючие и окислительные химические
элементы. Иногда эти топлива называют также баллиститными, двухосновными или гомогенными. Одной из основ этих топлив является нитроцеллюлоза с
различным содержанием азота, получаемая при различных условиях нитрации
целлюлозы. Степень нитрации определяет соотношение горючих и окислительных элементов и коэффициент избытка окислителя (кислорода) в нитроцеллюлозе. На практике применяют нитроцеллюлозу с содержанием азота не менее 11
%, так как при меньшем его содержании энергетические характеристики ТРТ
оказываются неудовлетворительными.
Вторая основа гомогенных топлив — вещества типа нитроглицерина
C3H5(ONO2)3, называемые растворителями. Они образуют с нитроцеллюлозой
коллоидные системы. Энергетические характеристики ТРТ улучшаются с увеличением содержания в них нитроглицерина.
На рис.4.5. показана зависимость
удельного импульса двухосновного
ТРТ от содержания в нем нитроглицерина gнг для двух значений степени нитрации нитроцеллюлозы. Однако предельное содержание нитроглицерина, которое может быть введено в топливо, не превышает 45 %, так как при большем
содержании нитроглицерина производство топлив становится весьма опасным,
резко снижаются физико-химические свойства двойных систем: они становятся
студне- подобными, текучими.
Рис.4.5. Зависимость удельного импульса двухосновного ТРТ от содержания
нитроглицерина gнг и степени нитрации нитроцеллюлозы
Наиболее часто в качестве коллоидного ТРТ используется твердый раствор, в котором содержится 50-75% нитроцеллюлозы и 25 - 43% нитроглицерина.
С целью повышения химической стойкости в период хранения в топливо
вводят стабилизаторы. В качестве стабилизаторов в современных двухосновных ТРТ применяют этилцентралит и дифениламин. Срок хранения зарядов
ТРТ, в состав которых входят стабилизаторы, достигает 15... 20 лет.
Для улучшения физико-механических характеристик топлива, а также для
повышения термопластичности нитроцеллюлозы при прессовании заряда в состав топлива вводят специальные добавки — пластификаторы: воск, вазелин,
минеральные масла и другие вещества. Пластификаторы увеличивают эластичность зарядов и уменьшают чувствительность их к детонации.
Большую роль в современных двухосновных ТРТ выполняют катализаторы, Они увеличивают скорость и устойчивость процесса горения при минимальном давлении, а также повышают полноту сгорания. В качестве катализаторов применяют соединения свинца, меди, титана, их окислы.
Для уменьшения гигроскопичности нитроцеллюлозы в состав некоторых
ТРТ добавляют диэтил и дибутилфталаты — жидкости, способствующие желатинизации.
Сажу и графитовый порошок вводят в качестве технологической добавки;
эти же вещества обеспечивают поглощение энергии излучения пламени в поверхностном слое топлива, предотвращая прогрев массы заряда.
Некоторые добавки, входящие в состав топлива, выполняют не одну функцию. Так, например, некоторые пластификаторы, имея в своем составе окислительные элементы, повышают удельный импульс и скорость горения топлива.
Другие оказывают стабилизирующее действие на состав топлива; некоторые
катализаторы скорости горения, например, соли свинца, в определенной степени выполняют функции стабилизаторов, и, наоборот, централиты и дифениламин, являясь стабилизаторами, обладают и каталитическими свойствами.
Двухосновные топлива обладают такими преимуществами, как бездымность продуктов сгорания;
хорошими механическими свойствами и малым
нижним пределом давления (минимальное значение давления в камере, при котором начинается разложение ТРТ). Однако эти топлива имеют и недостатки, в
частности, более низкий удельный импульс, по сравнению с другими типами
ТРТ; ограниченный диапазон скоростей горения; пожаро- и взрывоопасность
при изготовлении топливного заряда (продавливание через фильеры определенного диаметра с помощью экструдера); недостаточная эластичность, исключающая возможность скрепления заряда со стенками корпуса.
Из-за этих недостатков заряды коллоидных топлив применяют в основном
в РДТТ небольших тяг.
4.3.2. Смесевые топлива
Смесевые топлива представляют собой механические смеси окислителя,
горючего и специальных добавок. Для большинства современных смесевых
топлив характерно использование трех основных компонентов: кристаллического окислителя, полимерного горючего связующего и металлической добавки.
Окислитель — основной энергонесущий компонент ТРТ, определяющий
удельный импульс и скорость горения. К окислителям предъявляют ряд требований. Они должны быть совместимыми по химическим и физическим свойствам со связующим. Содержать, возможно, большее количество кислорода; по
возможности не образовывать при сгорании твердых частиц и коррозионноактивных газов, а также быть приемлемыми по экономическим показателям.
Кроме химической природы окислителя большое значение для характеристик ТРТ имеет дисперсность его частиц. Исследования показали, что, уменьшая размер частиц окислителя, можно существенно повысить скорость горения
смесевых топлив. Однако уменьшение размера частиц окислителя может привести к повышению вязкости топлива, что отрицательно влияет на технологию
его изготовления. Поэтому на практике используется полидисперсный окислитель, содержащий крупно- и мелкодисперсную фракцию, причем соотношение
этих фракций должно быть оптимальным с точки зрения обеспечения высокой
скорости горения и сохранения требуемой вязкости топлива.
Большинство современных смесевых ТРТ (в США более 80 %) разработано на основе окислителя перхлората аммония NH4ClO4 (ПА). Температура разложения его невысока, а газообразные продукты, разложения имеют малую молекулярную массу. Для топлив на основе ПА и обычных полимерных связующих характерна слабая зависимость скорости горения от давления и начальной
температуры и сравнительно высокие энергетические характеристики. Скорость горения серийных топлив на основе ПА находится обычно в пределах от
4 до 20 мм/с.
Иногда применяют эффективные производные ПА, например, монометилперхлорат аммония, перхлорат гидроксил аммония и др., а также перхлораты
металлов, например, калия K ClO4. Однако эти перхлораты, имея отдельные
преимущества, по сравнению с перхлоратом аммония, не обладают присущим
ему комплексом требуемых свойств.
Из нитратов в производстве смесевых ТРТ наибольшее распространение
получил нитрат аммония NH4NO3 (селитра). Топливо на основе этого окислителя эффективно для применения в тех случаях, когда необходимо иметь небольшую скорость горения и умеренные температуры продуктов сгорания. К недостаткам топлива на основе нитрата аммония следует
значение
отнести
невысокое
удельного импульса (не более 2000 Hс/кг), малую плотность, гиг-
роскопичность и повышенную температурную чувствительность. Отмечается
также изменение размеров кристаллов нитрата аммония при полиморфных превращениях, что приводит к нестабильности физико-механических свойств топлив на его основе.
Примерами окислителей-нитроаминов являются октоген и гексоген, первый окислитель применяется чаще. Удельный импульс ТРТ на основе октогена
выше, а температура горения ниже, чем у смесевых топлив на основе ПА; продукты сгорания смесевых ТРТ с октогеном не содержат соляной кислоты и частиц углерода, не образуют дымного следа. Однако при увеличении содержания октогена в топливе и уменьшении размера его частиц ухудшаются механические свойства топлива; кроме того, снижается полнота сгорания алюминия в
металлосодержащем топливе. В связи с этим за рубежом исследуются смесевые
твердые топлива на основе комплексных окислителей, в которых содержание
октогена не превышает 10 %, а основную массу окислителя составляет ПА. В
состав таких топлив входит (16 ... 20 %) Аl, в качестве горючего- связующего в
сочетании с октогеном хорошо зарекомендовал себя полибутадиен с концевыми гидроксильными группами. Такой состав топлива обеспечивает требуемые
механические характеристики при высокой энергетической эффективности.
В качестве связующего может быть использовано множество веществ органического происхождения. Используют тяжелые нефтепродукты (асфальты,
битумы). Применяются современные полимеры, такие как полиэфирные, фенольные эпоксидные смолы, пластмассы, каучуки и др.
Применение каучуков в качестве связующего началось с полисульфидного
(тиокол). Однако топливо на основе полисульфидного каучука имеет низкие
энергетические характеристики и неудовлетворительные механические свойства. Снижение удельного импульса вызвано большим содержанием серы (до
40 %).
Лучшими, по сравнению с топливами на основе полисульфидного каучука,
характеристиками обладают топлива, в которых в качестве связующего применен полиуретановый каучук. Эти топлива сохраняют эластичность до — 50°C
и имеют удельный импульс 2440 Нс/кг и более.
В качестве связующего применяются также бутадиеновый каучук, сополимер полибутадиена и акриловой кислоты. Топлива на основе этого каучука обладают хорошими механическими и адгезионными свойствами и имеют высокий удельный импульс (2430 Нс/кг и более).
Относительное содержание окислителя и горючего в смесевых топливах
можно менять в довольно широких пределах. Однако максимальные значения
удельного импульса и температуры горения получаются при содержании горючего связующего до 15 % . Содержание же твердого окислителя и других добавок обычно не превышает 85 %, так как при большем количестве ухудшаются
физико-механические свойства топлива в процессе изготовления и эксплуатации.
Практически все современные смесевые топлива содержат металлы в виде
мелкодисперсных порошков. Введение металла позволяет значительно поднять
удельный импульс, увеличить плотность, повысить стабильность и скорость
горения ТРТ.
Рассматривалось и исследовалось применение добавок легких металлов:
алюминия, магния, циркония, бериллия, бора и различных сплавов. Из них достаточно эффективным, наиболее дешевым и распространенным металлом является алюминий. Количество его увязывают с содержанием остальных компонентов топлива, чтобы получить прирост удельного импульса и плотности при
условии обеспечения необходимых физико-механических свойств. Для современных смесевых топлив по зарубежным данным типичным является содержание 10 ... 20 % алюминия.
Для улучшения физико-механических свойств, внутрибаллистических харак-теристик и эксплуатационных качеств в смесевые топлива вводят различные добавки. Пластификаторы и стабилизаторы вводятся в смесевые топлива с
теми же целями, что и в двухосновные.
Для регулирования скорости горения смесевых топлив наряду с изменением дисперсности окислителя и металлической добавки широко практикуется
введение катализаторов, в качестве которых используются различные окислы
металлов, фториды, соли хромовой и метахромистой кислот, металлоорганические соединения.
Специальные исследования показали, что увеличение дисперсности частиц
катализатора способствует повышению скорости горения. Дополнительное
увеличение скорости горения и снижение показателя степени в законе скорости
горения дает использование комбинации нескольких катализаторов. Так, введение в смесевые ТРТ 1 % смеси, содержащей 84 % окиси меди и 16 % окиси
хрома, увеличивает скорость горения на 30 %.
В некоторых случаях необходимо, наоборот, замедлить горение топлива.
Это осуществляется путем введения в его состав специальных соединений
(двуокись магния, трехфтористый бром), называемых ингибиторами.
Вводятся также добавки для подавления нежелательных эффектов при догорании факела РДТТ в атмосфере и уменьшения дымообразования.
К числу преимуществ смесевых ТРТ перед коллоидными топливами относятся:
1. больший удельный импульс;
2. весьма малый нижний предел давления;
3. более широкий допустимый интервал начальных температур заряда;
4. большая плотность топлива;
5. большая термическая стабильность и более продолжительный допустимый
срок хранения;
6. простота изготовления топливного заряда и РДТТ в целом.
4.3.3. Модифицированные двухосновные топлива
Модифицированное двухосновное топливо состоит из нитроцеллюлозы и
пехлората аммония (октогена, гексогена) с добавкой алюминия. В таком топливе относительно мало связующего, а окислителем является – перхлорат аммония и атомы кислорода, выделяющиеся из нитросоединения. Большое содержание кислорода позволяет получить высокий удельный импульс при температуре горения полиуретанового топлива. Они обладают повышенным
удельным импульсом, однако диапазон скоростей горения при этом изменяется
незначительно, по сравнению с исходными двухосновными топливами. Стоимость такого топлива существенно выше, чем обычного смесевого.
4.4. Формы зарядов ТРТ и особенности их горения
Конструкция заряда твердого топлива должна обеспечивать:
а) максимально возможное заполнение корпуса РДТТ топливом;
б) исключение (по возможности) контакта горячих продуктов сгорания со
стенками корпуса для облегчения условий их работы;
в) неизменность геометрической формы заряда при нагрузках, возникающих при транспортировке РДТТ, а также при его работе, когда на заряд воздействуют осевые и боковые перегрузки, интенсивная вибрация в широком спектре частот и давления горячих продуктов сгорания;
г) наименьшие остатки неиспользованного топлива к концу работы двигателя.
В зависимости от характера изменения площади горения во время работы
двигателя различают следующие типы зарядов, рис. 4.6.:
Рис. 4. 6. Характер изменения площади горения зарядов:
1-нейтральное горение; 2-прогресивное горение; 3-дегрессивное горение
-
с постоянной площадью горения (с нейтральным горением);
-
с увеличивающейся площадью горения (прогрессивным горением);
-
с уменьшающейся площадью горения (с дигрессивным горением);
-
с площадью горения изменяющейся по заданному закону.
Заряды твердого топлива можно подразделить по геометрическим особенностям поверхности горения на следующие типы:
заряды с торцевым горением;
заряды с внутренним горением.
У зарядов с торцевым горением время горения определяется длиной заряда, а у зарядов с внутренним горением – толщиной свода (толщиной стенки цилиндра заряда). Поверхности заряда, по которым не должно быть горения, защищают бронирующим покрытием (ингибитором). Заряд обертывают лентой
из ингибитора или обклеивают листами из него с помощью клея. Предпочтительно применять заряды, у которых ингибитор не омывается продуктами сгорания, в частности, скрепленные заряды, у которых ингибитором служит слой
термоизоляции на внутренней поверхности стенки корпуса.
Заряды торцевого типа широко распространены в двигателях с небольшими
временами работы, так как в этом случае, даже при наличии сравнительно тонкого
слоя теплоизоляции, стенки камеры иногда не успевают прогреться до высокой температуры и не теряют прочности..
Такие заряды применяются в виде, как моноблоков, так и полиблоков.
Двигатели с торцевыми зарядами имеют высокий коэффициент заполнения камеры сгорания топливом, могут обеспечивать большое время работы, но их тяга, как правило, невелика из-за небольшой поверхности и малой скорости горения топлива. Термоизоляция двигателя, в случае продолжительного времени
работы, должна быть усиленной, так как значительная часть внутренней поверхности камеры смывается горячими пороховыми газами.
Сферические заряды, рис.4.7., относящиеся к классу зарядов торцевого горения, применяются в особых случаях, т. е. когда требуется создать двигатель с
минимальной массой конструкции и наименьшей длины. Сферические заряды
могут быть как вкладными, так и жесткоскрепленными с корпусом.
а)
б)
Рис.4.7. Схемы заряда торцевого горения (а) и сферического заряда (б)
1-заряд ТТ; 2-воспламенительное устройство
Эти заряды очень разнообразны по форме и могут обеспечить постоянную площадь поверхности горения, а также прогрессивное или депрессивное ее изменение
во времени, рис. 4.8.
а)
б)
Рис. 4.8. Заряды с торцевым горением:
а – дегрессивный характер горения; б – прогрессивный характер горения
Заряды, горящие с торца, могут применяться для маршевых двигателей ракет, а
также для различного рода вспомогательных устройств типа аккумуляторов давления и для рулевых двигателей.
Заряд, горящий с торца, может обеспечить ступенчатую тягу в двигателе
двумя способами:
1. Заряд изготовлен из одной марки топлива и имеет форму «ступенчатого» цилиндра, рис. 4.9.
Рис. 4.9. Заряд ступенчатой формы для двухрежимного двигателя
2. Заряд изготовлен из двух марок топлива, имеющих разные скорости горения, рис. 4.10.
Рис. 4.10.
Заряд, состоящий из двух марок топлива для двухрежимного двигателя
В некоторых конструкциях РДТТ используются сдвоенные заряды торцевого горения, рис. 4.11.
Рис. 4. 11. Заряд, горящий с двух торцов
Общим недостатком зарядов этой группы является сильный нагрев стенок
камеры в процессе работы двигателя, необходимость теплоизоляции внутренней поверхности камеры от продуктов сгорания топлива. В связи с этим масса
конструкции двигателя с такими зарядами получается большой, что делает невозможным их применение в двигателях ракет дальнего действия. Двигатели с
зарядами этого типа имеют большие тепловые потери, уменьшающие удельный
импульс топлива. Применение таких зарядов вызывает необходимость в опорных диафрагмах или колосниковых решетках, что усложняет конструкцию
двигателя и увеличивает его пассивную массу.
К перечисленным недостаткам рассматриваемого типа зарядов следует добавить, что они к концу работы двигателя часто разрушаются и куски несгоревшего топлива выбрасываются через сопло, что вызывает дополнительные
энергетические потери.
Кроме того, при сравнительно больших временах работы для них характерна: большая
сухая масса корпуса, т.к. его стенки подвергаются интенсивному нагреву при работе двигателя, поэтому приходится увеличивать их толщину для обеспечения достаточной прочности;
смещение центра масс двигателя при горении заряда.
К зарядам с внутренним горением относятся:
-
канальный;
-
телескопический;
-
звездообразный;
-
щелевой.
Заряд канального типа представляет собою свободно-вложенную одноканальную шашку, а также горящую с внутренней и наружней цилиндрических поверхностей, с поверхностей обоих торцов; иногда торцы бронируются, рис. 4. 12. Если
шашка забронирована с обоих торцов, то площадь поверхности горения не изменяется во времени; если торцы не бронированы, шашка горит слабо дегрессивно.
Горение заряда по наружной поверхности определяет необходимость нанесения
на корпус двигателя надежной и эффективной тепловой защиты. Кроме того,
заряды канального типа весьма плохо сопротивляются боковым и осевым перегрузкам, а также легко разрушаются под действием центробежных сил.
а)
б)
Рис. 4. 12. Заряд канального типа (а) и изменение характера горения его
поверхностей (б)
При постоянном сечении внутреннего канала топливного заряда скорость
продуктов сгорания по мере приближения к соплу, как уже указывалось, нарастает, что может привести к эрозии поверхности канала. Для исключения указанного явления канал может выполняться конусным, с расширением к соплу.
Иногда в одношашечных зарядах наблюдается неустойчивое горение, характеризуемое резкими колебаниями давления, приводящими часто к затуханию горения. Экспериментально установлено, что неустойчивое горение чаще
всего возникает в канале.
Известны несколько способов устранения неустойчивого горения.
1. Во внутренний канал заряда вставляется стержень из несгорающего материала. Физическая картина стабилизации горения при применении стержня в
канале недостаточно разработана. Имеются предположения, что при введении в
канал центрального стержня колебания газового потока демпфируются колебаниями самого стержня. Этот способ применим только при зарядах, изготовленных из сравнительно низкокалорийных топлив (Тг<2500°С), и в двигателях с небольшим временем работы.
2. Наружная и внутренняя полости заряда соединяются радиальными сверлениями, располагаемыми в шахматном порядке или по винтовой линии через
120°. Диаметр радиального отверстия рекомендуется выбирать равным 0,4 диаметра канала. Продольное расстояние между сверлениями зависит от калорийности топлива и его состава. С ростом калорийности необходимое для стабилизации горения расстояние между сверлениями уменьшается. При падении давления в канале в него поступают горячие газы с наружной поверхности шашки
и, таким образом, горящей поверхности канала передается некоторое дополнительное количество тепла, необходимое для восстановления нормального горения топлива.
Телескопический заряд представляет собой соосно расположенные цилиндры (как правило, не более двух), вставленные друг в друга, рис .4.13 а.
Креп-
ление внутреннего цилиндра в корпусе двигателя может осуществляться с помощью:
-стержня, пронизывающего его по оси;
-приливов, выполненных на наружной поверхности внутреннего цилиндра,
упирающихся в наружный цилиндр;
-специальных кронштейнов на корпусе, удерживающих его за торцевую
поверхность.
Телескопические заряды, аналогично многошашечным зарядам, рис. 4.13б,
применяются в двигателях, работающих сравнительно короткий период времени.
а)
б)
Рис. 4.13. Схема телескопического (а) и многошашечного (б) зарядов
Горение телескопического и многошашечного зарядов, в зависимости от
способа их крепления, может происходить в различных комбинациях по
наружным, внутренним и торцевым поверхностям цилиндров.
Однако двигатели с такими зарядами имеют низкий коэффициент массового совершенства ввиду непосредственного воздействия продуктов сгорания на
корпус двигателя и из-за наличия достаточно сложных узлов крепления зарядов.
Примером скрепленных зарядов являются литые заряды с внутренним каналом в виде 6-лучевой звезды, обеспечивающие постоянную площадь горения. Их недостатком является то, что в конце горения образуются куски объемом 3-5% от общего объема заряда, которые или не сгорают, или догорают при
пониженном давлении, что приводит к уменьшению удельного импульса
РДТТ, рис. 4. 14.
Рис. 4.14. Схема заряда с внутренним 6-ти лучевым каналом:
1— камера; 2— инертный заполнитель (пенопласт); 3— бронировка; 4— топливо
Применение щелевых зарядов (с пропилами), рис. 4.15 а, позволяет создать
конструкции, обеспечивающие заданный закон изменения поверхности горения
в широком диапазоне давлений. Эти заряды могут быть как вкладными, так и
скрепленными с корпусом двигателя. Время работы двигателя, имеющего щелевые заряды, достигает нескольких десятков секунд.
а)
б)
Рис. 4. 15. Щелевые заряды:
(а)- со сквозными щелями; (б)- с комбинированными щелями
Недостатком этих зарядов считают то, что они обладают плохой термостабильностью: при низких температурах у оснований щелей, возникают несимметричные участки концентраций напряжений, которые могут привести к растрескиванию заряда.
Для зарядов со щелями без перемычек при высоких температурах характерно нарушение их цилиндрической формы, а при наличии перемычек
усложнение технологии изготовления.
-
Недостатком этих типов зарядов считают также и то, что в районе щелей
имеет место интенсивное выгорание термопокрытий корпуса двигателя, поэтому оно здесь наносится более толстым слоем.
Щелевой заряд представляет собой полый цилиндр, бронированный с наружной поверхности. С одной стороны заряда на некоторую глубину lщ прорезано несколько щелей, которые могут доходить или не доходить до наружной поверхности заряда.
Встречаются случаи, когда в заряде выполняются оба типа щелей,
рис. 4 .15б.
Торцы заряда могут быть плоскими или иметь более сложную пространственную форму, рис. 4.16 а. Эта форма обуславливается заданной программой изменения площади горящей поверхности заряда по времени. При фасонной форме
торцов также повышается коэффициент заполнения объема камеры. Щелевая
часть обеспечивает дегрессивный характер горения заряда, а полая, наоборот,
— прогрессивный. Варьируя числом, формой и протяженностью щелей можно
обеспечить заданную программу изменения площади горящей поверхности по
времени.
а)
б)
Рис. 4.16. Схемы щелевого эаряда с профилированными
торцами (а) и
секционно-секторного щелевого заряда (б):
1—сектор щелевой шашки; 2—секции; 3— сектор цилиндрической шашки
Щелевой заряд на некоторой длине полой шашки может служить естественной теплоизоляцией стенок камеры.
Щелевые заряды, в особенности скрепленные с камерой, хорошо сопротивляются осевым и поперечным перегрузкам, возникающим при движении ракеты на активном участке траектории.
Технология изготовления щелевых зарядов достаточно проста.
Для упрощения технологии изготовления, контроля, транспортировки,
хранения крупногабаритных зарядов и снижения стоимости изготовления
крупных РДТТ используют секционные топливные заряды.
Секционный заряд состоит из нескольких последовательно расположенных
частей (секций) корпуса со скрепленными топливными зарядами, имеющими
внутренний канал. РДТТ собирают из секций на стартовой или промежуточной
позициях. Секции соединяют между собой с помощью разъемного (например,
фланцевого) или неразъемного (сварного) соединения. Сварное соединение
обеспечивает лучшую герметичность и меньшую массу РДТТ, чем фланцевое,
но вызывает определенные неудобства при сборке РДТТ на стартовой позиции.
Преимущество секционных зарядов состоит также в том, что, имея один
стандартный тип секций, можно, применяя различное их количество, получать
те или иные значения тяги и времени работы двигателя (т. е. менять суммарный
импульс тяги РДТТ в широких пределах).
Чтобы уменьшить трудности, возникающие при изготовлении больших
топливных зарядов, применяют сегментные топливные заряды. Они состоят из
нескольких сегментов, которые разделяются друг от друга по поверхностям соприкосновения слоем, служащим одновременно бронирующим покрытием и
упругой прокладкой.
В крупногабаритных РДТТ, обеспечивающих большие тяги, используются
секционно-секторные заряды, рис.4. 16 б.
Для существенного (до 5 раз и более) увеличения скорости горения твердого топлива можно использовать равномерное размещение коротких теплопроводных проволок из меди, алюминия, серебра, магния или вольфрама по
объему топливного заряда. При размещении указанных проволок перпендику-
лярно поверхности горения скорость горения примерно в два раза больше, чем
при параллельном размещении.
В топливный заряд можно вмонтировать длинные продольные проволоки
и различные проволочные конструкции, при этом увеличивается не только скорость горения твердого топлива, но и механическая прочность топливного заряда. Использование металлов в ТРТ, усложняет решение проблемы зашиты
стенок двигателя от повышенных тепловых потоков и эрозионного воздействия
продуктов сгорания, содержащих конденсированные частицы.
С объемом и массой топливного заряда связаны следующие характеристики РДТТ:
1.Коэффициент заполнение РДТТ, равный отношению объема топливного
заряда Vзар к объему камеры сгорания Vк:
К V =Vзар /Vк .
Этот коэффициент зависит от формы и типа заряда и равен:
- 0,8 – 0,97 - для зарядов с торцовым горением;
- 0,8 - для вкладных зарядов с внутренним горением;
- 0,9 - для скрепленных зарядов с внутренним горением.
2. Коэффициент массы РДТТ, представляющий собой отношение массы
топлива тт к массе двигателя mдв. :
Кm= mТ / mдв.
Коэффициент массы для РДТТ с вкладным зарядом равен примерно 0.75, а
для РДТТ со скрепленным зарядом – 0,8 – 0,95.
Величина Кm возрастает при использовании материалов с высокой удельной прочностью.
5. Системы управления и регулирования параметрами двигательной
установки с РДТТ
5.1. Процесс воспламенения ТРТ
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 воспламенения заряда ТРТ 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 разложения ТРТ, 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 — фрон-
тальное и очаговое воспламенение.
Важной характеристикой процесса воспламенения является время задержки воспламенения. Временем задержки воспламенения 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 период задержки составляет приблизительно 0,07 от
рабочего давления в камере сгорания, а сам интервал задержки лежит в пределах 0,05... 0,15 с и зависит от типа воспламенителя и условий воспламенения.
Время задержки воспламенения обратно пропорционально квадрату величины теплового потока, подводимого к нагреваемой поверхности. Тепловой
же поток определяется массовым расходом продуктов сгорания воспламенительного состава и суммарным коэффициентом теплоотдачи, учитывающим
процессы телопроводности, конвекции и теплового излучения.
С тем чтобы уменьшить время задержки воспламенения, можно или повысить массовый расход продуктов сгорания или увеличить эффективность теплопередачи от продуктов сгорания воспламенительного состава к поверхности
топливного заряда. Это положение можно проиллюстрировать зависимостью
по скорости нарастания давления в камере сгорания от применяемых воспламенительных составов с различной температурой сгорания.
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 до-
стигает 3600 ... 3700 К. В продуктах сгорания присутствуют пары магния-фтора
и большое количество мелких частиц углерода.
Рис.5.1. Зависимость периода нарастания давления в камере
от типа воспламенительного состава
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 про исходит
догорание состава воспламенителя совместно с основным составом топлива.
Время нарастания давления находится в пределах 0,02...0,15 с и характеризуется перепадом давления 80...200 мПа.
Время выхода на режим включает интервал времени от момента подачи
электрического тока на инициирующее устройство до 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 Рк, обусловленного 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.
5.2. Составы воспламенителей
Основные требования, предъявляемые к воспламенительному устройству,
могут быть сформулированы следующим образом:
безотказность действия самого воспламенительного устройства;
надежность воспламенения основного заряда ТРТ;
минимальные размеры и масса;
плавное нарастание давления в камере РДТТ без «пиков» и «ступенек»,
не вызывающее в заряде трещин;
минимальное время воспламенения основного заряда;
возможность длительного хранения.
На процесс воспламенения основного заряда существенно влияют его
начальная температура, химический состав, шероховатость поверхности, состав
продуктов сгорания воспламенителя, скорость их движения вдоль поверхности
основного заряда, форма газового тракта и т.д.
Заряды для воспламенительных устройств изготовляются из различных
марок топлив и пиротехнических составов.
Наиболее простым воспламенительным составом для зарядов из баллиститного топлива является дымный ружейный порох (ДРП). Он хорошо воспламеняет основной заряд благодаря тому, что в продуктах его сгорания содержится большое количество раскаленных твердых частиц, передающих тепло поверхности основного заряда путем излучения и непосредственного соприкосновения.
Дымный ружейный порох обладает следующими характеристиками:
теплотворная способность Q = (1,5 ... 3,0) 106 Дж/кг;
температура горения Тг = 2300 ... 2900 К;
насыпная (гравиметрическая) плотность ρгр ~1000 кг/м3;
при сгорании одного килограмма ДРП образуется ~0,4 кг газа, остальное
— твердые частицы.
При необходимости увеличения времени работы воспламенительного
устройства и уменьшения скорости нарастания давления в камере РДТТ применяют крупнозернистый дымный порох (КЗДП) со средним диаметром зерен
около 3,5 мм. Регулирование по времени работы, величине потока энергии,
массе производится путем подбора одной или нескольких различных марок пороха.
Недостаток ДРП состоит в том, что он гигроскопичен и плохо воспламеняется в условиях пониженного давления. 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.5.2.
Требуемое качество и однородность, а также воспроизводимость их физико-химических и механических характеристик обеспечиваются технологическим оборудованием.
ж)
з)
Рис.5.2. Формы прессованных элементов воспламенителя
из пиротехнического состава: — таблетки (а,б,в,г,д,е),
петарда (ж), шашка (з)
Скорость тепловыделения и массоприхода для прессованных элементов
зависит от состава, геометрических размеров и давления прессования (плотности).
В таблице 5.1 приведены типичные комбинации горючего и окислителя
прессованных пиротехнических воспламенителей.
Теплотворная способность пиротехнических составов
Таблица 5.1.
Теплотворная
Горючее
Окислитель
способность,
Дж/г
Бор
ВаСrO4
840 ... 1 360
Бор
РЬСrO4
1 680 ... 2 100
Бор +алюминий
РЬСr04
2 100...2 500
ДРП (15% С+6Н2О+10% S)
KNO3
2 500 ... 2 900
Сплав циркония с никелем
КСlO4
4200 ... 4600
Бор
Ва(NО3)2
5400 ... 5 800
Бор
KNO3
6 000... 6500
КСlO4
6300 ... 6700
Магний
(C2F4) n
9200
Алюминий
КСlO4
9 600... 10400
Сплав циркония с никелем +
бор + алюминий
Указанные в таблице составы применяются в основном, для воспламенения смесевых топлив. Необходимым условием нормального воспламенения является создание достаточного тепла в прогретом слое топливного заряда и повышенные значения 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 50 104 Па приблизительно равна 4,19 Дж/см2.
Для расчета массы воспламенительного состава используют эмпирические
формулы. Однако они дают большой разброс по массе, так как каждая из формул учитывает основные специфические условия работы того типа двигателя,
для которого она была получена.
Приблизительный расчет массы воспламенителя mв можно проводить по
следующей зависимости:
mв = q S / Qв ,
q = 30 Дж/см3 — количество тепла, которое необходимо передать
где:
единице площади поверхности заряда для его надежного воспламенения;
S —суммарная площадь горящей поверхности заряда, см2;
Qв — теплопроизводительность воспламенительного заряда, Дж/кг.
Можно также использовать формулу:
mв
Р
Р
1
K нач K нач
1 ( RT )в
fв
где: δ — доля конденсированной фазы в продуктах сгорания воспламенителя;
— начальное давление в камере сгорания РДТТ, которое должны создать
PKн ач
про(при-
дукты сгорания воспламенителя в камере сгорания двигателя
нимают Рк.нач 30 ... 40 % от рабочего давления в камере);
fв= (RT)в — сила пороха, Дж/кг;
Vк — начальный свободный объем камеры сгорания двигателя
включая объем дозвуковой части сопла, м3.
В прикидочных оценках массу воспламенительного состава для баллиститных топливных зарядов можно принимать из расчета 0,0012...0,002кг ДРП
на каждый литр свободного объема камеры сгорания, а для канальных зарядов
смесевого топлива — из расчета 0,15...0,2кг воспламенительного состава на 1
м2 горящей поверхности заряда.
Для воспламенения зарядов крупногабаритных РДТТ с большими поверхностями горения иногда применяются небольшие РДТТ, встроенные в основной двигатель. В этом случае воспламенительный заряд изготавливается из
смесевого топлива, которое по внутрибаллистическим характеристикам, как
правило, превосходит пиротехнические составы, но уступает последним по интенсивности подвода тепла к поверхности заряда.
5.3. Системы воспламенения РДТТ
Конструкции систем воспламенения современных ракетных двигателей зависят от функционального назначения и конструктивного оформления РДТТ,
отличаются большим разнообразием и различной степенью сложности. Принципиальная схема системы воспламенения представлена на рис. 5.3.:
Рис.5.3. Система воспламенения заряда ТРТ:
1 - первичный источник тепловой энергии; 2 - устройство,
формирующее и направляющее тепловой поток; 3 - воспламеняющее
устройство (ВУ), обеспечивающее разложение заряда ТРТ
В РДТТ применяют пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание
топливного заряда. Пиротехническое зажигание обеспечивается пиротехническим воспламенителем, который срабатывает от первичного источника тепловой энергии с последующим поджиганием основного заряда ТРТ. В системе
пирогенного зажигания используют воспламенительный твердотопливный га-
зогенератор, который является фактически ракетным двигателем твердого топлива, размер которого зависит от конструктивного оформления основного
РДТТ. Химическое зажигание топливного заряда осуществляется путем подачи
пускового жидкого или газообразного окислителя (Cl F3 , BF5 и др.), воспламеняющегося при контакте с поверхностью заряда. Последний способ, несмотря
на наличие некоторых преимуществ, все же не нашел широкого распространения из-за ряда эксплуатационных особенностей использования самовоспламеняющихся жидкостей.
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 воспламенительные составы помещаются в оболочке. Собранное воспламенительное устройство закрепляется в двигателе таким образом, чтобы газы от сработавшего воспламенителя распространялись к поверхности топливного заряда.
В настоящее время наибольшее распространение получили электрические
пиропатроны и электрозапалы, рис. 5.4.
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.
Рис.5.4. 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 - токопроводящий контакт
В процессе сгорания воспламенительного состава давление в пиропатроне
достигает 50·105 …150·105 Па, а общее время работы от момента подачи тока
на мостик накаливания 10-2 …1,5·10-2 с. Пиропатроны (электрозапалы) надежны в эксплуатации и обеспечивают постоянство
характеристик в процессе
транспортировки, опрессовки, изменения температуры в диапазоне 213-323К
и выдержки в условиях глубокого вакуума ( до 1,3·10- 4 Па).
Пиропатрон отличается от пирозапала оформлением корпуса. В пирозапале корпус выполнен из картонной или металлической (медной) гладкой оболочки; пиропатрон имеет прочный корпус с резьбой и уплотняющим буртиком, рис.5.4.
В корпусе пиропатрона установлен один или два токопроводящих контакта, к которым подсоединены два мостика накаливания.
Различают воспламенительные устройства коробчатого, рис.5.5., и корзиночного, рис.5.6., типов.
I
Рис.5.5. Воспламенительное устройство коробчатого типа:
1- пиропатрон; 2 - переднее днище РДТТ; 3 - корпус воспламенителя;
4 - футляр; 5 - винт крепления воспламенителя
Корпус воспламенителя коробчатого типа выполняется тонкостенным (б=
0,2 ... 0,3 мм) 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 рассекателем для
лучшего распределения газов вдоль заряда (в случае многошашечного вкладного заряда).
Рис. 5.6. Воспламенительное устройство корзиночного типа:
1- пиропатрон; 2 - передаточный состав; 3 - пиротехнические петарды;
4 - корпус воспламенителя; 5 – оплетка
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). Примером металлического неразрушающегося корпу-
са может служить воспламенитель, показанный на рис. 5.7.
1
Рис. 5.7. Воспламенитель с неразрушающимся корпусом твердотопливного
двигателя «Спейс Шаттл»:
1 - крышка; 2 - гнездо под пиропатрон (2 шт); 3 - передаточный
насыпной состав (В + KNO3) в полиэтиленовом мешочке; 4 - решетка;
5 - стальной корпус; 6 - таблетизированный воспламенительный
состав в герметичной вакуумированной упаковке
(топливо аналогичное основному составу заряда)
Наиболее удачным по конструкции является корзиночный корпус. Для истечения продуктов сгорания в корпусе воспламенителя корзиночного типа
предусматриваются просветы между стеклопластиковыми или металлическими
жгутами. Скорость истечения газов через отверстия может быть критической.
Для приведения в действие крупногабаритных РДТТ применяются пирогенные
воспламенители, напоминающие небольшой двигатель. Общий вид пирогенного воспламенительного устройства РДТТ «Спейс Шаттл» представлен на рис.
5.8.
Предохранительно-взводящее устройство (ПВУ) является агрегатом, выполняющим следующие функции:
в не взведенном 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 не возможен);
позволяет дистанционно контролировать состояние ПВУ.
Рис. 5.8. Конструкция пирогенного воспламенителя:
1- предохранительно-взводящее устройство (ПВУ); 2 - малое пускозажигательное устройство (ПЗУ); 3 - крышка; 4 - крепление большого ПЗУ;
5 - стенка передней секции; 6 - корпус с внешней и внутренней термоизоляцией большого ПЗУ; 7 - топливный заряд ПЗУ;
8 - сопло с вкладышем большого ПЗУ
ПВУ установлено в малом пускозажигательном устройстве, которое, в
свою очередь, расположено 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. После подачи напряжения на контакты пиропатронов воспламеняется
инициирующий состав. Затем от образовавшегося форса пламени загорается
воспламенитель, а от газов воспламенителя воспламеняется звездообразный заряд малого ПЗУ. Газы от горения заряда малого ПЗУ истекают через отверстия
в камеру сгорания большого ПЗУ и воспламеняют звездообразный заряд боль-
шого ПЗУ. Газы большого ПЗУ истекают в камеру сгорания двигателя и воспламеняют его основной заряд. Запуск основного двигателя осуществляется за
0,3 с. Основные характеристики ПВУ и ПЗУ представлены в таблице 5.2.
Таблица 5.2.
Характеристика
ПВУ
Малое ПЗУ Большое ПЗУ
Марка топлива; состав
B+KNO3
ТР-Н1178
Масса передаточного заряда, кг
0,0014
—
—
Масса основного заряда, кг
0,018
0,68
42,7
Давление, мПа
—
12
—
Расход продуктов сгорания, кг/с
—
5
100
Время работы, с
—
0,08
0,3
Форма заряда
гранулы
30 лучевая
40 лучевая
звезда
звезда
ТР-Н1178
Основные узлы системы запуска в зависимости от компоновки двигателя в
составе ракеты могут располагаться, как в зоне переднего, так и в зоне соплового днищ.
При размещении системы воспламенения в передней части РДТТ продукты сгорания состава воспламенительного устройства, распространяясь по объему камеры сгорания, движутся в целом по направлению к соплу. Направленный
поток высокотемпературных продуктов сгорания омывает практически всю или
большую часть поверхности топлива. Это способствует интенсивному прогреву
поверхности топлива и быстрому еѐ воспламенению. Время воспламенения зарядов ТРТ в РДТТ при расположении ВУ в передней части камеры двигателя
обычно составляет 0,1...0,3 с, а скорость изменения давления в камере на
начальном участке обычно не превышает 50...100МПа/с.
В РДТТ с расположением воспламенителя в сопловом блоке направленная
струя продуктов сгорания из воспламеняющего устройства, которое конструк-
тивно оформляется в виде небольшого РДТТ, попадая в камеру сгорания, распространяется по каналу в направлении переднего днища двигателя. Данный
способ заполнения свободного объема двигателя газами близок к заполнению
газами застойной зоны РДТТ.
Поэтому, как и для застойной зоны, находящийся в свободном объеме двигателя холодный начальный газ сжимается в передней части двигателя, экранируя часть обогреваемой поверхности заряда от непосредственного воздействия
высокотемпературных газов воспламенителя.
Занимаемый начальным газом объем сохраняется вплоть до начала воспламенения топлива. Поэтому прогрев топлива внутри этой зоны идет, в основном, за счет излучения от горячих продуктов горения, вне зоны вниз по потоку
(к соплу) — конвекцией. Процесс заполнения свободного объема камеры продуктами горения воспламенителя имеет сложную вихревую картину течения.
В отдельных случаях особенности конструктивной формы заряда ТРТ приводят к некоторым разновидностям размещения воспламенительного устройства в камере.
Для обеспечения надежного воспламенения заряда с глухим каналом в передней части или заряда с развитой начальной поверхностью у переднего днища систему запуска иногда размещают в зоне развитой поверхности заряда.
С целью предотвращения случайных воспламенении от токов наведения,
возникающих в электрических цепях, применяются специальные пиропатроны
с предохранительными устройствами.
5.4. Система управления направлением вектора тяги
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.
Управление ЛА осуществляется с помощью органов управления (ОУ),
принцип действия которых основан на использовании 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
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 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 усилиях, 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.
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 возможность управлять по курсу, тангажу и крену при одном сопле,
а такие устройства, как дефлекторы, разрезные сопла создают управляющие
моменты обычно только в двух плоскостях. Для управления этими устройствами в трех плоскостях необходимо иметь многосопловой блок.
Одним из основных недостатков систем УВТ является то, что они могут
быть задействованы 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, могут быть сформулированы следующим образом:
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. Гидравлические приводы обеспечивают возможность получить высокую
статическую жесткость и хорошие динамические характеристики ОУ при
больших шарнирных моментах и моментах инерции подвижных частей; в системах с небольшими управляющими усилиями 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.
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. Общими требованиями, предъявляемыми ко всем клапанным устройствам, являются: 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. Отбop 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 отсотсутствуют, если в качестве вторичного тела применяют жидкости.
5.5. Конструктивное оформление систем управления вектором тяги
Исходя из принципа формирования управляющих сил, системы УВТ
можно разделить на три основные группы:
системы УВТ, основанные на механического воздействии на истекающий
газ;
системы УВТ, основанные на использовании поворотных двигателей и
сопел;
системы УВТ, основанные на газодинамическом воздействии на газовый
поток внутри сопл
5.5.1. Системы УВТ, основанные на механического воздействии на
истекающий газ.
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, рис. 5.9.
Как правило, рули располагают в области среза сопла. Иногда их помещают
внутри расширяющегося раструба, что значительно усложняет конструкцию, но
позволяет сократить габаритные размеры устройства
а
Рис. 5.9. Газовые рули
При эксплуатации ракеты в плотных слоях атмосферы возможно использо-
вание газовых рулей в комбинации с аэродинамическими органами управления.
В этом случае может быть уменьшена масса системы управления. 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 аэродинамические рули, газовые рули
сгорают или сбрасываются.
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, по сравнению с газовыми рулями. К
недостатку можно отнести значительный шарнирный момент и большую зону
нечувствительности при работе в плотных слоях атмосферы из-за размытости
границ истекающей струи.
Дефлекторы (кольцевые рули)
Они могут быть выполнены в форме цилиндра, усеченного конуса или
сферического пояса. Кольцевые рули устанавливают на срезе сопла и закреп-
ляются в шарнире. В нерабочем положении дефлектор не имеет контакта с газовой струѐй. При повороте на некоторый угол часть кольца вводится в газовую струю. На поверхности контакта возникают силы, которые используются
для управлени
На рис.5.10. представлена 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 насадок не велика, то и управляющие силы также сравнительно небольшие
.
Рис. 5.10. Кольцевой дефлектор:
1 — привод; 2 — уплотнение; 3 — корпус дефлектора;
4 — теплопоглощающий слой; 5 — облицовка из вольфрама
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; возникающее при этом 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 примыкаю-
щей части раструба сопла
Интерцептор (выдвижной щиток)
Это устройства в виде пластинок (щитков), вводимых в газовый поток
перпендикулярно к оси сопла. Различают внешние интерцепторы, располагаемые на срезе сопла, и внутренние интерцепторы, которые устанавливаются в
одном из сечений сверхзвуковой части сопла.
Характер взаимодействия интерцептора со сверхзвуковым газовым потоком представлен на рис.5.11.
.
Рис. 5.11. Интерцепторы:
а- внешний интерцептор; б- внутренний интерцептор;
1- косой скачок; 2- ударная волна; 3- зона отрыва; 4- интерцептор; 5- контур
сопл
Интерцептор может иметь прямоугольную или скругленную форму. Первоначально интерцептор находится вне газовой струи. После подачи управляющего сигнала интерцептор вводится в сверхзвуковой газовый поток. При этом
происходит отрыв струи с образованием косого скачка, который замыкается
ударной волной. Перед интерцептором 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
Интерцепторы выполняются вращающимися на перпендикулярных к их
поверхностям осях (флажковый тип). Каждый щиток имеет свой привод и создает боковую силу одного направления. Четыре интерцептора, установленные
на срезе сопла, при их введении в газовый поток последовательно в горизонтальной или вертикальной плоскостях создают моменты тангажа и рыскания.
Для управления в трех плоскостях необходимо иметь 8 интерцепторов. Для
управления по тангажу и рысканию в поток вводятся попарно интерцепторы в
каждом секторе окружности.
a)
б)
Рис. 5.12. Компоновка интерцепторов на сопловом блоке:
а- четыре интерцептора с управлением по двум каналам;
б- восемь интерцепторов с управлением по трем каналам
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 1, 3, 5, 7 на рис. 5.12 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
термоэрозионностойкого материала: вольфрама, молибдена или углеродуглеродной композиции. Для снижения тепловых потоков к силовому корпусу
интерцептора между рабочей пластиной и корпусом устанавливается пластина
из теплоизоляционного материала, например прессованного асбеста. На рис.
5.13. показана конструкция интерцептора флажкового .типа
Рис. 5.13. Интерцептор флажкового типа:
1- корпус интерцептора; 2- термоизоляция; 3- термоэрозионностойкая облицовка; 4- вал интерцептора; 5- подшипник; 6- молибденовый вин
Для мощных РДТТ за рубежом ведутся разработки охлаждаемых интерцепторов; на рис. 5.14. показана конструкция такого интерцептора.
Рис. 5.14. Конструкция охлаждаемого интерцептора:
1- газогенератор; 2- электрозапал; 3- поршень; 4- силовой элемент; 5- охладитель; 6- теплозащитная оболочка; 7- распределительный канал; 8- теплопоглощающий элемент; 9- профилирующая фаска; 10- вольфрамовая облицовка; 11- стенка сопла; 12- привод интерцептора
Подача хладагента (литий или гидрид лития) на поверхность интерцептора
происходит по каналам. Фаска 9 предназначена для создания крутящего момента, способствующего выводу интерцептора из струи в случае выхода из строя
привода.
5.5.2. Системы УВТ, основанные на использовании поворотных
двигателей и сопел
Управляющие двигатели
Одним из способов управления вектором тяги является поворот непосредственно двигателя на некоторый угол относительно продольной оси ракеты.
Для 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 5.15.
Рис. 5.15. Схема расположения управляющих двигателей на ракете:
а - параллельно оси ракеты; б - перпендикулярно оси ракеты
1- корпус двигателя; 2- поворотный двигатель; 3- шарнирная опора; 4- рулевая
машинка
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. К недостаткам относятся: увеличение массы конструкции ракеты; ограниченное время работы
двигателей; неодновременное окончание их работы.
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 докритической и закритической частей сопла. На рис. 5.16. представлена конструкция управляющего сопла с одной степенью свободы.
Рис. 5.16. Управляющее сопло:
1- неподвижная крышка; 2- ось; 3- уплотнение; 4- поворотное сопло
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.
Уплотняющие материалы должны отвечать целому ряду требований. Материал уплотнения должен противостоять действию высокотемпературного газа, находящегося под большим давлением, быть эластичным, не разрушаться
при соприкосновении с твердыми и жидкими шлаковыми частицами и др. В качестве уплотняющих материалов применяются политетрафторэтилен, кремнекаучук, тефлон, фенольная смола с графитовым, углеродным или асбестовым
наполнителем. Одним из способов, повышающих надежность работы соединения, является применение сильфонного уплотнения, рис. 5.17.
Рис. 5.17. Конструкция поворотного сопла с сильфонным уплотнением:
1- поворотное сопло; 2- уплотнение; 3- двойной сферический шарнир; 4- неподвижная крышка; 5- сильфон; 6- кожух; 7- ушко для крепления рулевой машинки; 8- раструб подвижной части сопла; А— центр поворота сопла
Сильфон не создает значительного сопротивления при повороте сопла.
Разгрузка сильфона от давления газов со стороны камеры сгорания может осуществляться подачей воды в полость сильфона. Управление ЛА в трех плоскостях соплами с одной степенью свободы может быть осуществлено только четырьмя соплами.
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. 5.18.
Рис.5.18. Вращающееся сопло:
1- термоэрозионностойкий вкладыш; 2- неподвижная крышка; 3- уплотнение;
4- подшипник; 5- вращающаяся часть сопла
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 и позволяет применять рулевые приводы меньшей мощ-
ности. Так же как и в поворотных соплах, наиболее «узким» местом конструкции являются уплотнительные устройства. Уплотнение обеспечивается применением
упругих термостойких прокладочных материалов, сальников, лаби-
ринтных уплотнений. Разновидностью ВУС являются изогнутые и уголковые
сопла, рис 5.19.
Рис.5.19.Варианты вращающихся сопл:
а- изогнутое; б- уголковое
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 различного 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 5.20.
Рис.5.20. Сопло в кардановом подвесе
Поворотное сопло 8 установлено на неподвижном газоводе 3 в сферической опоре 12. Газовод соединен фланцем 1 с корпусом двигателя. Герметизация 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 и 9 сопло может отклоняться в заданном направлении. Прокладки кольцевых уплотнений могут
быть выполнены из кремний-каучука, тефлона, фенольной смолы с графитовым,углероднымилиасбестовым наполнителем.
Фирма «Юнайтед Технолоджиз» разработала жидкостный подшипник
«Текролл» для управления вектором тяги третьей ступени ракеты «Трайдент1», рис. 5.21. Угловой поворот составляет +50.
Рис. 5.21. Жидкостной подшипник системы «Текролл»:
1- 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 днище; 11- полость; 12- неподвижный
элемент шарнира (упор подшипника)
Подшипник представляет собой кольцевую замкнутую емкость из эластичного материала 2, заполненную жидкостью. Он располагается между подвижными элементами сопла 5, 13 и неподвижными элементами камеры сгорания 9, 12. При нагружении 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. 5.22.
Рис. 5.22. Конструкция сопла с упругим подшипником:
1- днище; 2- чехол упругий; 3- упругий элемент (набор стальных и каучуковых
пластин); 4- подвижное сопло; 5- пакет термоэрозионностойких элементов; 6несущая оболочка подвижного сопла; 7- рулевая
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
«Спейс Шаттл».
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,
рис. 5.23.
Рис. 5.23. Сопло с двойным упругим уплотнением:
Fрм — усилие на штоке рулевой машинки;
1- сервоуплотнение; 2- главное уплотнение
В указанной схеме 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 пово-
рота. При работе рулевого привода происходит деформирование сервоуплотнения, 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.
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. 5.24. 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 пирографита
Основное отличие РУС от поворотных сопл или сопл с разъемом в дозву-
ковой 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. 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. 5.25.
При
повороте
сверхзвукового
потока
в
РУСе
происходит
пере-
распределение давления: на стороне стенки сопла, повернутого к потоку, давление повышается, а на противоположной части давление уменьшается.
Рис. 5.25. Конструкция уплотнения гибкой манжетой в разрезном сопле:
1- термоэрозионностойкий вкладыш; 2- теплозащитное покрытие; 3- фланец; 4цапфа наружная; 5- манжета; 6- подшипник; 7- качающийся раструб; 8- цапфа
внутренняя; 9- карданное кольцо; 10- крышка подшипника
1
2
3 4
2
3
б)
Момент крена
в)
Рис. 5.26. 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 моментов;
1- неподвижная часть сопла; 2- рулевая машинка; 3- зубчатая передача;
4- подвижная часть сопла
Устройства с несимметричным истечением газа
В соплах с несимметричным истечением газовой струи возникновение боковой силы происходит вследствие воздействия статического давления на косой срез, рис. 5.26 Управление ракетой при помощи сопл с косым срезом по
трем каналам возможно только при наличии четырех сопл или четырех двигателей с кососрезанными соплами. Сопла (или двигатели) должны иметь вращение относительно продольной оси для установки в требуемое положение, при
котором создается управляющий момент.
5.5.3. Системы УВТ, основанные на газодинамическом воздействии на
газовый поток внутри сопла
Струйные ОУ являются инжекционными. К ним относятся устройства с
вдувом газа или впрыском жидкости в сверхзвуковую часть сопла. Жидкостные
инжекционные ОУ находят широкое применение на ракетах: «Титан-З С»,
«Минитмэн-2», «Минитмэн-3», «Поларис 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 иметь на борту ЛА дополнительные емкости для хранения инжектируемого газа (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 струѐй 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 препятстви-
ем, приводящим к перераспределению давления на внутренней поверхности
раструба сопла. Приближенно физическую картину можно представить следующим образом, рис. 5.27. Сверхзвуковой поток, набегая на инжектируемую
струю, отрывается от стенки сопла.
Рис. 5.27. Схема сопла с подводом вторичной массы в
сверхзвуковую часть для УВТ:
1- пограничный слой; 2- слабая ударная волна; 3- ударная волна;
4- вторичный поток; 5- хвостовой скачок уплотнения
Перед отверстием образуется незамкнутая застойная зона с двумя вихрями. За отверстием также возникает застойная зона с одним вихрем. Непосредственно перед вдуваемой струѐй возникает слабая ударная волна; перед верхней
частью границы струи возникает криволинейный скачок уплотнения. За ударной волной образуется система волн разрежения. В окрестности присоединения
вторичного потока к стенке сопла возникает хвостовой скачок уплотнения.
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 в РДТТ, в качестве инжектируемые вещества, применяются инертные газы и жидкости.
К вторичным рабочим телам предъявляются следующие требования,
направленные на получение максимального бокового импульса:
обогащенность окислителем;
высокие 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, 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 110 ... 130° к оси сопла
навстречу потоку.
Вторичный газ должен иметь высокие энергетические характеристики, т. е.
подводиться с довольно высоким давлением (в основном, чтобы уменьшить
размеры отверстия и габариты подводящей системы) и иметь высокую температуру (не ниже температуры основного потока). 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 Al 2 O3 ).
Управление ЛА с одним соплом возможно по двум каналам: тангажу и
рысканию. Момент крена создается специальными вспомогательными 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, рис.5.28.
А1
А2
В1
В2
Рис. 5.28. Схема сопла с управлением по трем каналам
В расширяющейся части сопла установлены продольные ребра-пилоны.
Подача вторичного рабочего тела производится через сопла A1 , A2 и B2 , B1 , ко-
торые дают возможность управлять по тангажу.
Сопла С и D обеспечивают управление по рысканию, сопла A1 и B2 или A2 и
B1 — по крену. Сопло с пилонами может быть использовано также для ста-
билизации ракеты вращением.
5.6. Системы управления модулем вектора тяги
Управление модулем вектора тяги твердотопливного ракетного двигателя
может осуществляться с помощью:
применения кольцевых сопел с центральным телом;
впрыска вторичного рабочего тела в критическое сечение сопла;
использования зарядов с переменной площадью и скоростью горения;
генерации в камере двигателя акустических колебаний, влияющих на
процесс горения ТРТ .
Конструкция сопловых блоков с обеспечением предстартового и автоматического регулирования модуля вектора тяги рассматривалась ранее, рис.3.14.
На рис.5.29. представлена конструктивная схема двухкамерной двигательной
установки с использованием центрального тела для регулирования величины
тяги.
Целевое назначение этой установки заключается в обеспечении работы системы ориентации и изменении траектории полета боевой части ракеты. Установка состоит из газогенератора 1 и корпуса основного двигателя 6. Заряд основного двигателя изготавливается из двух частей:
- одна из них (поз.7) содержит присадку высоко- теплотворного металла;
- другая (поз.5) изготавливается из твердого топлива без присадки металла
и генерирует относительно холодные продукты сгорания, которые для обеспечения нормального функционирования клапанов не содержат конденсированной фазы.
11
10
Рис. 5.29. Конструктивная схема двухкамерного РДТТ:
1- газогенератор; 2- заряд ТРТ газогенератора; 3, 4- клапаны;
5- заряд не металлизированного твердого топлива основного двигателя;
6- корпус основного двигателя; 7- заряд металлизированного твердого топлива;
8- центральное тело; 9- сопло; 10– воспламенительное устройство;
11- бронированный канал заряда газогенератора; 12- клапан сброса давления
Заряд 2 газогенератора также изготавливается из топлива без присадки металла, имеет бронированный канал 11 и может гореть только со стороны открытого торца. Гашение этого заряда осуществляется вскрытием клапана 12, в
результате чего газы камеры сгорания через канал 11 и отверстие в конце него
выбрасываются в окружающую среду. Каждое повторное включение газогенератора осуществляется с помощью воспламенителя 10 многократного действия.
Сопловой блок 9 основного двигателя имеет центральное тело 8, перемещение которого в осевом направлении с помощью гидропривода обеспечивает
изменение площади критического сечения сопла и тяги двигателя.
Это же центральное тело может вскрывать сечение, достаточное для гашения заряда за счет быстрого сброса давления из камеры двигателя 6. Заряд 5
имеет бронированный канал и горит с одного торца. Для обеспечения этого
граница раздела между зарядами 5 и 7 также должна быть бронированной.
С целью обеспечения работоспособности клапанов 3 и 4 продукты сгора-
ния заряда 7 не должны проходить через канал заряда 5 и поступать в рабочие
тракты перепускных элементов этих клапанов. В данной схеме это может быть
обеспечено в том случае, если газоприход заряда 5 будет больше, чем от заряда
7. Тогда продукты сгорания заряда 5 через клапан 3 будут поступать в сопла
системы ориентации и изменения траектории полета боевой части, а избыточная часть газоприхода от заряда 5 через канал заряда 7 — в сопло 9, омывая
элементы конструкции устройства с центральным телом (цилиндр, пилоны
крепления, грибок) и создавая так называемое "завесное охлаждение" этих элементов.
С помощью такого приема могут быть в определенной степени обеспечены
условия работы наиболее напряженных элементов конструкции двигателя.
Конструкция двигательной установки позволяет обеспечивать работу системы
ориентации и управления головной частью при включенном двигателе 6. Для
этого клапан 4 должен быть закрыт, и тогда газы генератора 1 будут направлены через клапан 3 только на управление и ориентацию. Такой режим может понадобиться после завершения режима марша, связанного с переводом головной
части из одной точки прицеливания в другую, который обеспечивается при работе основного двигателя.
Во время режима марша требуются большие величины управляющих усилий, что и обеспечивается совместной работой зарядов 2 и 5 газогенератора 1 и
основного двигателя 6. Повторное включение двигателя 6 осуществляется газами генератора 1, который работает все время, требующееся для разведения
боевых блоков, управления и ориентации головной части.
Помимо повышения энергетических характеристик достоинством такой
схемы является то, что глубина регулирования тяги осуществляется за счет режимов горения заряда с разной скоростью, а при фиксированных значениях газоприхода от различных зарядов, в связи с чем диапазон глубины регулирования тяги может быть большим, чем в схеме с моноблочным зарядом. В то же
время двигательная установка является более сложной, по сравнению с двига-
телем, содержащим топливо в одном корпусе, так как она имеет два функционально самостоятельных двигателя, систему многократного гашения и воспламенения.
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, рис.5.30. Вводимые вещества поджимают основной газовый поток, изменяя эффективную площадь критического сечения.
а)
б)
в)
Рис.5.30. Схемы устройств с вводом вторичного тела:
а – схема взаимодействия основного потока с вторичным телом;
б – подвод жидкости или газа из емкости;
в – подвод газа из камеры сгорания
Преимущество этого способа регулирования состоит в том, что устройство
не имеет подвижных элементов, работающих в высокотемпературном газовом
потоке.
Одним из возможных газодинамических способов регулирования величины модуля тяги РДТТ является подача жидкости в камеру сгорания.
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. Использование зарядов ТРТ с переменной площадью и скоростью горения, рис.4.9 – 4.10., может рассматриваться, как одно из наиболее простых в
технологическом плане, решений, обеспечивающих варьирование величины тяги РДТТ.
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. Указанный способ применим лишь в тех случаях, когда возбуждаемые акустические колебания по частотам и амплитудам колебания тяги не
представляют опасности для бортовой аппаратуры ракеты.
Один из вариантов регулирования модуля вектора тяги с помощью перепуска газа представлен на рис.5.31
А-А
Рис. 5.31. Конструктивная схема РДТТ с регулируемой тягой:
1- корпус; 2- заряд ТРТ; 3– воспламенительное устройство;
4- сопловой блок; 5- ротор; 6- дроссельная шайба; 7-корпус ротора;
8- сопло; 9-уплотнительное кольцо; 10- фиксатор
Двигатель состоит из корпуса 1, в котором размещен заряд ТРТ - 2. Воспламенение заряда осуществляется с помощью воспламенителя 3. С корпусом
двигателя соединен узел регулирующего устройства, который включает в себя
сопловой блок 4, ротор 5, позволяющий в зависимости от своего углового положения перепускать газ из камеры сгорания через дроссельные шайбы 6 в
кольцевую полость, расположенную между внутренней цилиндрической поверхностью соплового блока и закрепленным в ней корпусом ротора 7.
Каждая из дроссельных шайб имеет заданный диаметр отверстия, определяющий расход газа. С внутренним кольцевым объемом, выполняющим еще и
функцию выравнивания параметров газа, соединены сопла 8, истекая через которые газ создает реактивную силу. Уплотнение зазоров создается кольцами 9.
Удержание ротора в заданном положении осуществляется с помощью фиксатора 10.
Вращение ротора с целью установки его отверстия перед соответствующим дросселем происходит от специального электропривода, который на рисунке не показан.
Главное достоинство данной конструкции заключается в возможности
осуществлять регулирование тяги двигателя. Число ступеней регулирования
определяется числом дроссельных шайб, размещение которых на роторе лимитировано его габаритными размерами.
К недостаткам конструктивной схемы следует отнести сложность обеспечения надлежащей работоспособности регулирующего устройства, главным
образом, из-за трудности уплотнений, особенно подвижных элементов конструкции, и необходимости преодоления большого шарнирного момента при
вращении ротора, что при определенных радиальных, размерах его может потребовать от электропривода такой мощности, что его установка окажется нецелесообразной по массогабаритным соображениям.
С точки зрения организации процесса горения заряда порох должен обладать высокой "живучестью", так как за время поворота ротора из одного положения в другое пороховой заряд горит без расхода газа, и в камере сгорания повышается давление. В момент совмещения отверстия ротора с отверстием дросселя будет происходить резкий спад давления. При недостаточной "живучести"
пороха, т. е. способности быстро восстанавливать реакции газификации конденсированной фазы и горение продуктов ее разложения, может наступить га-
шение заряда или аномальное горение, что неблагоприятным образом отразится
на регулировании тяги или вообще на работоспособности двигателя. В частности, при самопроизвольном воспламенении потухшей поверхности пороха,
равно как и в случаях возникновения аномального горения заряда, может происходить нарушение поверхности горения, что в состоянии привести к отклонению величины тяги от расчетной.
Кроме того, конструктивные схемы, у которых регулирование тяги обеспечивается изменением отверстий для истечения газов, имеют ограниченную
глубину регулирования. В основном это связано с необходимостью обеспечения нижнего (по давлению) предела устойчивого горения пороха и полноты
выделения энергии при этом давлении и целесообразности назначения верхнего
предела давления, которое, с одной стороны, обусловливается работоспособностью порохового заряда, а с другой, — оптимальностью массогабаритных характеристик корпуса двигателя.
К особенностям данной схемы следует отнести также зависимость динамических характеристик двигателя, таких как время выхода на рабочий режим,
время спада тяги, от свободного объема камеры сгорания, увеличивающихся с
возрастанием времени работы. Это обстоятельство может быть существенным
препятствием к применению подобной двигательной установки для управляемых объектов.
Данная конструктивная схема может применяться в тех случаях, когда
дискретность тяги двигателя и перечисленные факторы не являются ограничивающими. В двигателях, работа которых зависит от функциональности подвижных элементов, как, например, ротора в рассмотренной конструктивной схеме,
как правило, нельзя применять топлива с присадками металла. В основном это
обусловлено тем, что окислы металлов, осаждаясь на подвижных элементах
устройства, нарушают их работоспособность.
Не менее существенное значение имеет и температура продуктов сгорания,
которая у металлизированных топлив настолько высока, что становится трудно
обеспечить работоспособность конструкционных материалов подвижных
устройств. В большей мере это относится к клапанам, регуляторам давления и
различного рода устройствам для перепуска газов.
Невозможность применения в регулируемых двигателях с подвижными
исполнительными органами высокотемпературных металлизированных, а, следовательно, высокоимпульсных твердых топлив, снижает энергетические возможности таких двигательных установок в целом.
Рассмотренные способы регулирования РДТТ позволяют стабилизировать
или изменять давление в камере сгорания по определенной программе.
5.7. Системы отсечки тяги
Регулирование
тяги ракетного двигателя может быть однократным - при
необходимости дозирования величины полного импульса тяги и многократным,
когда требуются повторные включения и выключения двигателя.
Необходимость однократного дозирования импульса тяги возникает у ракетных двигателей с зарядами ТРТ последних маршевых ступеней ракетносителей, когда в зависимости от условий выведения полезной нагрузки в заданную точку пространства при достижении требуемой скорости движения ракеты действие на нее тяги должно быть прекращено.
Для осуществления отсечки тяги не обязательно обеспечивать прекращение горения заряда. В целом ряде случаев достаточно осуществить так
называемое обнуление тяги, т. е. за
счет создания противоположно
направленной тяги целиком парировать положительную тягу двигателя, а
если это необходимо, создать отрицательную тягу. Различают два типа систем отсечки тяги:
с гашением заряда ТРТ;
без гашения заряда ТРТ.
К первому типу относятся системы, использующие реверсивные сопла,
или, основанные на вскрытии отверстий в зоне критического сечения сопла; ко
второму – системы, обеспечивающие резкое падение давления в камере сгорания или гашение заряда впрыском в камеру жидкости (подачей специальных
сублимирующих порошков).
В системах отсечки тяги широкое распространение получили линейные
детонирующие заряды (ЛДЗ) и пироболты.
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.5.32.
Рис. 5.32. Линейный детонирующий заряд:
1- корпус; 2- взрывчатое вещество; 3- кумулятивная выемка
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 с преградой создает
давление до 15 ГПа.
Придавая ЛДЗ требуемую форму, например, кольцеобразную, можно в
преграде проделать отверстие, или располагая ЛДЗ вокруг обшивки отсека, со-
единяющего ступени ракеты, разделить их.
Пироболты 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.5.33. показана типовая конструкция пироболта.
I
Рис.5.33. Конструкция пироболта:
1- пиропатрон; 2- болт; 3- пиросостав; 4- проточка
Пироболт имеет резьбу для стягивания соединяемых частей и полость, в
которой размещен заряд ВВ. 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.
Наиболее распространенным способом обеспечения противотяги является
вскрытие реверсивных сопел, как правило, выполняемых в зоне переднего
днища корпуса РДТТ.
С целью увеличения противотяги в узлах отсечки применяются обратные
сопла, рис.5.34.
Рис. 5.34. Система отсечки с обратными соплами:
1- пироболты; 2- кольцо; 3- опорный диск; 4- поршень;
5- камера сгорания; 6- промежуточная камера; 7- сопла отсечки
По
команде на отсечку тяги
разрушаются два пироболта 1, осво-
бождая кольцо 2 и опорный диск 3.
Силой давления продуктов сгорания поршень 4 перемещается в крайнее
левое положение и открывает доступ продуктам сгорания из камеры
5 в
промежуточную камеру 6. Истечение продуктов сгорания из сопел отсечки
7 начинается одновременно. При этом процесс горения топлива в камере
может продолжаться, хотя прекращение действия тяги за счет гашения
порохового заряда двигателя также является одним из способов отсечки тяги
РДТТ.
Возможны варианты расположения узлов отсечки тяги на боковой поверхности цилиндрической части камеры или в зоне критического сечения сопла,
рис.5.35. Рассматриваемая конструкция обеспечивает полную герметичность
узла до его открытия.
1
2
3
6
Рис. 5.35. Узел отсечки на боковой поверхности РДТТ:
1- корпус РДТТ; 2- нижняя крышка; 3- верхняя крышка;
4- детонационный шнур; 5- ТЗП; 6- электродетонаторы; 7- ТЗП корпуса
По команде на отсечку от электродетонаторов 6 срабатывает детонационный шнур 4, разрушая верхнюю 3 и нижнюю 2 крышки узла отсечки. Давлением продуктов сгорания разрушается перемычка, выполненная за одно целое с
камерой, и выбрасывается в окружающую среду, открывая выход продуктам
сгорания из камеры.
К недостаткам такой конструкции относится трудность выполнения тонкой
перемычки на корпусах, особенно стеклопластиковых Отсечка тяги с гашением
топливного заряда может осуществляться за счет резкого падения давления в
камере сгорания, путем отрыва соплового блока или переднего днища, рис.5.35.
На рис.5.36. показан узел отсечки тяги с крышкой 2, навинченной на корпус 1 камеры сгорания и герметизированной с помощью герметика. Крышка
имеет проточку, в которой размещен детонационный шнур 4. Снаружи на
крышку горловины навинчена гайка 3, закрывающая от внешних воздействий
детонационный шнур.
В гайке закреплен элек-
трозапал 6, непосред-
ственно
щийся с детонирую-
щим шнуром. Патрубок
и крышка имеют теп-
лозащитное покрытие 5.
соприкасаю-
Рис. 5.36. Узел отсечки тяги РДТТ:
1- корпус РДТТ; 2- крышка узла отсечки; 3- гайка крепления;
4- детонационный шнур; 5- ТЗП; 6-электрозапал
По команде на отсечку срабатывает электродетонатор 6 и инициирует
взрыв детонационного шнура 4, разрушающий крышку горловины по проточке.
Создаваемая давлением продуктов сгорания в камере РДТТ сила, действующая
на крышку, отбрасывает ее. Гашение горящего заряда вводом жидкости в камеру сгорания происходит следующим образом: распыленные мелкодисперсные
капельки жидкости, находясь во взвешенном состоянии, быстро снижают давление в камере сгорания, что приводит 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.5.37. показана конструкция стендовой камеры РДТТ с узлом для
гашения заряда ТРТ 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),
четыреххлористого углерода (ССl4) этиленгликоля, метилового спирта, аммиака.
12
11
10
Рис.5.37. Узел отсечки тяги гашением жидкостью:
1- корпус; 2- электрозапал; 3- прокладки; 4- поршень; 5- жидкий хладагент;
2- 6- форсунки; 7- воспламенитель; 8- заряд ТТ; 9- упор; 10- сопловой вкладыш; 11- мембрана; 12- воспламенительный состав
Аналогичный эффект получается при вдуве в камеру порошкообразного
охладителя. Конструкция узла для гашения порошком подобна конструкции
узла для ввода жидкости. На рис. 5.38. 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.
1
2
3
4
5
12
6
11
7
10
Рис.5.38. Узел отсечки тяги подачей в камеру
сублимирующих порошков:
1-втулка; 2- крышка; 3- пороховой заряд; 4- проставка; 5- хладагент;
6- крышка; 7- взрывчатое вещество; 8- крышка; 9- электродетонатор;
10- электрический разъем
5.6. Конструктивные схемы двигателей многократного включения (ДМВ)
Многократное включение двигателя на твердом топливе может быть осуществлено различными путями. Один из них заключается в том, что двигатель
включается только после сгорания определенной порции заряда ТРТ. Горение
каждой порции может происходить по торцовой или по цилиндрической поверхности в радиальном направлении. Слои (порции) изолированы друг от друга перегородками.
Когда требуется повторно включить РДТТ, воспламенитель удаляет перегородку и поджигает следующий слой топлива. Если требуется создать различные
уровни тяги, то в некоторых модификациях двигателей может гореть более, чем
один заряд. Главные проблемы при разработке двигателей такого типа состоят
в создании эффективных ВУ и бронирующего покрытия заряда ТРТ. Попереч-
ное сечение двигателя подобного типа изображено на рис.5.39.
Рис. 5.39. Поперечное сечения РДТТ многократного включения:
1- слой твердого топлива; 2- бронирующее покрытие; 3- корпус двигателя
Заряд ТРТ состоит из нескольких слоев 1, разделенных между собой бронирующим покрытием 2.
Для обеспечения постоянства поверхности горения каждого слоя заряд
имеет сложную форму. Внешний слой прочно скреплен с корпусом двигателя.
После выгорания кольцевого элемента горение в РДТТ прекращается. Повторное воспламенение такого двигателя осуществляется путем инжекции химически активного окислителя, подаваемого из специального устройства, через инжектор, расположенный на переднем днище двигателя.
При контакте жидкого окислителя с материалом перегородки происходит
самовоспламенение, в результате чего обеспечивается сгорание очередного
кольцевого элемента топлива. В зависимости от программы работы двигателя
толщина кольцевого элемента, а, следовательно, и величина выработки импульса за одно включение может быть различной. Если перегородка изготовлена из полибутадиена, то в качестве жидкого воспламенителя может служить
смесь перхлорилфторида FClOз и трифторида хлора СlFз.
Воспламенение очередной порции топлива может быть осуществлено и с
помощью обычных средств воспламенения, свойственных твердотопливным
двигателям.
На рис. 5.40. представлена конструктивная схема двигателя с порционными зарядами в виде цилиндрических таблеток 1, в центральной части которых
имеются углубления с расположенными в них воспламенительными устройствами 2. Каждая порция заряда, кроме первой, со всех сторон покрыта бронирующим составом, причем общая между двумя зарядами перегородка скреплена только с донной частью предшествующей таблетки.
Рис. 5.40 Схема РДТТ многократного включения:
1- таблетка; 2– воспламенительное устройство; 3- ТЗП корпуса двигателя;
4- штекерный разъем
Число таблеток соответствует числу требуемых срабатываний двигателя.
Каждое из ВУ содержит инициирующее средство, срабатывающее от электрического импульса. Провода от каждого инициатора проложены по цилиндрической части двигателя между бронирующим покрытием заряда и ТЗП 3 корпуса
двигателя и выведены на штекерный разъем 4, расположенный на переднем
днище или в другом, удобном с точки зрения компоновки двигателя месте.
Двигатель работает следующим образом. Первое включение осуществляется при срабатывании воспламенителя крайней к соплу порции заряда с небронированным торцом.
После полного выгорания топлива таблетки двигатель прекращает работу,
так как теплоизолирующая перегородка в донной части предохраняет следующую от самопроизвольного воспламенения.
При подаче команды на повторное включение двигателя срабатывает вос-
пламенитель очередной порции заряда, газами которого вскрывается не скрепленная с торцом заряда перегородка, и двигатель выходит на режим. В потоке
газов перегородка сгорает или частично выносится через сопло.
Достоинством таких двигателей является их надежность и относительная
простота конструкции.
Недостаток их состоит в дискретности выработки импульса каждого включения и увеличении пассивной массы конструкции при возрастании числа
включений двигателя, за счет соответственного увеличения числа теплозащитных перегородок между последовательными порциями зарядов.
Технологический процесс изготовления двигателей и зарядов этого типа
сложен и трудоемок. Второй путь обеспечения многократности работы двигателя заключается в том, что двигатель может включаться в любой необходимый
момент времени повторным воспламенением погашенного заряда ТРТ или переводом горения заряда на режим газификации. При газификации топлива горение тормозится на два и более - порядка. Тяга двигателя практически обнуляется, но незначительный расход топлива продолжается.
Полное гашение заряда ТРТ или его перевод на режим газификации осуществляется, как уже указывалось выше, быстрым вскрытием дополнительных
отверстий, превосходящих площадь критического сопла, для сброса газа из камеры сгорания. Газификация или гашение наступает в зависимости от величины dPk /dτ и "живучести" пороха. "Живучесть" в свою очередь зависит от химического состава твердого топлива (пороха), в том числе от вида и количества
катализаторов и стабилизаторов горения.
Для надежности гашения и исключения воспламенения заряда ТРТ нагретыми элементами корпуса двигателя в ряде конструкций двигательных установок в камеру сгорания вводят охлаждающие реагенты практически одновременно со сбросом давления.
Для перевода ракетного двигателя с режима газификации на стационарный
режим горение достаточно перекрыть дополнительно вскрытые отверстия.
Для повторных включений погашенного заряда двигателя предусматриваются дополнительные воспламенители, число которых должно быть равным
количеству запрограммированных включений. Комбинированный способ выключения двигателя, основанный на совместном действии сброса давления с
последовательным вспрыском жидкого охладителя, более надежен с точки зрения организации процесса гашения заряда, но более сложен и приводит к утяжелению конструкции двигательной установки.
Одной из характерных особенностей ДМВ является наличие узлов многократного включения и выключения двигателя.
Устройства многократного выключения РДТТ, обеспечивающие вскрытие
дополнительных отверстий для сброса газов из камеры сгорания, могут быть
выполнены в виде отдельных клапанов сброса или в виде кольцевого регулируемого сопла с подвижным центральным телом или раструбом. Клапанная система сброса давления является более технологичной в изготовлении, допускает возможность ее автономной отработки.
При работе в составе двигателя уменьшается теплонапряженность узла
включения, чем повышается надежность его функционирования. Достоинством
сброса давления с помощью центрального тела является возможность регулирования величины давления в двигателе в широких пределах, в то время как
клапанное устройство, как правило, предназначено для сброса давления при
условии обеспечения гашения порохового заряда.
Во время сброса давления через клапан газ камеры сгорания не должен создавать тягу, в связи, с чем возрастают потери импульса тяги такого двигателя.
Устройство с центральным телом не требует герметичности проходного сечения, поэтому оно менее чувствительно к наличию конденсированных частиц в
продуктах сгорания пороха.
Конструктивная схема ДМВ с системой регулирования тяги центральным
телом представлена на рис.5.41.
Рис. 5.41. Конструкция двигателя многократного включения с
центральным телом:
1- корпус; 2- пороховой заряд; 3- корпус ВУ; 4- заряд ВУ; 5- пусковой заряд;
6- диафрагма; 7- сопловой блок; 8- центральное тело
Двигатель состоит из корпуса 1, порохового заряда 2. К фланцу переднего
днища крепится узел многократного включения двигателя, который состоит из
отдельных ВУ, число которых равно числу требуемых включений двигателя.
Каждое ВУ состоит из корпуса 3, заряда с звездообразным каналом 4, пускового заряда 5, разрывной диафрагмы 6. Корпус воспламенителя и диафрагма выдерживают давление газов в камере сгорания. Диафрагмы имеют теплоизоляцию и насечки для облегчения вскрытия, причем металлические элементы диафрагмы в камеру двигателя не выбрасываются.
К заднему днищу крепится сопловой блок 7 с центральным телом 8.
Управление перемещением центрального тела может осуществляться электрогидравлической системой.
Она состоит из блока управления сервоклапаном исполнительных органов,
источника гидравлической энергии, а также датчика давления в камере сгорания и датчика перемещения центрального тела, сигналы обратной связи, от которых идут в блок управления сервоклапаном.
Выходная часть раструба сопла имеет возможность для качания, чем обес-
печивается изменение тяги по направлению.
Принцип работы одной из модификаций клапана можно проследить из
схемы, рис.5.42.
Рис.5.42. Принципиальная схема клапана сброса давления:
1- грибок; 2- седловина клапана; 3- поршень; 4, 6- электропневмоклапаны;
5– газогенератор
Во время горения порохового заряда двигателя газы камеры сгорания поджимают грибок 1 к седловине 2, чем улучшается герметичность этого стыка.
При подаче сигнала на выключение двигателя открывается электропневмоклапан 4 и газы из газогенератора или аккумулятора 5 через трубопровод поступают в надпоршневое пространство клапана сброса давления. Поршень и
шток перемещаются, открывается проходное сечение для сброса газов камеры
сгорания, в результате чего порох гаснет, двигатель выключается.
После этого подается сигнал на закрытие электропневмоклапана 4 и одновременное открытие электропневмоклапана 6, который через штуцер соединен
с надпоршневой частью клапана сброса. Газ стравливается и под действием
пружины грибок поднимается, клапан закрывается.
Газогенератор, являющийся дополнительным элементом клапанной системы, усложняет выключение системы и ухудшает надежность и массовые характеристики двигательной установки в целом.
Использование вместо газогенератора воздушного аккумулятора давления,
который мог бы обеспечить необходимый газоприход в управляющие полости
отсечного клапана, требует сравнительно больших проходных сечений, что
сильно затрудняет его применение.
Достоинством схемы ДМВ с устройством сброса давления газов с помощью клапанов являются возможность получения большого числа выключении и малая зависимость массы конструкции системы гашения от числа выключении двигателя.
Вместе с тем при применении для запуска такого двигателя автономных
пусковых камер пассивная масса двигателя возрастает с увеличением числа
пусков, что ограничивает возможности ДМВ вообще и схемы с клапанной системой сброса давления в частности.
Более существенным недостатком ДУ с устройством сброса давления является то обстоятельство, что после гашения порохового заряда под действием
тепла, запасенного в разогретых элементах камеры сгорания, происходит вынужденная газификация топлива. Это приводит к непроизводительным затратам топлива, зависящим от режима работы ДУ, и увеличению массы двигателя.
Для обеспечения работоспособности клапанов сброса давления в продуктах сгорания твердых топлив, применяемых для такого типа двигателей, нежелательно наличие конденсированной фазы, так как высадка конденсата на
уплотняющие элементы клапанов (седло и грибок) приводит к нарушению герметичности клапанов и их прогару.
Отсутствие алюминия в твердом топливе снижает его энергетические возможности, и поэтому твердые топлива для ДМВ уступают по энергетическим
параметрам топливам для маршевых РДТТ. Гашение заряда ТРТ впрыском
жидкого охладителя в камеру сгорания реализуется благодаря тому, что в камере сгорания в каждый момент времени находится сравнительно небольшое количество пороховых газов.
Так, в двигателе диаметром 0,6 м и длиной 1 м при давлении 40 105 Па в
конечный момент его работы содержится около 0,5 кг газов. Для их охлаждения
до температуры 600...700К достаточно ввести количество охладителя (воды),
примерно равное массе газов.
Поскольку газоприход от горящего заряда высок, то это количество жидкости необходимо вводить за время, существенно меньшее, чем время релаксации газов камеры сгорания. В этом случае поступление новых порций газа будет мало, и жидкость будет охлаждать только тот газ, который находится в
данный момент в камере сгорания.
При таких условиях можно получить резкий спад давления, который способен привести к гашению пороха. Следует учесть, что описанный механизм
гашения не учитывает "живучести" пороха, которым не следует пренебрегать
при проектировании ДМВ.
Способ гашения порохового заряда впрыском жидкого охладителя обладает рядом достоинств. После гашения порохового заряда в результате срабатывания узла гашения не происходит нарушения герметичности двигателя и он
полностью готов к повторному включению. Поскольку вытеснение жидкости
осуществляется газами специального порохового вытеснительного заряда, то
конструктивно систему гашения двигателя можно выполнить без подвижных
элементов. С точки зрения функциональности, на работоспособность узла гашения не сказывается наличие конденсированных частиц в продуктах сгорания
твердого топлива. Эти обстоятельства являются существенными при обеспечении надежности срабатывания системы выключения двигателя. Важным достоинством является также тот факт, что впрыском жидкого охладителя можно гасить порох с большим содержанием алюминия или других материалов. Следовательно, для двигателя многократного включения можно применять более высокоимпульсные твердые топлива, которые улучшают массоэнергетические характеристики ДМВ.
В результате гашения порохового заряда жидким охладителем происходит
охлаждение внутренней поверхности камеры сгорания, что снижает вероятность вынужденной газификации пороха или самопроизвольное воспламенение
его на паузе.
Принципиальная схема двигателя многократного включения с системой
гашения порохового заряда впрыском жидкого охладителя представлена на
рис.5.43.
Рис.5.43. Система гашения заряда впрыском жидкости:
1- корпус двигателя; 2- пороховой заряд; 3- сопловое днище; 4- распылитель; 5корпус узла гашения; 6- жидкий охладитель; 7- крышка; 8- вытеснительный
заряд; 9- пиропатрон; 10- сопловой блок; 11- коллектор;
12— пусковая камера
Двигатель состоит из корпуса 1, порохового заряда 2, заднего днища 3. На
заднем днище установлены узлы гашения, каждый из которых состоит из распылителя 4, корпуса 5, жидкого охладителя б, крышки 7, вытеснительного заряда 8, пиропатрона 9. В центральной части заднего днища установлен сопловой блок 10. Система многократного воспламенения двигателя состоит из коллектора 11, имеющего ввод в камеру сгорания. На патрубках коллектора устанавливаются автономные пусковые камеры 12.
Количество пусковых камер и узлов гашения соответствует требуемому
числу включений двигателя. Распылитель узла гашения содержит отверстия,
выполненные из условия равномерного распределения жидкого охладителя по
поверхности заряда и объему камеры сгорания.
Двигатель работает следующим образом. После инициирования пиропатрона пусковой камеры, ее газы через коллектор и патрубок ввода поступают
в камеру сгорания и воспламеняют пороховой заряд. Двигатель выходит на режим. Для выключения двигателя подается команда на пиропатрон 9, который
воспламеняет вытеснительный заряд.
В результате повышения давления в камере вытеснительного заряда, газы,
воздействуя на мембрану узла вытеснения, раскрывают ее и вытесняют жидкий
охладитель из корпуса 5.
Жидкость впрыскивается в камеру сгорания, охлаждает газ, поверхность
горения и стенки камеры сгорания, в результате чего порох гаснет.
После истечения продуктов сгорания через сопло из камеры сгорания двигатель выключается.
Недостатком этой схемы двигателя является:
во-первых, ограниченность числа выключений, обусловленная, в основном, необходимостью размещения узлов гашения на задней крышке двигателя,
во-вторых, увеличение массы двигателя, так как на каждое выключение
нужен отдельный узел гашения.
В определенной степени уменьшить массу системы выключения или увеличить
число включений можно с помощью узла многократного впрыска, рис.5.44.
К его достоинствам следует отнести то, что он содержит только одну силовую оболочку, рассчитанную на высокое давление вытеснения. Весь запас жидкого охладителя располагается в единой емкости (баке), вытеснение из которой
осуществляется газами низкого давления.
Все это уменьшает суммарную массу системы выключения двигателя, по
сравнению с индивидуальными узлами гашения. Кроме того, может быть обеспечено существенно большее число выключений, так как в отдельной емкости
можно разместить большее количество жидкости, чем в индивидуальных узлах.
11 10
9 8
Рис.5.44. Конструкция системы воспламенения многократного впрыска:
1- распылитель; 2- перепускной клапан; 3- корпус; 4- поршень; 5- дренажная
пробка; 6- коллектор; 7- узел вытеснения; 8- мембрана; 9- жидкий охладитель;
10- клапан-редуктор; 11- аккумулятор газов
Принцип работы узла многократного впрыска заключается в следующем.
Перед первым гашением внутренняя полость корпуса 3 заполнена жидким
охладителем. При подаче команды на гашение срабатывает пиропатрон узла
вытеснения 1 и его газы из коллектора через трубопровод поступают в
надпоршневую часть узла впрыска.
Под действием их давления грибок клапана 2 опускается, жидкость истекает в полость, а затем через систему отверстий — в камеру сгорания. Двигатель выключается. Поршень 4 находится в нижнем положении и упирается в
пилоны корпуса 3. Шток клапана под действием пружины возвращается в исходное положение, клапан закрывается.
Перед очередным включением двигателя подается команда на клапанредуктор 10, газ из аккумулятора 11 поступает в емкость с мембраной 8 и, воздействуя на мембрану, вытесняет жидкость из емкости через трубопровод и обратный клапан в узел впрыска. Под действием давления жидкости поршень
поднимается до упора.
Новая порция жидкого охладителя готова к впрыску в камере сгорания.
После этого процесс вытеснения повторяется.
Недостатком узла многократного впрыска является сложность конструкции, наличие подвижных элементов, что уменьшает надежность его функционирования.
Кроме того, при истечении жидкости из узла впрыска через клапан и распылитель велики гидравлические сопротивления, что ухудшает процесс впрыска (распыливания) жидкости и в конечном итоге неблагоприятно сказывается
на гашении порохового заряда.
Истечение газов вытеснительного заряда через коллектор и трубопровод
ухудшает динамические характеристики процесса вытеснения жидкости; увеличивающийся свободный объем вытеснительной газовой системы, за счет
присоединения после каждого срабатывания объема пустого корпуса узла вытеснения, не позволяет применять вытеснительный заряд одного типоразмера,
что усложняет отработку, как самого заряда, так и узла многократного впрыска
в целом.
5.8. Основные направления совершенствования РДТТ
Эффективность РДТТ в большей степени зависит от типа твердого топлива. Поэтому особое внимание уделяется созданию высокоэнергетических твердых топлив.
Современные ТРТ обладают сравнительно низкой скоростью горения, а их
характеристики в сильной степени зависят от температуры окружающей среды.
Путем подбора состава ТРТ и технологии его изготовления стремятся получить высокоэнергетические топлива с хорошей воспроизводимостью механических свойств, пониженной чувствительностью к температуре и влаге, сопротивляемостью старению, широким диапазоном скорости горения и повы-
шенными допустимыми значениями осевых и боковых перегрузок. Перспективными смесевых ТРТ являются фторсодержащие соединения. К числу высокоэнергетических горючих относятся горючие, в молекуле которых вместо углерода введен бор или алюминий.
Уменьшение массы конструкции РДТТ достигается уменьшением давления Рк , при использовании скрепленных зарядов с внутренними горением, путем применения новой технологии изготовления корпуса и сопла (например,
путем нанесения слоя металла на топливный заряд электролитическим способом) , а также применением материалов с высокой удельной прочностью: титановых и алюминиевых сплавов, стеклопластиков. К перспективным материалам
для корпусов РДТТ относятся стеклопластики, упрочненные волокнами на основе бора, вольфрама, углерода и бериллия.
Для изменения тяги РДТТ без существенного ухудшения его характеристик можно использовать следующие способы.
Изменение площади критического сечения путем перемещения центрального тела вдоль оси сопла или путем подачи рабочего тела в критическое сечение через кольцевую щель или пояс отверстий. Газ для этой цели можно отбирать из камеры сгорания. Использование указанных способов затрудняется тяжелыми условиями работы центрального тела и относительно малой величиной
изменения тяги, в случае ввода рабочего тела в критическое сечение.
Ввод химически активной жидкости (F2 , OF2 , ClF3 , N2O 4 и др.), самовоспламеняющейся с твердым топливом. Меняя расход жидкости, можно изменять
тягу двигателя в отношении от 20:1 до 50:1. В РДТТ с жидким компонентом
упрощается проблема охлаждения: используя наружное проточное охлаждение,
можно применять высокоэнергетические ТРТ и топливные заряды с торцевым
горением.
Изменение скорости горения ТРТ путем изменения его температуры или
обдува поверхности горения дополнительным газом. Температуру заряда можно изменять путем пропускания холодной жидкости или горячих продуктов
сгорания через трубки, равномерно расположенные в заряде.
Увеличение площади горение заряда каким-либо принудительным способом, например, путем разрушение бронирующего покрытие заряда химически
активным жидким компонентом.
Использование компенсирующих зарядов. Если в корпусе РДТТ, кроме
основного топливного заряда, разместить несколько дополнительных (компенсирующих) зарядов, то при низком давлении Рк, вызванном пониженной температурой основного заряда, можно включать компенсирующие заряды и тем самым уменьшать разброс характеристик РДТТ при работе в различных температурных условиях.
Для увеличения времени работы РДТТ при использовании высокоэнергетических ТРТ можно применять внутреннее (в том числе пористое) охлаждение, причем охладителем может служить жидкость или газ.
Эффективно пористое охлаждение с применением кипящих металлов или
их гидридов в качестве охладителя. Для реализации такого охлаждения сопло
по всей длине или на докритической части снабжается двумя стенками, причем
внутренняя стенка выполняется из пористого жаропрочного металла. Между
стенками размещается охладитель.
При работе РДТТ охладитель, воспринимая поступающие тепловые потоки, нагревается, расплавляется и испаряется; образующиеся пары проходят
сквозь пористую стенку в поток продуктов сгорания.
Для многократного включения и выключения РДТТ необходима система
многократного воспламенения заряда и его гашения. Для многократного воспламенения топливного заряда можно использовать химическую систему зажигания, а для многократного гашения - подачу специального рабочего тела (жидкости, газа или сублимирующего порошка), на поверхность горения заряда.
Указанное рабочее тело не должно препятствовать повторному запуску двигателя. Жидкостью для гашения заряда могут служить вода и водные растворы
солей щелочных металлов (последние имеют более низкую температуру замер-
зания).
Одним из направлений в разработке ракетных двигателей твердого топлива является увеличение их тяги до весьма больших значений – до 40Мн.
Снижение стоимости РДТТ достигается путем упрощения технологии изготовления зарядов, изыскания путей снижения стоимости твердых топлив и
многократным использованием корпусов и сопел РДТТ.