Основные узлы РДТТ: понятие, терминология, обозначения

К РДТТ будем относить устройства, в которых химическая энергия твердого топлива преобразуется вначале в тепловую, а затем в кинетическую энергию выбрасываемых из камер» сгорания продуктов горения. При этом для РДТТ представляет интерес величина возникающей при работе системы реактив­ной силы, а для газогенераторных систем — масса продуктов горения, получаемая в единицу времени (секундный массовый расход).

Источником химической энергии в рассматриваемых систе­мах является твердое топливо, содержащее в своем составе как горючие, так и окисляющие компоненты. В составе РДТТ или газогенератора твердое топливо включается отдельным узлом — топливным зарядом. Топливный заряд помимо топлива может содержать бронирующие покрытия.

Реактивной силой РД называется равнодействующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверх­ности двигателя при истечении из него продуктов сгорания, Равнодействующая реактивной силы и сил давления окружающей среды, действующих на внешние поверхности двигателя, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления, называется тягой двигателя.

На рис. 1.9 представлена ДУ с зарядом вкладного типа. Отмечены лишь наиболее принципиальные рабочие узлы, a peальное их число может исчисляться десятками. В дальнейшем основное внимание будет уделено проектированию основных узлов РДТТ.

Отметим роль перечисленных узлов в рабочем процессе ДУ (газогенератора).

Как уже отмечалось выше, источником энергии и газообразных продуктов сгорания в рассматриваемых системах является топливный заряд, в котором при прогреве до определенной температуры, называемой температурой воспламенения (вспышки), начинается химическая реакция с выделением га­зообразных продуктов сгорания с большим количеством тепла.

Рис. 1.9. РДТТ с зарядом вкладного типа:

1 - цилиндрическая обечайка корпуса РДТТ; 2. - переднее дно;.,3- сопловое дно; 4 - узлы креп­ления заряда; 5 - топливный заряд; 6 - система воспламенения; 7 - сопло; 8 - сопловая заглушка; 9 - теплозащитное покрытие и (или) защитно-крепящий слой

Корпус ДУ совместно с обоими днищами ограничивает объем, в котором происходит горение топлива, обеспечивая получение заданного уровня реализуемых внутрибаллистических параметров и выполняя роль несущей конструкции.

Истечение продуктов сгорания осуществляется через сверх­звуковое сопло, роль которого заключается в повышении эф­фективности преобразования тепловой энергии, выделенной в камере РДТТ, в кинетическую энергию истекающих из камеры продуктов. Форма сопла обеспечивает разгон продуктов сго­рания до сверхзвуковых скоростей, что способствует повыше­нию тяги ДУ. Следует заметить, что в настоящее время суще­ствуют малогабаритные ДУ на твердом топливе, в которых со­пловой блок как таковой отсутствует. Увеличение же расчетной тяги достигается изменением профиля канала топливного за­ряда в окрестности выходного сечения, который выбирается близким к профилю соплового блока. В ряде случаев такие РДТТ обеспечивают выполнение требований технического за­дания по энергетическим показателям, оставаясь при этом мак­симально простыми.

Поскольку температура продуктов сгорания в камере РДТТ очень высока и может достичь уровня 3500...3700 К, а значения тепловых потоков 10⁶...10⁷ Вт/м², то возникает необходимость в защите элементов конструкции ДУ от перегрева и в связи с этим — от разрушения в рабочий период. Эту функцию обес­печивают теплозащитные покрытия, которые могут быть нане­сены на внутренние поверхности корпусных узлов, начиная с переднего днища, вплоть до выходного сечения сверхзвукового сопла.

Нагрев поверхности топливного заряда до температуры на­чала химической реакции обеспечивается системой воспламе­нения. Простейшим и наиболее часто применяемым на прак­тике способом является реализация системы воспламенения на дымном порохе или пиротехническом составе, размещенной в корпусе, который в рабочий период может оставаться проч­ным или разрушается. Зажигание навески производится с по­мощью электрозапала.

Крепление вкладных зарядов обеспечивается, например, диафрагмами, расположенными в окрестности стыков перед­него и соплового днищ с обечайкой РДТТ. Прочноскрепленные конструкции требуют при большом отличии коэффициентов температурного расширения материалов корпуса и топлива использования промежуточного слоя между корпусом и топливом — так называемого защитно-крепящего слоя.

Для регулирования величиной и направлением тяги ракетные двигатели могут содержать рулевые органы, узлы, обеспечи­вающие изменение геометрии соплового тракта и т.п.

В период хранения РДТТ и до определенного момента работы двигателя его внутренний объем должен быть заглушён мем­браной, разрушающейся при заданном давлении продуктов сго­рания в камере двигательной установки. Наличие мембраны обусловлено необходимостью защитить внутренние поверхнос­ти камеры и заряда от атмосферного воздействия, механичес­ких загрязнений, а в ряде случаев и удержанием во внутреннем объеме камеры в предстартовом состоянии газа при опреде­ленном давлении наддува.

Двигательную установку (газогенератор) на твердом топливе можно характеризовать следующей совокупностью параметров:

масса топлива W_T;

масса всей конструкции РДТТ m_к.д. и масса каждого узла m_i;

относительная масса конструкции двигателя α_к.д., определяе­мая как отношение массы неснаряженного к массе РДТТ x_ц.м.;

местоположение центра масс отдельно по узлам, и в целом для всей конструкции РДТТ;

плотность (коэффициент) заполнения внутрикамерного объема топливом ε_w, определяющимся как отношение объема топливного заряда к внутреннему объему камеры (от переднего днища до плоскости критического сечения);

тяга двигательной установки и (или) значение массового се­кундного расхода (Р, т);

время работы двигательной установки τ_p;

суммарный I и удельный импульсы I_Y РДТТ;

габаритные размеры — длина L, диаметр D двигателя в целом и по узлам.

Перечисленная совокупность параметров не является исчерпывающей и не является единственно приемлемой. Так, например, вместо параметра α_к.д могут использоваться:

относительный запас топлива;

коэффициент качества двигателя β_д и т.д.

Можно установить связи между этими тремя параметрами:

Перечисленная совокупность параметров наряду с извест­ной областью применения двигательной установки позволяет судить об экономичности РДТТ, достоинствах или недостатках проработки каких-либо узлов. Наиболее показательны в этом смысле параметры α_к._д и ε_w. К настоящему времени наилучшие значения этих величин получены при разработке межконтинен­тальных баллистических ракет класса MX (α_к._д~ 0,05...0,08; ε_w«0,92...0,95).

Описанию рабочих процессов, протекающих в камере ра­кетной системы на твердом топливе, посвящены, в частности, работы [11...13]. Отметим совокупность основных процессов, последовательно реализующихся в период работы РДТТ в объе­ме, достаточном для предварительного представления о внутрикамерных процессах. Для определенности будем рассмат­ривать схему, представленную на рис. 1.9.

: Рабочий процесс в камере РДТТ начинается с подачи элект­рического напряжения на электрозапалы пиропатронов. Форс пламени от воспламеняющейся навески пиропатрона обеспе­чивает зажигание воспламенительного состава, состоящего из дымного пороха или смеси дымного пороха с пиротехническим составом. Горение воспламенительного состава чаще всего происходит в замкнутом объеме прочного корпуса при давле­нии, большем уровня давления в камере сгорания. Поступление в камеру продуктов сгорания воспламенительного состава про­исходит через отверстия в корпусе воспламенителя, которые могут быть заранее спрофилированы и заглушены в начальный момент времени. Массоприход в передний объем РДТТ приво­дит к повышению в нем давления и формированию волны сжа­тия, перемещающейся к сопловому объему. Скорость распро­странения волны сжатия по отношению к параметрам газа перед волной может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой. Вслед за волной в свободный объем камеры двигателя рас­пространяются высокотемпературные продукты сгорания вос­пламенительного состава, прогревающие поверхность топлив­ного заряда за счет конвективного, лучистого и кондуктивного теплопереноса.

После достижения волной сжатия плоскости, в которой раз­мещается заглушка, внутрикамерный процесс может развиваться по двум схемам

Рис. 1.10. Распределение поля давления по длине камеры в раз­личные моменты времени при раз­рушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от переднего днища к сопловому (заглуш­ка не разрушена); 4, 5 - развитие про­цесса после разрушения заглушки

Рис. 1.11. Распределение поля давле­ний по длине камеры в различные мо­менты времени при неразрушающейся заглушке:

1, 2, 3 - перемещение волны сжатия от пе­реднего днища к сопловому; 4 - волна сжатия достигает плоскости заглушки; 5, 6- развитие процесса после отражения волны сжатия от заглушки

Рис. 1.12. Измерение давления в камере РДТТ в период

работы:

Ро - начальное давление в камере дви­гателя; Р_ЗГ - давление разрушения со­пловой заглушки; Рст - рабочий уро­вень давления продуктов сгорания в ка­мере; О - начало процесса; 1 - момент разрушения заглушки; 2 - момент вос­пламенения топлива; 3 - время, соот­ветствующее распространению пла­мени вдоль поверхности топлива;4 - время выхода двигателя на режим;5- окончание квазистационарного пе­риода работы двигателя; 6 – окончание работы двигателя

заглушка разрушается, уро­вень давления в камере пример­но выравнивается и сохраняется близким к постоянному до мо­мента, когда к горению начинает подключаться поверхность топ­ливного заряда. Развитие про­цесса по этой схеме представле­но на рис. 1.10;

разрушение заглушки рассчи­тано на высокие значения давле­ния.

Этот факт приводит к отраже­нию волны сжатия от правой гра­ницы двигателя и распростране­нию ее в противоположную сто­рону. В связи со снижением ско­ростей движения продуктов сго­рания в свободном объеме каме­ры снижается интенсивность процесса прогрева топливного заряда, что приводит к увеличе­нию периода выхода РДТТ на режим квазистационарной работы. Развитие процесса по этой схеме представлено на рис. 1.11.

Воспламенение топливного заряда происходит в момент времени, когда в поверхностном слое топливного заряда тол­щиной, измеряемой микронами, будут достигнуты температура и градиент температур, соответствующие некоторым критичес­ким условиям, обеспечивающим устойчивое горение топлива. Распространение пламени по поверхности топливного заряда в зависимости от условий зажигания и геометрии РДТТ может происходить со скоростями 1...300 м/с.

Изменение давления в переднем объеме ДУ за весь период работы показано на рис. 1.12.

Основной рабочий импульс обеспечивается двигательной установкой на участке кривой 4—5. Завершение работы РДТТ происходит либо после выгорания топливного заряда, либо принудительно с использованием узла отсечки тяги.

К настоящему времени РДТТ достигли заметного совершенства, что и обусловило их широкое применение на практике:

масса РДТТ в настоящее время может составлять несколько граммов или сотни тонн;

РДТТ может использоваться в настоящее время как исполнительный механизм аварийного отключения систем транспортировки газа и нефти по трубопроводам. В то же время РДТТ может использоваться для вывода больших грузов в космическое пространство;

удельный импульс твердых ракетных топлив вплотную приблизился к удельному импульсу жидких топлив и достиг значений 3000…..3500 м/с;

коэффициент массового совершенства лучших современных РДТТ достигает 0.05…0.10, а коэффициент заполнения внутрикамерного объема приблизился к 0.90….0.95.

Дальнейшее совершенствование РДТТ будет по-прежнему состоять в улучшении энергетических характеристик топливных составов и повышении удельной прочности используемых конструкционных материалов. В частности, можно отметить, что перспективным направлением является использование РДТТ с раздельным размещением компонентов топлива. Актуальной задачей является расширение сферы использования РТДД на область ДУ с глубоким регулированием тяги, с возможностью многоразового включения РДТТ и т.д.

Развитие твердотопливной технике будет продолжаться и в дальнейшем, что обусловлено рядом положительных качеств ракет с РДТТ по сравнению с ракетами с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Ниже отмечаются достоинства и недостатки РДТТ, обусловившие, с одной стороны, их широкое распространение, а с другой – ограничивающие их применение в отдельных объектах техники.

1.2. Достоинства и недостатки РДТТ

Массовое применение РДТТ в военной технике началось несколько ранее, чем применение ДУ на жидком топливе. И в настоящее время в военной технике главенствующее место занимают РДТТ, а в космической технике РДТТ успешно конкурируют с ЖРД. Такая тенденция обусловлена рядом факторов, присущих твердотопливным ДУ, основные из которых изложены ниже.

Безусловно, одним из главных достоинств РДТТ следует считать относительную простоту устройства. Действительно, ведь самые первые РДТТ имели примитивную конструкцию, легко реализуемую даже на технологическом уровне средневековья. Сравнение с ЖРД позволяет отметить такие преимущества конструкции РДТТ:

отсутствуют узлы, связанные с хранением компонентов топлива вне камеры (топливные баки);

отсутствуют узлы транспортировки компонентов топлива из баков в камеру сгорания (трубопроводы, пневмо- и гидроклапаны);

отсутствуют элементы для принудительной подачи топлива в камеру (элементы вытеснительной системы, турбонасосные агрегаты, форсунки и т.д.);

невелико (а в ряде конструкций и вовсе отсутствует) число подвижных узлов.

Значительно усложняется по сравнению с РДТТ конструкция двигательной установки на ядерном топливе. Тем более, что при использовании ядерных топлив возникает задача обеспечения защиты конструкции летательного аппарата (в том числе и пилотируемого) от радиоактивного излучения.

Любые попытки, связанные с использованием ДУ промежуточных схем (ДУ раздельного снаряжения, гибридные двигатели), также приводят к повышению сложности конструкции двигателя. Относительная простота конструкции РДТТ особенно заметна при рассмотрении некоторых специальных схем РДТТ. Так, при использовании твердотопливных двигателей легко решаются вопросы, связанные с обеспечением вращения ракеты вокруг своей оси (например, в турбореактивных снарядах, в которых вращение вокруг своей оси приводит к повышению устойчивости полета снаряда на траектории и к улучшению кучности стрельбы). Конструктивно упрощаются способы разделения ступеней многоступенчатых ракет.

Относительная простота устройства РДТТ влечет за собой и облегчение вопросов, связанных с эксплуатацией ракет и пусковых установок, в которых используется ЙДТТ. Деиствителъно, в связи с относительно небольшим числом узлов в РДТТ требуется небольшой объем трудозатрат на проведение регламентных работ по проверке работоспособности двигателей в период хранения и при подготовке к старту. Можно отметить, что стоимость наземного оборудования, предназначенного для эксплуатации комплексов с баллистическими ракетами дальнего действия, в США составляет соответственно около 45 и 60 % полной стоимости комплекса при использовании РДТТ и при использовании ЖРД. Представляет интерес, что к началу 1984 г. на вооружении США имелось 53 ракеты класса "Титан-2" с ракетными двигателями на жидком топливе, которые обслуживались шестью эскадрильями стратегического авиационного командования, и примерно 1000 ракет класса "Минитмен" с ракетными двигателями на твердом топливе, которые обслуживались лишь двадцатью эскадрильями.

Особенно привлекательной для военной техники является высокая готовность оружия с РДТТ к использованию. Достаточно отметить, что зремя предстартовой подготовки к пуску межконтинентальных ракет класса MX не превышает 2...5 мин, включая в это время и возможность перенацеливания ракеты и боеголовок. Для сравнения отметим, что первые ракетные комплексы с ЖРД обеспечивали старт лишь после 4...6 ч предстартовой подготовки. Время подготовки к пуску современных ракет с ЖРД существенно сократилось, но тем не менее по прежнему остается достаточно высоким.

Важным качеством работы РДТТ является их высокая надежность. По отдельным статистическим сведениям после истечения гарантийного срока хранения ДУ вероятность их безотказного срабатывания составляет более 98%. В гарантийный период надежность РДТТ выше 99%.

Среди других факторов, в которых проявляются преимущества РДТТ по сравнению с ДУ на жидком топливе, необходимо отметить следующие:

в большинстве случаев при решении одной и той же тактической или стратегической задачи стоимость ракетного комплекса с РДТТ существенно ниже стоимости комплекса с ЖРД;

массовые характеристики современных РДТТ, в том числе коэффициент их массового совершенства, превосходят аналогичные показатели для ЖРД.

Однако достоинств РДТТ недостаточно для того, чтобы сделать эти ДУ единственно приемлемыми и самыми рациональными как в народном хозяйстве, так и применительно к военной технике. Как и любой технический объект, РДТТ имеют определенные недостатки, что заставляет одновременно развивать ЩУ и других классов. Следует отметить следующие недостатки

1.Относительно невысокие значения удельного импульса ДУ на твердом топливе. Пустотный импульс РДТТ не превосходит 00...3500 м/с. Дальнейшее повышение удельного импульса РДТТ затруднено из-за химической несовместимости лучших окислителей и лучших горючих в топливных композициях. Использование двигателей с раздельно снаряженными твердыми компонентами позволяет увеличить удельный импульс не более, чем на 20 %. В то же время жидкие ракетные топлива позволяют достигнуть удельных импульсов до 4000…4500 м/с. Еще больших значений можно добиться при использовании ядерных топлив.

2. Технологические трудности изготовления топливных зарядов больших

масс и габаритов. Эти трудности обусловлены высокими требованиями к отсутствию дефектов в заряде, раковин, трещин, отслоений топлива от защитнокрепящего слоя

и т.п. С увеличением габаритов зарядов и повышением удельного импульса применяемых топлив увеличивается взрыво- и пожароопасность при производстве и снаряжении топливного заряда.

3. Отдельные эксплуатационные трудности. Часть этих трудностей состоит в необходимости термостатирования РДТТ со смесевыми топливами (в отдельных случаях отгтПТиститными) с целью исключения появления трещин в топливных зарядах, уменьшения разбросов тяги и давления продуктов сгорания в камере двигателя.

4. Отдельные конструктивные трудности. К таким трудностям может быть отнесена ограниченность времени работы РДТТ, обусловленная габаритами двигателя и

эрозией элементов его конструкции. Из крупногабаритных РДТТ, созданных в настоящее время, наиболее продолжительный период работы (-130 с) достигнут в разгонном РДТТ, применяемом для вывода на крейсерскую высоту многоразового космического корабля "Спейс шаттл". Масса этого РДТТ составляет 586 т.

Другая трудность состоит в сложности разработки РДТТ многоразового включения. Имеющиеся к настоящему времени ДУ на твердом топливе имеют либо ограниченнущ"лубину регулирования, либо при приемлемом показателе глубины регулирования тяговых (расходных) характеристик имеют плохие показатели коэффициента массового совершенства.

Подводя итог, можно тем не менее отметить, что достоинства РДТТ обусловили их широкое внедрение в практику, что отмечается в подразд. 1.3 в приводимой классификации современных двигательных (газогенераторных) установок на твердом топливе.