Твердотопливные ракетные двигатели. Твердотопливный двигатель

Твердотопливные и жидкостные ракетные двигатели

Ракеты как тип вооружения существуют с очень давних пор. Пионерами в этом деле были китайцы, о чем упоминается в гимне Поднебесной начала XIX века. «Красные блики ракет» - вот так в нем поется. Заряжали их порохом, изобретенным, как известно, в том же Китае. Но, чтобы «красные блики» заблистали, а на головы врагов обрушились огненные стрелы, нужны были ракетные двигатели, пусть и простейшие. Всем известно, что порох взрывается, а для полета необходимо интенсивное горение с направленным газовыделением. Так что состав горючего пришлось менять. Если в обычной взрывчатке соотношение ингредиентов составляет 75% нитратов, 15% углерода и 10% серы, то ракетные двигатели содержали 72% нитратов, 24% углерода и 4% серы.

В современных твердотопливных ракетах и ускорителях в качестве топлива используются более сложные смеси, но принцип остался все тот же, древнекитайский. Его достоинства несомненны. Это простота, надежность, высокая быстрота инициации, относительная дешевизна и удобство эксплуатации. Для того чтобы снаряд стартовал, достаточно воспламенить твердую горючую смесь, обеспечить приток воздуха - и все, он полетел.

Однако есть у такой проверенной и надежной технологии свои недостатки. Во-первых, инициировав горение топлива, его уже невозможно остановить, как и поменять режим горения. Во-вторых, необходим кислород, а в условиях разреженного или безвоздушного пространства его нет. В-третьих, горение все равно проистекает слишком быстро.

Выход, который искали в течение долгих лет ученые во многих странах, наконец, нашелся. Д-р Роберт Годдард в 1926 году испытал первый жидкостный ракетный двигатель. В качестве горючего он использовал бензин, смешиваемый с жидким кислородом. Для того чтобы система работала устойчиво в течение хотя бы двух с половиной секунд, Годдарду пришлось решить ряд технических проблем, связанных с насосным нагнетанием реагентов, системой охлаждения и рулевыми механизмами.

ракетный двигатель

Принцип, по которому построены все жидкостные ракетные двигатели, крайне прост. Внутри корпуса расположены два бака. Из одного из них через смесительную головку окислитель подается в камеру разложения, где в присутствии катализатора топливо, поступающее из второго бака, переходит в газообразное состояние. Происходит реакция горения, раскаленный газ проходит сначала сужающуюся дозвуковую зону сопла, а затем расширяющуюся сверхзвуковую, куда также подается горючее. В реальности все намного сложнее, дюза требует охлаждения, а режимы подачи – высокой степени стабильности. Современные ракетные двигатели в качестве топлива могут питаться водородом, окислителем является кислород. Эта смесь крайне взрывоопасна, и малейшее нарушение режима работы любой системы приводит к аварии или катастрофе. Компонентами горючего также могут быть и другие вещества, не менее опасные:

жидкостные ракетные двигатели

- керосин и жидкий кислород - они использовались на первом этапе программы носителей "Сатурн V" в программе " Аполлон";

- спирт и жидкий кислород - были задействованы в немецких ракетах V2 и советских носителях «Восток»;

- азотный тетраоксид – монометил - гидразин - использовались в двигателях «Кассини».

Несмотря на сложность конструкции, жидкостные ракетные двигатели являются основным средством доставки космических грузов. Они используются и в межконтинентальных баллистических ракетах. Режимы их работы поддаются точному регулированию, современные технологии позволяют автоматизировать процессы, протекающие в их агрегатах и узлах.

Однако ракетные двигатели на твердом топливе также не утратили своего значения. Они применяются в космической технике как вспомогательные. Велико их значение в модулях торможения и спасения.

fb.ru

Твердотопливный двигатель Вики

Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива; иногда неправильно пишется как «твёрдотопливный») использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

История[ | код]

Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива, как правило на основе дымного пороха. В период между первой и второй мировыми войнами начинается принятие на вооружение легких твердотопливных ракет на основе нитроцеллюлозных топлив. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.

Достоинства и недостатки[ | код]

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых видов топлива с перхлоратом аммония.

Применение[ | код]

Космонавтика[ | код]

Твердотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

Метеорологические ракеты[ | код]

Боевые ракеты[ | код]

Баллистические ракеты подводных лодокМежконтинентальные баллистические ракетыПротиворакеты системы ПВОПЗРК

В моделизме[ | код]

В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры (или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.

В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).

Топливо[ | код]

Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.

Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также[ | код]

Литература[ | код]

ru.wikibedia.ru

Твердотопливные ракетные двигатели

просмотр и скачивание документа - внизу страницы

Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло.

Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2 .

Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена

всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.

Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.

Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.

С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».

Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.

Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры.

В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.

В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».

Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо

представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда.

Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.

Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.

Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.

В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.

Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.

Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания,

нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.

В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.

Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.

В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульсаI к общему весу двигателяG ДВ (включая и вес топлива G Т ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным

импульсом I ЕД и с комплексом D , представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:

I\G ДВ = GТ IЕД \GДВ = I D ,

D = GТ \GДВ

Величина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.

Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.

mirznanii.com

Незаметные сложности ракетной техники. Часть 2: Твердотопливные двигатели

В комментариях к первой статье мне справедливо указали, что я совсем не рассказал о твердотопливных двигателях, которые применяются в космонавтике. Действительно, в одну статью даже простой ликбез не влез. Поэтому приглашаю желающих почитать продолжение.

Предания старины глубокой

Черный (дымный) порох изобрели китайцы в девятом веке. И уже в одиннадцатом веке появляются документальные свидетельства о создании боевых ракет на черном порохе ("Уцзин цзунъяо" 1044 год ):

Обратите внимание на дизайн ракеты по центру. Эта компоновка боевых ракет оставалась неизменной восемьсот с лишним лет, до начала двадцатого века, а фейерверки с ней производятся до сих пор!Человеческая мысль не стояла на месте. Уже в 1409 году в Корее додумались до системы залпового огня (Хвачха):Также есть легенда о китайском чиновнике Ван Ху, который приблизительно в шестнадцатом веке собрал аппарат из кресла, двух змеев (не во всех вариантах легенды) и сорока семи ракет (очевидно, от снарядов типа Хвачхи):

Увы, тогдашние изобретатели были бесстрашны от незнания, про методику лётно-конструкторских испытаний не думали, и страдали излишним оптимизмом. Поэтому первое испытание оказалось последним. Когда стих рёв двигателей, и рассеялся дым, ни Ван Ху, ни его аппарата не нашли.Ракеты вместе с завоевателями с Востока (монголы, османы) пришли в Европу. Само слово "ракета" - от итальянского "маленькое веретено". С различной интенсивностью ракеты применялись по всей Европе и Азии.Следующим заметным этапом была четвертая англо-майсурская война (1798—1799). Ракеты Майсура впервые в мире имели стальную оболочку, различное назначение (зажигательные, противопехотные с режущими кромками) и массированно использовались. Корпус ракетчиков Типу Султана насчитывал пять тысяч человек.

Впечатленные англичане, к тому же захватившие в Серингапатаме в качестве трофеев сотни ракет, решили воспроизвести технологию. Так родились ракеты Конгрива, которые широко использовались в наполеоновских войнах и последующих конфликтах, и даже просочились в гимн США.

Начиная с середины девятнадцатого века нарезная артиллерия начала выигрывать у ракет и по дальности и по точности, а залповое применение по типу Хвачхи было забыто. Поэтому боевые ракеты постепенно сходили со сцены, однако, даже в Первой мировой войне они ещё использовались. На фотографии французский "Ньюпор-16" с ракетами "Le Prieur" для борьбы с дирижаблями и воздушными шарами. Несмотря на электрозапал и установку на самолёте, это старые добрые пороховые ракеты такой же компоновки, что и у китайцев одиннадцатого века.

Выезжала на берег "Катюша"

Ракеты на черном порохе не стали сложней и мощней из-за ограничений самого пороха. Нельзя было сделать пороховую шашку с устойчивыми параметрами в партии, большого калибра, и горящую хотя бы пару секунд. Для развития твердотопливных ракет требовался новый материал. В конце девятнадцатого века был изобретен бездымный порох. Однако на артиллерийском бездымном порохе ракету сделать не получалось. Начались поиски бездымных ракетных порохов.Наибольшего успеха в этом деле добилась Газодинамическая лаборатория Тихомирова и Артемьева в СССР. Они создали т.н. баллиститный порох, из которого уже можно было сделать достаточно большие шашки и поставить их в реактивные снаряды. К тому же вовремя вспомнили про идею залпового огня. Так родились "Катюши" - снаряды РС-82 и РС-132 для авиации, М-8 и М-13 для наземных установок. Более подробно про пороха, их виды и производство можно почитать здесь.

Успехи технологии привели к тому, что во время Второй мировой войны СССР активнее других стран использовал боевые ракеты на твердом топливе. Оружие оказалось очень эффективным, применялось с воздушных, наземных, корабельных носителей, были разработаны новые модификации большей дальности или калибра.

Стойкий смесевой сержант

Баллиститный порох имел свои физические ограничения. Максимальный диаметр шашки измерялся в сантиметрах, а время горения - в секундах. Даже если бы фон Браун хотел, он не смог бы сделать Фау-2 на баллиститном порохе. Нужен был новый вид твердого топлива. Им стало т.н. смесевое топливо ("rubber fuel"). В 1942 году Джон Парсонс создал первые экземпляры двигателей на смесевом топливе, используя асфальт. А эксперименты с компонентами обнаружили, что наиболее эффективным топливом является смесь перхлората аммония (окислитель), алюминия и полиуретана (горючее) и полибутадиена для улучшения параметров горения, формования и хранения двигательной шашки. Первой ракетой с двигателем на смесевом топливе стала MGM-29 "Сержант" (первый полёт - 1956 г), двигатель которой имел диаметр 0,7 метра и работал 34 секунды. Это был качественный прорыв - ракета массой 4,5 т. и длиной 10 м. могла забросить боеголовку весом 0,8 т на 135 км, и не требовала колонны автомашин с компонентами топлива и десятки минут на заправку.

После ракет средней дальности была разработана МБР "Минитмен" на смесевом топливе. Её преимущества можно увидеть, сравнивая с похожими советскими проектами. Дело в том, что в СССР Королёв попытался создать баллистическую ракету на баллиститном порохе (РТ-1) и на смесевом топливе советской рецептуры с худшими характеристиками (РТ-2). Сравнение характеристик очень наглядно:

Обратите внимание на то, что в ракете РТ-1 пришлось делать фактически сборку из четырех отдельных двигателей из-за ограничений на диаметр шашки баллиститного пороха. У РТ-2 и "Минитмена" шашка одна, большая, но на первой ступени 4 сопла.

Особенности твердотопливных двигателей

Возможность создать двигатель очень большой тяги

Самым мощным ракетным двигателем в истории был твердотопливный ускоритель "Спейс Шаттла". Его начальная тяга составляет 1250 тонн, а пиковое значение достигает 1400 тонн, что приблизительно в 1,8 раз больше тяги самых мощных ЖРД (F-1 и РД-170). Самый мощный из эксплуатируемых двигателей тоже твердотопливный - это боковые ускорители "Ариан-5", их тяга составляет 630 тонн.

Профиль тяги задается при конструировании

ЖРД можно дросселировать - менять величину тяги, иногда в весьма большом диапазоне. Твердотопливный двигатель горит неуправляемо, и величину тяги можно регулировать только с помощью внутреннего канала специального профиля. Разные профили канала позволяют иметь разные профили тяги во времени:

Невозможность аварийного выключения

После того, как РДТТ включился, выключить его нельзя. На боковые ускорители "Спейс Шаттла" ставили заряды взрывчатки, чтобы в случае катастрофического отказа они не летели в произвольном направлении. Все полёты шаттлов проходили с людьми, и знание того, что в бункере сидит специальный человек (RSO), который взорвёт ускорители в случае аварии, добавляло нервозности. Боковые ускорители "Челленджера" в катастрофе 1986 года не были повреждены взрывом центрального бака и были подорваны несколько секунд спустя.

Невозможность повторного запуска

Вытекает из предыдущего пункта. На каждое включение надо иметь отдельную ступень с двигателем. Это важно для разгонных блоков, которые должны включаться уже в космосе несколько раз.

Отсечка тяги

При необходимости выключить досрочно нормально работающий РДТТ (например, при разгоне до нужной скорости при стрельбе на неполную дальность), единственное, что можно сделать - это т.н. отсечка тяги. Специальные заряды вскрывают верхнюю часть камеры сгорания, обнуляя тягу. Двигатель ещё работает некоторое время, но пламя вырывается с обеих сторон, что, фактически, не добавляет скорости.

Меньший удельный импульс

Удельный импульс (мера эффективности топлива) РДТТ ниже, чем у ЖРД. Это приводит к тому, что в боевых МБР обычно на одну ступень больше. Жидкостные УР-100 и Р-36 имеют две ступени, что оптимально по баллистике, а на твердотопливные "Тополя" приходится ставить три ступени. Поэтому массовое совершенство РДТТ хуже.

Простота изготовления и эксплуатации

После заливки топлива в камеру сгорания оно становится похожим на резину по консистенции и не требует дополнительных операций. В отличие от разгонных блоков на ЖРД, которые надо заправлять и проверять на космодроме, разгонные блоки с РДТТ приходят готовые от производителя. Боевые ракеты с РДТТ также приходят от производителя готовыми и стоят на дежурстве десятилетиями, не требуя дополнительных операций с топливом со стороны персонала. Справедливости ради необходимо отметить, что боевые МБР с ЖРД также приходят от производителя "ампулизованные", не требуя заправки в шахте.

Сложность механизмов управления

В ЖРД можно отбирать компоненты после ТНА и использовать их в гидравлических рулевых машинах для отклонения сопла. В РДТТ такой возможности нет, поэтому приходится ставить мощные аккумуляторы или генераторы для рулевых машин. Например, на твердотопливном ускорителе "Спейс Шаттла" стояли специальные газогенераторы, сжигавшие гидразин из отдельных баков и питавшие гидравлические рулевые машины, которые отклоняли сопло для управления полётом. На ТТУ РН "Титан-4" стояли баки с тетраксидом азота, который несимметрично впрыскивался в сопло через управляемые форсунки, создавая асимметрию тяги.На разгонных блоках приходится ставить отдельные двигатели ориентации на жидком топливе, а на время работы двигателя обеспечивать стабилизацию раскруткой.

Невозможность регенеративного охлаждения

Стенки камеры сгорания изолированы ещё не сгоревшим топливом, это безусловный плюс РДТТ, но с соплом ситуация обратная. Дело осложняется тем, что температура горения твердого топлива выше, а продукты сгорания обладают гораздо большим, нежели в ЖРД, эрозионным эффектом. Сопло разъедается продуктами сгорания, что ещё ухудшает параметры двигателя из-за нарушения геометрических параметров сопла. Без потока компонентов, которыми можно охлаждать сопло, приходится придумывать другие методы. Их два - охлаждение излучением и испарением (абляцией). Критическое сечение (самая узкая часть сопла, там наибольшие нагрузки) выполняется из очень твердых и жаропрочных материалов (специально обработанный графит), менее нагруженные части - из теплостойких материалов. Более подробно можно почитать здесь.Но эти решения имеют свою цену - сопло РДТТ тяжелее, чем у ЖРД. Очень хорошо это видно на фотографиях из этого хабрапоста:

Слева ЖРД, справа РДТТ

Заключение

В современной ракетной технике РДТТ нашли четыре основные ниши:

Военные ракеты. РДТТ обеспечивают высокую боеготовность, простоту и надежность двигателей межконтинентальных и прочих ракет.
Стартовые ускорители. Возможность создать очень мощный и дешевый двигатель используется, когда необходимо оторвать от земли более эффективный, но менее мощный ЖРД.
Разгонные блоки. Распространенность, простота, надежность, освоенность промышленностью, легкость хранения привели к широкому использованию РДТТ в качестве разгонных блоков в США. Удельный импульс РДТТ всего на ~10% меньше, чем у пары гептил/амил (масса РБ IUS даже меньше "Бриза-М" из-за меньшей широты космодрома), а в полтора раза более эффективные водород/кислородные блоки не использовались в "Спейс Шаттлах", которые не так давно выводили большое количество спутников.
Фейерверки и ракетомоделизм. Простота изготовления маленького РДТТ привела к тому, что ракеты используются в фейерверках (там почти наверняка черный порох) и в ракетомоделизме. Простые составы домашнего производства или покупные (есть стандартные в магазинах) позволяют делать небольшие ракеты для развлечения и обучения.

P.S. Ещё будет третья часть. Про виды жидкого топлива, размеры ступеней, стартовые сооружения и деньги. Не очень скоро - через одну статью.

Для навигации: серия постов по тегу "незаметные сложности ракетной техники"

lozga.livejournal.com

Твердотопливный двигатель Википедия

История

Достоинства и недостатки

Применение

Космонавтика

Метеорологические ракеты

Боевые ракеты

В моделизме

Топливо

Гомогенные топлива. Представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетах.
Смесевые топлива. Это смесь твёрдых окислителя и горючего. Наиболее значимы:

См. также

Литература

wikiredia.ru

Твердотопливный двигатель Википедия

История[ | код]

Достоинства и недостатки[ | код]

Применение[ | код]

Космонавтика[ | код]

ru-wiki.ru

Твердотопливный ракетный двигатель

Двигатель предназначен для использования в конструкциях маршевых ступеней ракет. Он содержит корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал. Заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя. Площадь поперечного сечения перегородки убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплены с передним днищем. Предпочтительным является выполнение перегородки в виде усеченного конуса. Данное решение позволяет использовать твердотопливный ракетный двигатель с несквозным каналом в конструкциях со средним и высоким уровнем удлинений, повышающего эффективность использования ракетных комплексов за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда в зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом, и позволяющего одновременно приблизить коэффициент заполнения двигателя топливом к достигнутому уровню коэффициента высоких ступеней. 1 з. п.ф-лы, 1 табл., 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Конструктивное оформление современных маршевых РДТТ в большинстве случаев базируется на канальных конструкциях крупногабаритных зарядов цилиндрического типа с эллиптическими (заполняющими днища корпуса двигателя) торцами (Фиг. 1). Подобные конструкции зарядов позволяют обеспечить коэффициент заполнения двигателя топливом не более 0.90 - 0,95 (М.Баррер и др., Ракетные двигатели, М, Оборонгиз, 1962 г., с. 298). Дальнейшее усовершенствование весовых характеристик (увеличение коэффициента заполнения двигателя топливом) зарядов двигателей больших и средних удлинений (отношение длины L к радиусу корпуса b - 3...6) со сквозным каналом может реализоваться за счет дополнительного размещения топлива в канале заряда. Уменьшение диаметра канала неизбежно приводит к увеличению прочностной напряженности заряда и недопустимо высоким требованиям к прочностным и деформационным характеристикам используемого топлива. Наиболее рациональным в данном случае может оказаться использование цилиндрических конструкций с несквозным каналом. Известен (фиг. 2) твердотопливный ракетный двигатель малых удлинений, принятый за прототип, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал (Aerospace Daily, 1980, 5/11, vol. 101, N 25, p.188 A - русский перевод "Ракетная и космическая техника" N 35, 1980, с. 12). Анализ применимости такой моноблочной конструкции для зарядов больших и средних удлинений показал, что в этом случае появляются проблемы прочностного характера, обусловленные наличием концентрации деформаций в вершине глухого канала. Эта зона становится более опасной (в 1,3 - 1,6 раза) по сравнению с центральной областью канала, что связано с необходимостью скрепления переднего торца заряда с днищем высокодеформативного корпуса, которое существенно догружает зону законцовки канала при работе двигателя. Задачей предлагаемого технического решения является разработка твердотопливного ракетного двигателя имеющего заряд с несквозным каналом, который может применяться в конструкциях со средним и высоким уровнем удлинений L/b - 3...6 (первые и вторые ступени РДТТ), повышающего эффективность использования ракетных комплексов за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда в зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом, и позволяющего одновременно приблизить коэффициент заполнения двигателя топливом к достигнутому уровню коэффициента заполнения высоких ступеней 0,97 - 0,98. Поставленная задача решается заявляемой конструкцией твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал, причем заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя, площадь поперечного сечения которой убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплены с передним днищем, Предпочтительным является выполнение перегородки в виде усеченного конуса. Отличительными признаками предлагаемой конструкции от прототипа являются: разделение заряда на две части, не извлекаемой после формования, сгораемой при работе двигателя перегородкой, не скрепленной непосредственно с топливом и скрепленной с передним днищем, с которым также скреплена бесканальная часть заряда, площадь поперечного сечения этой части убывает в направлении заднего днища. Таким образом, заявляемый твердотопливный ракетный двигатель соответствует критерию "новизна". Сравнение предлагаемого твердотопливного ракетного двигателя с прототипом и другими конструкциями показало, что не известно техническое решение, в котором бы имело место предложенное сочетание конструктивных элементов. Но именно совокупность отличительных от прототипа признаков с остальными существенными признаками заявляемого изобретения позволяет для широкого класса зарядов (L/b>1) достичь не только повышение коэффициента заполнения топливом двигателя, как в прототипе, по сравнению со штатными конструкциями со сквозным каналом, но и одновременно снизить напряженно-деформированное состояние заряда в центральной зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом. Эффект снижения напряженно-деформированного состояния достигается за счет устранения нависающей торцевой поверхности и формирования вместо нее утопленной конфигурации переднего торца задней части заряда, реализации возможности взаимного перемещения частей заряда в зоне размещения перегородки. Предложенная совокупность признаков позволяет наилучшим образом использовать внутренний объем корпуса двигателя, применять заглушенный канал для размещения большего количества топлива в конструкциях первых и вторых ступеней двигателей средних и больших удлинений и повысить в конечном счете эффективность ракетных комплексов. Это дает основание считать заявляемое техническое решение обладающим изобретательским уровнем. Размещение дополнительной массы топлива в двигателе позволит увеличить полный импульс тяги при заданном пассивном весе корпуса либо снизить пассивный вес двигателя (за счет сокращения его длины) при заданной массе заряда. Следствием этого является увеличение эффективности РДТТ в виде увеличения дальности полета или веса полезной нагрузки. Снижение напряженно-деформированного состояния заряда позволит увеличить гарантийные сроки эксплуатации и надежность функционирования РДТТ. Заявляемое изобретение иллюстрируется чертежами, на которых изображены: на фиг. 3 - продольный разрез двигателя; на фиг. 4 - схема деформирования предлагаемой конструкции двигателя при нагружении внутренним давлением. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 и 3,с корпусом 1 скреплен заряд, перегородка 4 делит заряд на две части 5 и 6, задняя часть 6 заряда имеет центральный канал 7. Предлагаемая конструкция твердотопливного ракетного двигателя работает следующим образом. В процессе предстартовой эксплуатации перегородка 4,разделяя заряд на две укрепленные с корпусом 1 части 5 и 6, разгружает его от воздействия температурных нагрузок и массовых сил за счет образования свободной для формоизменения заряда зоны, прилегающей к перегородке 4. На пассивном участке полета двигателя части заряда 5 и 6 подкрепляют и капсулируют друг друга. При воздействии осевых перегрузок за счет деформирования частей 5 и 6 заряда в зоне перегородки 4 образуется зазор

. Формоизменение части 5 заряда при этом сдерживается скреплением ее с поверхностью переднего днища 2. При срабатывании воспламенителя (не показан) происходит загорание поверхности канала части 6 заряда и прилегающих к перегородке 4 поверхностей частей 5 и 6 заряда поступающими через сечение канала 7 и зазор

газами от воспламенителя. Возникающее внутри корпуса 1 двигателя давление от поступающих газов воздействует на поверхность канала 7 и прилегающие к перегородке 4 поверхности частей 5 и 6 заряда. Возможность свободного деформирования переднего торца части 6 заряда снижает уровень деформированного состояния в зоне канала 7. Реализация различных режимов работы становится возможной за счет организации горения по поверхностям канала и прилегающих к перегородке частей заряда, варьирования открытой (небронированной) поверхностью в зоне перегородки и заднего торца канальной части заряда. Основным инструментом оптимизации прочностных и внутрибаллистических параметров заявляемой конструкции является линейный размер (вдоль оси двигателя) передней части заряда, диаметр канала и угловой параметр перегородки, разделяющей в радиальном направлении заряд на две части. С целью иллюстрации эффективности предлагаемого технического решения результаты проведенного расчета кольцевых деформаций

на канале и сдвиговых напряжений

ns в краевой зоне скрепления заряда с корпусом для трех типов конструкций двигателя (геометрические, жесткостные параметры и нагрузки для всех конструкций идентичны) представлены в таблице. Расчет для заявляемой конструкции выполнен на примере использования перегородки в виде усеченного конуса, у которой образующая находится под углом 45o к продольной оси двигателя. Оценка влияния "поднутрения" торца задней части заряда в зоне перегородки на уровень контактных напряжений

ns показывает, что происходит снижение последних более чем в 2,5 раза (4,51/1,49) по сравнению с выпуклыми торцами, характерными для штатных конструкций. Из анализа таблицы следует, что в конструкции двигателя с зарядом, имеющим перегородку, разделяющую его на две части, в опасных зонах заряда реализуется более низкий уровень напряжений и деформаций при одновременном размещении дополнительного топлива в зоне канала (увеличение коэффициента заполнения двигателя топливом на 0,03) в сравнении со штатными конструкциями и приближения его к достигнутому уровню коэффициента высоких ступеней. Скрепленная с передним днищем передняя бесканальная часть заряда в прочностном отношении является слабо напряженной зоной, не регламентирующей условия эксплуатации твердотопливного ракетного двигателя и требования к характеристикам топлива. Таким образом, предлагаемое техническое решение практически реализуемо, создание таких конструкций является задачей актуальной и перспективной, поскольку в этом случае повышается эффективность использования ракетных комплексов и, следовательно, заявляемое изобретение обладает промышленной применимостью.

Формула изобретения

1. Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал, отличающийся тем, что заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя, площадь поперечного сечения которой убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплена с передним днищем. 2. Твердотопливный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перегородка выполнена в виде усеченного конуса.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

www.findpatent.ru