Твердотопливный ракетный двигатель: История создания боевых ракет КБ «Южное»

Твердотопливный ракетный двигатель — Википедия

(перенаправлено с «РДТТ»)

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 31 мая 2021 года; проверки требуют 10 правок.

Твёрдото́пливный раке́тный дви́гатель (или ракетный двигатель на твёрдом топливе, РДТТ) — ракетный двигатель, который использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.

Как правило такой двигатель применяется в ракетах (твёрдотопливных ракетах).

Содержание

Show / Hide

История

Самые ранние сведения об использовании твёрдотопливных 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 лёгких твердотопливных ракет на основе различного нитроцеллюлозного топлива. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.

Достоинства и недостатки

Достоинствами твёрдотопливных 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

Космонавтика

Многокамерный ракетный двигатель твёрдого топлива для катапультирования кресла с «Бурана» (слева)

Редко используются в советской и российской космонавтике (например, Старт (ракета-носитель)), однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран, например в США. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):

• Боковой ускоритель МТКК Спейс шаттл и Space Launch System.
• Вторая ступень Наро-1 (Республика Корея), Антарес (США).
• Семейство твердотопливных ступеней Castor  (англ.) (рус..
• Японская ракета SS-520.

Метеорологические ракеты

• М-100
• ММР-06

Боевые ракеты

Баллистические ракеты подводных лодок

• UGM-27 «Поларис» (1960)
• UGM-73 «Посейдон» (1970)
• UGM-96 «Трайдент» (1979)
• M1 (1972)
• M20 (1976)
• M45 (1996)
• M51
• Р-39 (1983)
• Р-30 «Булава»

Межконтинентальные баллистические ракеты

• LGM-30 «Минитмен» (1962)
• MX «Пискипер» (1986)
• РТ-23 УТТХ «Молодец»(1987)
• РТ-2ПМ «Тополь» (1982)
• РТ-2ПМ2 «Тополь-М» (1998)
• РС-24 «Ярс» (2009)
• РС-26 «Рубеж» (2017)

Противоракеты системы ПВО

• LIM-49A «Спартен»

ПЗРК

• Игла

Реактивные снаряды

В моделизме

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

Основная статья: Твёрдое ракетное 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:
  • Дымный порох. Исторически первое ракетное топливо. Состав: селитра, древесный уголь и сера.
  • Смесевые топлива на основе перхлората аммония (окислитель) и полимерного горючего. Наиболее широко применяемое топливо для тяжёлых ракет военного и космического назначения.
  • В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и тому подобных).
• Известны ракетные двигатели, где горючее является твёрдым топливом, а окислитель жидким веществом и подаётся в камеру сгорания насосами по трубопроводам. Достоинствами такого топлива являются возможность управления тягой двигателя, достижение более высоких температур сгорания за счёт охлаждения камеры жидким окислителем. Такие ракетные двигатели являются промежуточными между ЖРД и РДТТ^[1].

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

• Ускоритель (ракетостроение)

Примечания

1. ↑ Гильберг Л. А. От самолета к орбитальному комплексу. — М., Просвещение, 1992. — с. 103

Литература

• SOKOLSKII, V. N, RUSSIAN SOLID-FUEL ROCKETS, January 1, 1967
• Дисперсность частиц конденсированной фазы в продуктах сгорания РДТТ

Если не указано иное, содержание доступно по лицензии CC BY-SA 3.0. Images, videos and audio are available under their respective licenses.
This article uses material from the Wikipedia article РДТТ, which is released under the Creative Commons Attribution-ShareAlike 3.0 license («CC BY-SA 3.0»); additional terms may apply. (view authors).

Related topics

Гарантированная надежность

: 7 Май 2020 , Гвардейцы Золотой Долины , том 86,
№1

Во второй половине XX в. стратегическое ракетное вооружение становится стабильным гарантом безопасности страны и основой ее обороноспособности. Современные ракетные двигатели на твердом топливе — это уникальные устройства, позволяющие ракете быстро разгоняться до огромной скорости и совершать маневры в полете, обеспечивающие безотказную работу различных функциональных модулей для выполнения общей боевой задачи.

В 1958 г. вышло постановление советского правительства о создании НИИ-9, известного сегодня как Федеральный научно-производственный центр «Алтай», задачей которого была разработка и промышленное получение энергоемких твердых топлив и взрывчатых веществ самого широкого назначения. Основные усилия ученых и специалистов центра были сосредоточены на создании высокоэффективных твердотопливных зарядов для межконтинентальных баллистических ракет (МБР). И уже в 1967 г. на параде военной техники по Красной площади проехала первая твердотопливная МБР с двигателями, снаряженными на «Алтае».

За прошедшие полвека в центре разработаны методологии проектирования твердотопливных зарядов для ракет наземного и морского базирования, а также оценки и контроля их пригодности и надежности; получены перспективные высокоэнергетические материалы, созданы новые промышленные технологии и производства, успешно работающие на предприятиях страны

К началу Великой Отечественной войны в СССР были разработаны ракетные пороха, в результате чего арсенал Красной Армии пополнился реактивными минометами – легендарными «Катюшами». Реактивные снаряды содержали пороховую шашку, способную гореть определенное время, создавая в полете тягу. Это было ракетное оружие тактического назначения. Однако ядерная угроза, возникшая на исходе войны, поставила перед советскими учеными новые задачи исключительной сложности. За несколько лет им удалось преодолеть значительное отставание нашей страны в области ядерных вооружений, создать ракетное оружие стратегического назначения. Космический запуск спутника в 1957 году продемонстрировал уровень развития ракетных технологий в СССР, а наши военные тогда же получили межконтинентальное оружие, которого еще не было у США, – стратегические ракеты на жидком топливе Р-7.

Тяжелая ракетная техника активно использует двигатели, работающие как на твердом, так и на жидком топливе. Оба вида имеют свои достоинства и недостатки, поэтому проблема выбора решается, как правило, в зависимости от назначения ракет.


Ракеты на твердом топливе характеризуются почти стопроцентной надежностью и безопасностью в эксплуатации, значительной тягой и постоянной готовностью к боевому запуску на протяжении десятков лет. С другой стороны, ракеты на жидком топливе имеют существенные преимущества в регулировании величины и направления реактивной тяги. Например, первая советская ракета стратегического назначения Р-7, принятая на вооружение, работала на жидком топливе. Однако горючее закачивалось в баки в течение примерно 12 часов, а готовность ракеты к выполнению боевой задачи ограничивалась всего сутками, поскольку топливо начинало испаряться. При наступлении критического срока приходилось либо запускать ракету, либо сливать токсичное топливо, что в армейских условиях сделать непросто.


К сожалению, до сих пор многие отечественные подводные лодки вооружены ракетами на жидком топливе. Невозможность полного исключения их течи в автономном плавании создает серьезные риски, служащие мощным аргументом в пользу оснащения подводного флота исключительно твердотопливными ракетами.


Однако для огромных космических ракет при хорошо отлаженной инфраструктуре их обслуживания, запуска и эксплуатации проще и дешевле использовать жидкое топливо. Весь процесс подготовки к старту, связанный с заправкой, занимает 2—3 дня. Для космической отрасли такие сроки вполне приемлемы

Ракетная техника на жидком топливе была малонадежной и сложной в эксплуатации, имела ограниченный срок боевой готовности. Постепенно наметилось серьезное отставание в развитии отечественного ракетного вооружения, поскольку американцы ускоренными темпами развернули производство крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) для комплектации баллистических ракет как подводного базирования, так и шахтного размещения. Единственный выход из этой ситуации заключался в скорейшей разработке тяжелой ракетной техники на основе отечественных высокоэнергетических твердых топлив, которые еще предстояло создать.

Испытания ракетных двигателей проводились не только на полигоне НИИ-9 (ФНПЦ «Алтай»), но и при запуске ракет наземного и морского базирования с северных полигонов страны в Плисецке и Северодвинске. Головные части ракет принимались на Камчатке.


Траектория полета ракеты должна быть рассчитана очень точно, чтобы потом можно было легко найти место попадания. Однако не обходилось без ошибок, и тогда для обнаружения фрагментов ракеты на вертолете отправлялась группа аналитиков, следовавшая за ней в соответствии с расчетной траекторией полета и показаниями специально разработанного поискового комплекса.


Для полномасштабных проверок производились запуски ракет в Тихий океан. Цель находилась в нейтральных водах недалеко от Гавайских островов. В этом случае обязательно ставились в известность все заинтересованные стороны, в частности, рассылались сообщения судам с предупреждением о готовящемся запуске и рекомендацией не заходить в опасный район

В 1958 году вышло постановление советского правительства о создании НИИ-9, известного сегодня как Федеральный научно-производственный центр «Алтай», задачей которого была разработка и промышленное получение энергоемких твердых топлив и взрывчатых веществ самого широкого назначения. Основные усилия ученых и специалистов центра были сосредоточены на создании высокоэффективных твердотопливных зарядов для межконтинентальных баллистических ракет (МБР). Уже в 1967 году на параде военной техники по Красной площади проехала первая твердотопливная МБР с двигателями, снаряженными на «Алтае».

Благодаря возможностям новых химических технологий, в 1950-е годы начал развиваться способ получения разнообразных смесевых твердых топлив на основе замешивания горючего полимерного материала с кри­сталлами окислителя. Напоминавшая вязкое тесто смесь потом затвердевала. Появилась возможность отливать таким способом твердые топливные элементы очень больших размеров (сегодня вес подобной отливки может достигать 100 т).

Владимир Карпович Жулдыбин (р. 07.11.1924). Осенью 1941 г. поступил в военное училище. Воевал под Сталинградом с зимы 1942 г. до весны 1943 г. Дважды ранен в боях за освобождение Украины. Воевал в Польше, участвовал в наступлении на Берлин, освобождал Прагу. День Победы встретил в Бресте.


В войну дослужился до звания старшего лейтенанта, а в год 50-летия Победы стал майором.


После демобилизации в 1947 г. отправился домой, в Алтайский край. Поступил в филиал Алтайского политехнического института при Рубцовском тракторном заводе, где работал техником-конструктором


В январе 1961 г. пришел в НПО «Алтай», начав работать в должности начальника конструкторского отдела. Занимался разработкой нестандартного оборудования, курировал его работу как на опытном заводе НПО «Алтай», так и после внедрения на серийных заводах. В 1985 г. вышел на пенсию.


За боевые заслуги Владимир Карпович награжден орденами Отечественной Войны I и II степени, орденом Красной Звезды и медалями, получал благодарности от Верховного Главнокомандующего.


За активное участие в создании новой спецтехники в НПО «Алтай» награжден орденом Октябрьской Революции, получил почетное звание «Заслуженный изобретатель РСФСР».

Василий Митрофанович Аксененко (р. 20.05.1921). Призван в армию в октябре 1942 г. Сержант, наводчик САУ-100. Освобождал Украину, Молдавию, Румынию, Западную Украину, Западную Белоруссию, Польшу и Германию. 29 апреля 1945 г. ранен в Берлине, после выздоровления в феврале 1946 г. демобилизован.


Окончил химический факультет Томского государственного университета в 1951 г. и аспирантуру при Томском политехническом институте. Доктор химических наук.


С ноября 1960 г. работал в НПО «Алтай». Сначала был начальником лаборатории, затем возглавил ведущий контрольно-аналитический отдел.


Подготовил около 10 кандидатов наук. Активно участвовал в общественной жизни предприятия, в работе его научно-технического совета.


В ноябре 1998 г. ушел на пенсию, оставаясь членом докторского диссертационного совета.


За боевые заслуги Василий Митрофанович награжден орденом Красной Звезды, орденом Отечественной войны I степени, медалями «За победу над Германией», «За взятие Берлина», «За освобождение Варшавы».


Во время работы в НПО «Алтай» награжден орденом Трудового Красного Знамени и орденом «Знак Почета», получил почетное звание «Заслуженный химик РСФСР»

При создании высокоэффективной межконтинентальной ракеты к смесевому топливу предъявляются исключительно жесткие требования. Основным критерием эффективности топлива является его энергоемкость, способность при малом количестве выделять большую энергию. Для снижения общего веса ракетные конструктивы делают уже не из металла, а из высоко прочного и сравнительно легкого органопластика. Некоторые виды топлива выгорают с огромной скоростью (скажем, тонна в секунду), но при этом ракета должна быть надежно защищена от воздействия экстремальных температур внутри работающего двигателя.

Смесевое топливо помещается и формуется непосредственно в корпусе двигателя, полностью занимая рассчитанный для него объем. Прилегающий к стенкам топливный слой защищает их от пагубного воздействия высоких температур фактически в течение всего времени работы двигателя. Этот слой должен быть накрепко приклеен к внутренним стенкам корпуса, иначе, в случае его отклеивания, внутри двигателя образуется дополнительная поверхность, искажающая расчетную работу двигателя.

Поскольку топливо и корпус имеют различающиеся на порядок коэффициенты расширения, необходимо учитывать влияние суточных и сезонных перепадов внешних температур на возможность разрыва топлива или его отклеивания от стенок двигателя. Нельзя допускать и разокисления находящегося в топливе кристаллического окислителя. Все перечисленные требования должны выполняться в течение двадцати лет – гарантированного срока несения ракетой боевого дежурства.

Современные ракетные двигатели на твердом топливе – это уникальные устройства, позволяющие ракете быстро разгоняться до огромной скорости и совершать маневры в полете, обеспечивающие безотказную работу различных функциональных модулей для выполнения общей боевой задачи. Хотя люди, создающие это сложнейшее вооружение, основную свою задачу всегда формулировали просто – главное, чтобы не было войны. Слишком высока была цена Великой Победы!

Литература

Федеральный научно-производственный центр «Алтай» / Под ред. А. В. Литвинова // Приобские ведомости. 2008.

Соломонов Ю. С. Ядерная вертикаль. События и мысли. М.: Издательский дом «Интервестник», 2009.

Алинкин В. Н., Милехин Ю. М., Пак З. П. Пороха, топлива, заряды. Т. I. Методы математического моделирования для исследования зарядов твердого топлива. М.: Химия, 2003. 216 с.

Структурные механизмы формирования механических свойств зернистых полимерных композитов / Под ред. В. В. Мошева. Екатеринбург, 1997.

: 7 Май 2020 , Гвардейцы Золотой Долины , том 86,
№1

твердотопливный ракетный двигатель — патент РФ 2139438

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.

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

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.

Описание изобретения к патенту

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 45^o 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.

Твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облака

Полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента. Двигатель состоит из камеры, в которой последовательно размещены вкладные пороховые канальные шашки с равными сводами горения, разделенными диафрагмой, при этом отношения площадей проходных сечений между корпусом и шашкой, прилегающей к сопловому блоку, корпусом и следующей шашкой составляют соответственно 1,5…1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5…0,8. Предложенный твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облако позволяет увеличить скорость схода ракеты с направляющей, снизить чувствительность ракеты к приземному ветру, повысить надежность работы двигателя, улучшить технологичность и снизить себестоимость изготовления двигателя.

Настоящая полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента.

Известен твердотопливный ракетный двигатель ракеты, предназначенный для активного воздействия на облака, содержащий корпус с сопловым блоком, разделенный на две последовательно расположенные и сообщающиеся между собой маршевую и стартовую камеры, в каждой из которых размещен пороховой заряд.

Из известных устройств твердотопливных ракетных двигателей наиболее близким по технической сущности является противоградовая ракета «Алазань-2М» с твердотопливным ракетным двигателем содержащим камеры, в каждой из которых размещены пороховые шашки с равными сводами горения, и сопловой блок. (Противоградовая ракета «Алазань-2М», журнал «Наука и жизнь» — 1984 г., №10, стр.95-96).

Недостатком твердотопливного ракетного двигателя ракеты, предназначенной для воздействия на облака, снабженного стартовой и маршевой камерами является то, что при перепаде давлений в момент

перехода от стартового к маршевому режиму, возникают значительные трудности в обеспечении стабильной работы заряда маршевой ступени.

При эксплуатации известных двигателей наблюдались случаи невоспламенения зарядов маршевой ступени, что приводит к потере дальности и недолету ракеты до цели.

К числу недостатков таких двигателей еще следует отнести то, что у стартовой ступени недостаточный полный импульс для обеспечения необходимой скорости схода с пусковой установки, что, в свою очередь, приводит к большому отклонению ракеты от направления запуска под действием приземного ветра.

Задачей настоящей полезной модели является повышение скорости схода ракеты с пусковой установки, снижение чувствительности ракеты к приземному ветру, повышение надежности двигателя в работе, сокращение количества деталей и сборочных единиц, упрощение сборки, улучшение технологичности изготовления.

Указанная задача решается за счет того, что в твердотопливном двигателе, содержащем камеры с размещенными внутри пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношение площадей проходных сечений между корпусом двигателя и пороховой шашкой, примыкающей к сопловому блоку к проходному сечению другой шашки составляет 1,5. ..1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5…0,8 соответственно.

Введение совокупности указанных элементов позволяет повысить полный импульс тяги двигателя за счет увеличения массы топлива, увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки, улучшить надежность двигателя в работе путем введения более простого

однокамерного двигателя, сократить количество деталей и сборочных единиц, повысить технологичность изготовления устройства.

Сущность полезной модели поясняется чертежом.

На фиг. представлен общий вид предлагаемого устройства.

Предлагаемый твердотопливный ракетный двигатель, предназначенный для активного воздействия на облака, содержит камеру 1, в которой последовательно размещены две пороховые канальные шашки 2 и 3 с равными сводами горения.

На камеру 1 со стороны хвостовой части навинчен сопловой блок 4. Между пороховыми шашками 2 и 3 расположена центрирующая втулка 5, в которой размещен воспламенитель 6.

Пороховые шашки 2 и 3 выполнены с одинаковой толщиной свода «а», но с разными наружными диаметрами «d₁» и «d ₂», причем «d₁» меньше «d ₂», исходя из этого проходное сечение «S ₁» между камерой 1 и пороховой шашкой 3, примыкающей к сопловому блоку, больше проходного сечения «S ₂» между камерой 1 и пороховой шашкой 2 и находится в соотношении 1,5. ..1,8, причем отношение поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 составляет 0,5…0,8 соответственно. При уменьшении отношения поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 меньше 0,5, уменьшается масса топлива, уменьшается коэффициент массового совершенства двигателя, а следовательно и полный импульс тяги, при увеличении этого отношения больше 0,8 увеличивается критерий Победоносцева, равный отношению поверхности горения пороховых шашек 3 и 2 к площади свободного прохода газов, что приводит к появлению пика давления и разрушению корпуса, а также к эрозионному горению пороховых шашек 3 и 2.

Устройство работает следующим образом. При запуске ракеты с пусковой установки на электрокапсюльную втулку 7 подается

напряжение. Луч огня от электрокапсюльной втулки зажигает воспламенитель 6, который в свою очередь воспламеняет одновременно обе пороховые шашки 2 и 3. Образующиеся продукты горения через каналы пороховых шашек 2 и 3 и проходные сечения «S₁» и «S₂» и сопловые отверстия соплового блока выходят наружу, создают реактивную тягу, начинает работать двигатель.

Предложенное техническое решение позволяет повысить полный импульс тяги двигателя, тем самым, позволяет увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки. И кроме того, данное техническое решение позволяет сократить количество деталей и сборочных единиц, повышает технологичность изготовления устройства и снижает себестоимость изделия..

Твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облака, содержащий камеры с размещенными внутри их пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, отличающийся тем, что в нем пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношения площадей проходных сечений между корпусом и пороховой шашкой, прилегающей к сопловому блоку, корпусом и следующей шашкой составляет 1,5…1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5…0,8.

Значение, Определение, Предложения . Что такое твердотопливный двигатель

• Онлайн-переводчик
• Грамматика
• Видео уроки
• Учебники
• Лексика
• Специалистам
• Английский для туристов
• Рефераты
• Тесты
• Диалоги
• Английские словари
• Статьи
• Биографии
• Обратная связь
• О проекте

Примеры

Значение слова «ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ»

Смотреть все значения слова ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ

Значение слова «ДВИГАТЕЛЬ»

Машина, превращающая какой-н. вид энергии в механическую работу, приводящая в движение что-н..

Смотреть все значения слова ДВИГАТЕЛЬ

Предложения с «твердотопливный двигатель»

На данной странице приводится толкование (значение) фразы / выражения «твердотопливный двигатель», а также синонимы, антонимы и предложения, при наличии их в нашей базе данных.
Мы стремимся сделать толковый словарь English-Grammar.Biz, в том числе и толкование фразы / выражения «твердотопливный двигатель», максимально корректным и информативным. Если у вас есть предложения или замечания по поводу корректности определения «твердотопливный двигатель», просим написать нам в разделе «Обратная связь».

Ракетный двигатель твердого топлива

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с размещенным в нем канальным зарядом, утопленный в канал заряда, и воспламенитель, включающий корпус с одним или несколькими соплами-отверстиями. Срез сопла-отверстия воспламенителя отстоит от воспламеняемой поверхности заряда на величину 2…8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия. Угол наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности равен не менее 45°. Изобретение позволить снизить массу воспламенительного состава, необходимую для работы двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетным системам различного назначения и может найти применение при проектировании и отработке ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Одной из основных задач, решаемых при создании РДТТ, является обеспечение заданного уровня вероятности безотказной работы каждой составной части. Важная роль здесь принадлежит системе воспламенения заряда, недостаточная эффективность которой снижает не только параметрическую надежность ракетного двигателя, но может привести к отказу из-за незагорания заряда.

Известна конструкция воспламенителя с регулируемым кольцевым соплом (см. патент США №4378674). Задачей данного технического решения является обеспечение надежности воспламенения заряда.

Недостатком конструкции является то, что перед воспламенением необходимо нагреть значительную часть поверхности заряда, поэтому для надежного зажжения заряда требуется большая масса воспламенительного состава.

Известна конструкция воспламенительного устройства, выполненного в виде микродвигателя с перфорированным корпусом, закрепленного на переднем дне РДТТ и расположенного в звездообразном канале с зазором, имеющим площадь проходного сечения (0,3. ..0,35)D², где D — диаметр корпуса воспламенительного устройства (см. патент РФ №2135806). Эта конструкция принята авторами за прототип.

Задачей данного технического решения является обеспечение работы РДТТ с требуемым уровнем надежности за счет обеспечения свободного прохода продуктов сгорания между корпусом воспламенительного устройства и горящей поверхностью заряда.

Общими признаками с предлагаемой конструкцией является наличие у воспламенителя перфорированного корпуса и размещение воспламенителя в канале заряда.

Данное конструктивное решение основано на принципе воспламенения поверхности заряда за счет движения продуктов сгорания воспламенительного состава по тракту двигателя.

Известная конструкция работает следующим образом. Основная часть продуктов сгорания воспламенительного состава распространяется по каналу заряда в осевом направлении, заполняет свободный объем двигателя, прогревает и воспламеняет поверхность заряда РДТТ. В результате нагреву подвергается практически вся воспламеняемая поверхность заряда и для надежного воспламенения требуется значительная масса воспламенительного состава, что ухудшает массово-энергетические показатели РДТТ.

В отличие от прототипа в предлагаемой конструкции воспламенитель расположен в камере РДТТ таким образом, что ось сопла-отверстия составляет с воспламеняемой поверхностью угол не менее 45°, срез сопла-отверстия расположен на расстоянии 2-8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия от воспламеняемой поверхности.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, достаточны.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение воспламенения заряда и характеристик начального участка работы РДТТ с заданным уровнем надежности при массе воспламенительного состава в 3…4 раза меньшей, чем это требуется по известным методам расчета и из опыта отработки РДТТ.

Технический результат при осуществлении изобретения достигается за счет того, что в РДТТ, содержащем корпус с размещенным в нем канальным зарядом, воспламенитель, утопленный в канал заряда, содержащий корпус с одним или несколькими соплами-отверстиями, в нем срез сопла-отверстия отстоит от воспламеняемой поверхности на величину 2. ..8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия, а угол наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности равен не менее 45°.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет за счет выбора оптимальных углов наклона оси сопла отверстия к воспламеняемой поверхности не менее 45^° и расстояний от среза сопла-отверстия до воспламеняемой поверхности в пределах 2…8 диаметра сопла-отверстия обеспечить надежное функционирование РДТТ при минимальной массе воспламенительного устройства, что обеспечивает повышение весового совершенства РДТТ и позволяет размещать воспламенительное устройство в любом удобном месте камеры РДТТ, в том числе и в полости щели заряда.

При необходимости для уменьшения давления в корпусе воспламенителя с целью предотвращения его разрушения в корпусе могут быть выполнены дополнительные отверстия.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в РФ и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в создании условий для воспламенения топлива в начальный момент на локальном участке поверхности заряда РДТТ с последующим распространением зоны горения на остальную поверхность. Таким локальным участком является область поверхности заряда, в которую направлена струя продуктов сгорания воспламенительного состава. В момент срабатывания воспламенителя форс пламени, истекая из сопла-отверстия на ограниченный участок поверхности заряда, создает на нем местный очаг горения. Продукты сгорания топлива распространяются отсюда на всю поверхность заряда РДТТ, обеспечивая ее быстрое и надежное воспламенение за счет значительно более высоких температуры (до 3500 К) и газоприхода.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, на котором изображен продольный разрез РДТТ, где 1 — заряд РДТТ 2 — воспламенитель 3 — сопло-отверстие воспламенителя.

Указанные выше интервалы расстояний от среза сопла-отверстия воспламенителя до поверхности заряда и углов наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности определены экспериментально.

На фиг.2 иллюстрируется зависимость вероятности безотказной работы РДТТ (Р) от расстояния между срезом сопла-отверстия и поверхностью заряда (h).

Изменение угла α в пределах указанного интервала практически не влияет на надежность воспламенения заряда.

Выход за пределы указанных интервалов приводит:

— при h<2d наблюдается высокая интенсивность эрозионного вымывания поверхности заряда, что приводит к искажению фронта поверхности горения заряда и возникновению нерасчетного режима работы РДТТ;

— при h>8d, α<45° снижается надежность воспламенения заряда за счет рассеяния потока продуктов сгорания от воспламенителя. Это приводит к увеличению площади локального участка на поверхности заряда, на котором необходимо создать условия для воспламенения топлива. Кроме того, при α<45° возрастает касательная составляющая скорости потока продуктов сгорания от воспламенителя, что в свою очередь увеличивает площадь локального участка. Поэтому для обеспечения надежности воспламенения в этом случае требуется увеличивать массу воспламенительного состава и воспламенителя в целом.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем канальным зарядом, воспламенитель, утопленный в канал заряда, содержащий корпус с одним или несколькими соплами-отверстиями, отличающийся тем, что в нем срез сопла-отверстия воспламенителя отстоит от воспламеняемой поверхности заряда на величину 2…8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия, а угол наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности равен не менее 45°.

Propulsion Systems — Northrop Grumman

Этот веб-сайт лучше всего просматривать в таких браузерах, как: Edge, Firefox, Chrome или Safari. Мы рекомендуем вам использовать один из этих браузеров для получения наилучших результатов.

Перейти к содержимому

Силовые установки

Создание самого большого в мире твердотопливного двигателя. Это определение возможного.

Твердотопливные двигательные установки и продукция s

Northrop Grumman поставляет надежные и проверенные в полете твердотопливные двигатели как для транспортных средств Northrop Grumman, так и для других поставщиков оборонного и коммерческого секторов. Для оборонных программ компания производит силовые установки для построенного компанией перехватчика наземного базирования Midcourse Defense, а также для стратегических ракет Trident II D-5 и Minuteman III.

Компания Northrop Grumman поставляет пять сегментных ускорителей для системы космического запуска НАСА (SLS), а также главный двигатель прерывания запуска и двигатель управления ориентацией для системы прерывания запуска корабля Orion Crew Vehicle (LAS). Кроме того, силовые установки Northrop Grumman используются в ракетах компании Pegasus®, Minotaur и Antares™, а также в ракетах-носителях Delta IV и коммерческих ракетах-носителях.

Двигательные установки Каталог продукции Космические и оборонные миссии

Твердотопливные ракетные двигатели Определяет возможность

Northrop Grumman является лидером в производстве твердотопливных двигателей для гражданских ракет, ракет национальной безопасности и коммерческих ракет. От ракет, запускаемых со дна моря, до ракет, запускаемых с земли и с воздуха, наши клиенты полагаются на наши твердотопливные двигатели для выполнения своих самых важных задач.

Стратегические силовые установки

Компания Northrop Grumman уже шесть десятилетий поставляет двигатели стратегического назначения для вооруженных сил США и имеет успешную историю. Компания произвела твердотопливные двигательные установки для перехватчика Midcourse Defense наземного базирования, а также для стратегических ракет Trident II D-5 и Minuteman III. Northrop Grumman имеет 100-процентный успех в производстве стратегических двигателей.

Minuteman III

Minuteman III — межконтинентальная баллистическая ракета шахтного базирования с тремя твердотопливными ступенями и жидкостным ракетным двигателем четвертой ступени. Он был основным наземным средством ядерного сдерживания Соединенных Штатов на протяжении более 40 лет, и существуют планы по обеспечению того, чтобы Minuteman III продолжал выполнять эту роль после 2030 года. отраслевой партнер ВВС США с самого начала производства межконтинентальных баллистических ракет. Northrop Grumman производила ступени твердотопливных двигателей для Minuteman I, Minuteman II, Minuteman III и Peacekeeper. Компания Northrop Grumman отвечала за ремонт всех трех твердотопливных ступеней Minuteman III в рамках программы замены силовой установки.

Компания Northrop Grumman является генеральным подрядчиком по поддержке двигателя Minuteman III в рамках контракта на поддержку двигательной подсистемы. Northrop Grumman возглавляет группу производителей оригинального оборудования и отвечает за все твердые и жидкостные двигатели, боеприпасы, органы управления полетом и аккумуляторы.

Испытательный пуск Minuteman III демонстрирует безопасность и надежность сдерживания

Trident II

Northrop Grumman производит твердотопливные ускорительные двигатели для всех трех ступеней ракеты Trident II, также известной как Trident D5, по контракту с генеральным подрядчиком Lockheed Martin Space Systems Co. Northrop Grumman имеет долгую историю производства твердотопливных систем для ракет подводных лодок, начиная с ракеты Polaris в 1950-е годы.

Trident II — трехступенчатая твердотопливная ракетная система с инерционным наведением, которая является основной программой стратегического вооружения в системе баллистических ракет ВМС США.

Ракета D5 с номинальной дальностью 4000 морских миль запускается под водой с атомных подводных лодок класса «Огайо» «Трайдент», каждая из которых имеет 24 пусковые установки. Trident II был развернут в 1990 году и призван стать основным стратегическим средством сдерживания США в 21 веке.

Специализированные продукты для двигателей

Специализированные продукты Northrop Grumman используют ракетные технологии для обеспечения Министерства обороны жизненно важными инструментами, в которых нуждаются наши бойцы. Эти продукты включают осветительные ракеты, средства противодействия самолетам и небольшие боеголовки. Эти инструменты помогают нашим войскам видеть ночью, избегать угроз и уменьшать побочный ущерб.

Осветительные ракеты и средства противодействия самолетам

Осветительные ракеты, производимые Northrop Grumman, пользуются доверием во всем мире благодаря их отличным характеристикам и надежности. Их усовершенствованная конструкция делает их предпочтительным продуктом для гражданских и военных применений.

Передовые технологии инфракрасного противодействия Northrop Grumman обеспечивают непревзойденную защиту самолетов. Их можно легко адаптировать к любому форм-фактору или другим требованиям заказчика.

Switchblade

Switchblade от AeroVironment обеспечивает бойца легким, переносным, быстро развертываемым, барражирующим боеприпасом для использования против целей за пределами прямой видимости (BLOS).

Эта миниатюрная тактическая ракета с оптическим наведением представляет собой дистанционно управляемую смертоносную платформу, которая предоставляет пользователю информацию о наведении в режиме реального времени, включая видео- и GPS-координаты для сбора информации и распознавания особенностей/объектов. Кроме того, эти выходы позволяют оператору использовать функцию отключения волны системы в зависимости от ситуации.

Небольшой размер, скорость и тихий двигатель летательного аппарата затрудняют его обнаружение, распознавание и отслеживание даже на очень близком расстоянии. Switchblade полностью масштабируется и может запускаться с различных воздушных и наземных платформ.

Исследования в области энергетики и испытаний

Служба испытаний и исследований Northrop Grumman специализируется на индивидуальных испытаниях инертных и энергетических материалов и компонентов, начиная от боеприпасов и ручных гранат и заканчивая самыми большими твердотопливными ракетными двигателями в мире. Структура затрат компании может поддерживать небольшие коммерческие испытания, крупные сложные государственные контракты и все, что между ними.

Управление производством и эксплуатация

Northrop Grumman управляет предприятиями по производству взрывчатых веществ с химическими процессами и промышленными установками, тесно связанными с предприятиями Министерства энергетики (DOE). Они продемонстрировали культуру безопасности и качества работы мирового класса в условиях чрезвычайно высокой опасности благодаря эффективному применению проверенных процессов управления и вовлеченной рабочей силы. Они играют ключевую роль в операциях Министерства энергетики как неотъемлемая часть организации Consolidated Nuclear Security (CNS), которая в настоящее время управляет объектами Y-12 и Pantex. У них есть продемонстрированный послужной список в операционных изменениях, которые произошли в рамках корпоративных слияний и поглощений, а также в ключевых государственных проектах, таких как контракт Y-12/Pantex; эксплуатация основных объектов Министерства обороны (DoD) в Рэдфорде, штат Вирджиния; и модернизация австралийского склада боеприпасов Мулвала.

Пастообразный ракетный двигатель

Пастообразный ракетный двигатель

Описание

Работы по ракетному ракетному движению шламового типа (или СРД) ведутся по новому направлению развития ракетного двигателестроения использование унитарного (топливо+окислитель в одном баке) суспензионного топлива (неотвержденного твердого топлива) с подачей его под давлением в камеру сгорания. Ракетный двигатель на жидком топливе находится в стадии огневых испытаний (для космических аппаратов) и опытной отработки (для маршевых двигателей РН). Двигатель на жидком топливе концептуально представляет собой обновленный твердотопливный двигатель (ТРД) с новыми возможностями глубокого регулирования и многократного перезапуска при сохранении основных преимуществ ТРД и заимствовании у ТРД некоторых элементов конструкции, материалов, компонентов РДТ и технологий.

Предложена передовая технологическая концепция, позволяющая коммерциализировать возможности нового типа ракетных двигателей для решения широкого спектра задач: от коррекции ориентации малых космических аппаратов до крупномаршевых ракет-носителей и космических аппаратов. SluRM позволит уменьшить объем двигательной установки в РН и вывести на высокие и стационарные орбиты больше бортовой полезной нагрузки.

Инновационность и основные преимущества

Двигатели обладают уникальными возможностями глубокого регулирования тяги (в эксперименте реализовано 80-кратное дросселирование) и многократным перезапуском. Двигатели на пастообразном топливе при решении ряда задач имеют массогабаритные преимущества при его использовании в системах управления реакцией и разгонных блоках РН. Использование двигателей на пастообразном топливе в качестве маршевых двигателей ракет-носителей (2-й, 3-й и 4-й ступеней) позволит повысить их эффективность за счет оптимизации траектории выведения полезного груза путем дросселирования двигателей на протяжении всего полета. Использование быстро и глубоко регулируемого двигателя на пастообразном топливе с многократным перезапуском в качестве разгонного блока, двигателя для мягкой посадки на поверхность космических объектов (планет) и в качестве исполнительных механизмов системы управления реакцией при решении ряда задач позволит улучшить массогабаритные характеристики космических аппаратов.

Использование этих двигателей нового типа в качестве регулируемых маршевых двигателей и движителей систем управления ракет-носителей и космических аппаратов позволит повысить их энергоэффективность. Завершение разработки двигателей на пастообразном топливе позволит выйти на рынок космической техники и коммерческих услуг с новым классом ракетных двигателей, позволяющим повысить эффективность выведения полезной нагрузки ракетами-носителями легкого и среднего класса. Лабораторией перспективного реактивного движения совместно с НИИ Энергетики найдены новые технические решения по первичному и многократному воспламенению, сжиганию шламового топлива, регулированию расхода топлива, предотвращению попадания пламени из камеры сгорания в систему питания. , эффективность которого подтверждена многочисленными огневыми испытаниями опытных и опытных двигателей на жидком топливе. Это уникальный научно-технический опыт, который вместе с разработками ОАО «Южное» по твердотопливным и жидкостным ракетным двигателям позволяет разрабатывать двигатели на пастообразных топливах различного назначения.

Общий вид на реальные и художественные PRMS

Технические характеристики

Прототип 1          Прототип 2           Упор (SL), Н ~ 250 ~ 3 000 Масса топлива, кг 12 36 Давление в КС, МПа 2 … 6 4 Удельный импульс, с 272 ~ 285 Массовый расход топлива, кг/с 0,1 … 1,04 1,9 … 2,5 CC темп. продуктов, K 1 300 — 2 000 ~ 2 900 Дроссельная модуляция, % 800 350 Пуск без ошибок, % 100 100

Стадия разработки

Установки SluRM для управления ориентацией космического корабля (изображение синего цвета) и посадочного модуля / космического буксира были полностью завершены и многократно испытаны. В настоящее время ведется разработка СЛУРМ для использования в космических условиях со всеми сопутствующими элементами, газогенератором нового типа, управляющей электроникой и соплом (схематическое изображение).
СлюРМ имеет один совместный патент с КБ «Южное» и 5 патентов LAJP.

Годдард

Ракетные принципы

Следствием законов движения Ньютона является то, что для любого объекта или совокупности
объектов, силы, которые включают в себя только эти объекты и ничего больше («внутренние
силы») не может сместить центр тяжести. Например, космонавт
плавающий в скафандре не может изменить свое положение без участия чего-либо
иначе, т. грамм. толкает его космический корабль. Центр тяжести — или «центр
массы» — неподвижная точка, которую нельзя сдвинуть без посторонней помощи (поворот
вокруг него, однако, возможно).

Бросив тяжелый инструмент в одном направлении, космонавт мог двигаться в
в противоположном направлении, хотя их общий центр тяжести был бы
всегда оставайся такой же. Учитывая баллон со сжатым кислородом, тот же результат
следует из выброса газа (сцена, появившаяся в начале
научно-фантастический фильм). Ракета делает почти то же самое, за исключением того, что холодный газ
заменяется гораздо более быстрой струей раскаленного газа, образующейся при сжигании
подходящее топливо. В настоящее время ракеты являются единственным средством, способным достичь
высота и скорость, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Ракетный двигатель — это машина, развивающая тягу за счет быстрого выброса
иметь значение. Большинство современных ракет работают либо на твердом, либо на жидком топливе.
Слово «топливо» означает не просто топливо, как вы могли бы подумать; это означает
как горючее, так и окислитель. Топливо — это горение химических ракет, но для сжигания
чтобы произошло, должен присутствовать окислитель (кислород). Реактивные двигатели потребляют кислород
в их двигатели из окружающего воздуха. Ракеты не имеют роскоши
что есть у реактивных самолетов; они должны нести кислород с собой в космос, где
воздуха нет.

Существует ряд терминов, используемых для описания мощности, вырабатываемой ракетой.

• Тяга — это создаваемая сила, измеряемая в фунтах или килограммах. Толкать
  генерируемая первой стадией, должна быть больше, чем вес полного
  ракета-носитель, стоя на стартовой площадке, чтобы привести ее в движение.
  При движении вверх тяга должна продолжать создаваться, чтобы ускорить движение.
  ракета-носитель против силы земного притяжения. Разместить спутник
  на орбиту вокруг Земли тяга должна продолжаться до достижения минимальной высоты
  и орбитальная скорость достигнута, иначе ракета-носитель упадет
  на Землю. Минимальная высота редко желательна, поэтому тяга должна
  продолжают генерироваться, чтобы получить дополнительную орбитальную высоту.
• Импульс, иногда называемый полным импульсом, представляет собой произведение тяги и
  Эффективная продолжительность стрельбы. Ракета, запускаемая с плеча, имеет среднюю тягу
  600 фунтов и продолжительность стрельбы 0,2 секунды для импульса 120 фунтов-сек.
  Ракета «Сатурн-5», использовавшаяся во время программы «Аполлон», не только произвела много
  больше тяги, но и в течение гораздо более длительного времени. Он имел импульс 1,15 млрд.
  фунт-сек.
• Эффективность ракетного двигателя измеряется его удельным импульсом (Isp).
  Удельный импульс определяется как тяга, деленная на массу топлива.
  потребляется в секунду. Результат выражается в секундах. Удельный импульс
  можно представить как количество секунд, в течение которых один фунт топлива
  производить один фунт тяги. Если тяга выражена в фунтах,
  импульс 300 секунд считается хорошим. Чем выше значение, тем лучше. А
  Отношение масс ракеты определяется как полная масса при старте, деленная на
  масса, оставшаяся после того, как все топливо было израсходовано. Высокая массовая доля
  означает, что большее количество топлива толкает меньшую массу ракеты-носителя и полезной нагрузки,
  что приводит к более высокой скорости. Для достижения
  высокие скорости, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Существует три категории химического топлива для ракетных двигателей: жидкое
ракетное топливо, твердое топливо и гибридное топливо. Топливо для
химический ракетный двигатель обычно состоит из топлива и окислителя. Иногда
катализатор добавляется для усиления химической реакции между топливом и
окислитель. Каждая категория имеет свои преимущества и недостатки, которые делают их
лучше всего подходит для одних приложений и не подходит для других.

Твердотопливные ракеты:

Твердотопливная ракета имеет простейшую форму двигателя. Твердое топливо
Ракеты в основном представляют собой камеры сгорания, наполненные топливом, которое
содержит как горючее, так и окислитель, смешанные вместе однородно. Есть насадка,
корпус, изоляция, топливо и воспламенитель. Дело в двигателе
обычно это относительно тонкий металл, покрытый изоляцией, чтобы сохранить
топливо от прогорания. Само топливо упаковано внутри
изоляционный слой.

Твердое ракетное топливо, сухое на ощупь, содержит как горючее,
и окислитель объединены вместе в самом химическом веществе. Обычно это топливо
смесь соединений водорода и углерода, а окислитель состоит из
кислородные соединения. Основным преимуществом является то, что твердое топливо
относительно стабилен, поэтому его можно производить и хранить для будущего использования.
Твердое топливо имеет высокую плотность и может сгорать очень быстро. Они есть
относительно нечувствителен к ударам, вибрации и ускорению. Нет топлива
требуются насосы, поэтому ракетные двигатели менее сложны.

Недостатки заключаются в том, что после воспламенения твердое топливо нельзя дросселировать,
выключается, а затем перезапускается, потому что они горят до тех пор, пока все топливо не будет
использовал. Площадь поверхности горящего топлива имеет решающее значение для определения
величина создаваемой тяги. Трещины в твердом топливе увеличиваются
открытой площади поверхности, поэтому топливо сгорает быстрее, чем планировалось. Если
образуется слишком много трещин, давление внутри двигателя значительно возрастает и
ракетный двигатель может взорваться. Производство твердого топлива – это
дорогая, точная операция. Твердотопливные ракеты имеют размеры от
от легкого противотанкового оружия до твердотопливных ракетных ускорителей длиной 100 футов (SRB)
используется сбоку от основного топливного бака космического корабля «Шаттл».

Многие твердотопливные ракетные двигатели имеют полый сердечник, проходящий через
пропеллент. Ракеты, не имеющие полого сердечника, должны быть воспламенены при
нижний конец порохов и горение происходит постепенно с одного конца
ракеты к другому. Во всех случаях только поверхность пороха
горит. Однако для получения большей тяги используется полый сердечник. Это увеличивает
поверхность порохов, доступная для горения. Топливо горит
изнутри наружу с гораздо большей скоростью, и образующиеся газы выходят из
двигатель на гораздо более высоких оборотах. Это дает большую тягу. Некоторое топливо
сердечники имеют звездообразную форму, чтобы еще больше увеличить поверхность горения.

Для воспламенения твердого топлива могут использоваться многие виды воспламенителей. Огненные стрелы
воспламенялись от фитилей, но иногда они воспламенялись слишком быстро и сгорали
ракетчик. В настоящее время используется гораздо более безопасная и надежная форма зажигания.
тот, который использует электричество. Пример ракеты с электрическим запуском.
SRM космического челнока. Электрический ток, идущий по проводам от некоторых
расстояние, нагревает специальный провод внутри ракеты. Провод поднимается
температура топлива, с которым он находится в контакте с горением
точка.

Сопло в твердотопливном двигателе представляет собой отверстие в задней части
ракета, которая позволяет горячим расширяющимся газам выходить. Узкая часть
сопло горло. Сразу за горлом находится выходной конус. Цель
сопла заключается в увеличении ускорения газов при выходе из
ракеты и тем самым максимизировать тягу. Он делает это, сокращая
отверстие, через которое могут выходить газы.

Чтобы увидеть, как это работает, вы можете поэкспериментировать с садовым шлангом с распылителем.
крепление насадки. Этот тип сопла не имеет выходного конуса, но
в эксперименте не имеет значения. Важным моментом в насадке является
что размер отверстия может варьироваться. Начните с открытия на своем
самая широкая точка. Посмотрите, как далеко струится вода, и почувствуйте создаваемую тягу
по уходящей воде. Теперь уменьшите диаметр отверстия, и снова
обратите внимание на расстояние, на которое брызгает вода, и почувствуйте тягу. Сопла ракеты работают
так же.

Как и в случае с внутренней частью корпуса ракеты, изоляция необходима для защиты
сопло от горячих газов. Обычная изоляция постепенно разрушается.
по мере прохождения газа. Небольшие кусочки изоляции сильно нагреваются и
отрываться от сопла. Когда они сдуваются, тепло уносится вместе с
их.

Жидкостные ракеты:

Другой основной тип ракетного двигателя — это тот, который использует жидкое топливо.
Это гораздо более сложный двигатель, о чем свидетельствует тот факт, что
твердотопливные ракетные двигатели использовались по крайней мере за семьсот лет до
был испытан первый успешный жидкостный двигатель. Жидкие топлива имеют отдельные
резервуары для хранения — один для топлива и один для окислителя. У них также есть
насосы, камеру сгорания и сопло.
Топливом жидкостных ракет обычно служит керосин или жидкий водород;
окислителем обычно является жидкий кислород. Они объединены внутри полости
называется камерой сгорания. Примером могут служить турбонасосы высокого давления.
ракетного двигателя. Здесь топливо сгорает и нагревается до высоких температур.
и давлений, а расширяющийся газ выходит через сопло в нижней
конец. Чтобы получить наибольшую мощность от порохов, они должны быть смешаны как
полностью, насколько это возможно. Небольшие форсунки (форсунки) на крыше камеры
распыляйте и смешивайте пропелленты одновременно. Потому что камера работает
под высоким давлением топливо необходимо нагнетать внутрь. Мощный,
легкие турбинные насосы между топливными баками и камерами сгорания
позаботься об этой работе.

Основными компонентами химической ракеты в сборе являются ракетный двигатель или
двигатель, топливо, состоящее из горючего и окислителя, рама для удержания
компоненты, системы управления и груз типа спутника. Ракета отличается
от других двигателей тем, что он несет топливо и окислитель внутри,
поэтому он будет гореть как в космическом вакууме, так и в пределах Земли.
атмосфера. Груз обычно называют полезной нагрузкой. Ракета
называется ракетой-носителем, когда она используется для запуска спутника или другой полезной нагрузки
в космос. Ракета становится ракетой, когда полезной нагрузкой является боеголовка и она
используется как оружие.

Было разработано или предложено много различных типов ракетных двигателей.
В настоящее время наиболее мощными являются ракетные двигатели на химическом топливе.
Другими разрабатываемыми или предлагаемыми типами являются ионные ракеты, фотонные
ракеты, магнитогидродинамические приводы и ракеты ядерного деления; Однако,
они вообще больше подходят для обеспечения долговременной тяги в космосе
а не запускать ракету и ее полезную нагрузку с поверхности Земли в
пространство.

Криогенное топливо — это топливо, в котором в качестве топлива используются очень холодные сжиженные газы.
горючее и окислитель. Жидкий кислород кипит при -297 F и жидкий водород
кипит при -423 F. Криогенное топливо требует специальных изолированных контейнеров.
и вентиляционные отверстия для выхода газа из испаряющихся жидкостей. жидкость
топливо и окислитель перекачиваются из баков-накопителей в расширительную камеру
и впрыскиваются в камеру сгорания, где они смешиваются и воспламеняются
пламя или искра. Топливо расширяется при сгорании, и горячие выхлопные газы
направлены из сопла для создания тяги.

К преимуществам жидкостных ракет относятся самая высокая энергоемкость на единицу
массы топлива, переменной тяги и возможностью перезапуска. Сырье, такое
так как кислород и водород находятся в изобилии и их относительно легко
производство. К недостаткам жидкостных ракет относятся требования
для сложных контейнеров для хранения, сложной сантехники, точного топлива и окислителя
дозирование впрыска, высокоскоростные/мощные насосы и трудности с хранением
заправленные ракеты.

Гиперголические метательные ракеты:

Гиперголическое топливо состоит из горючего и окислителя, которые воспламеняют
когда они соприкасаются друг с другом. Нет необходимости в
механизм воспламенения, чтобы вызвать возгорание. В гиперголическом
топлива, топливная часть обычно включает гидразин, а окислитель
обычно четырехокись азота или азотная кислота.

Легкий запуск и перезапуск гиперголических топлив делают их
идеально подходит для систем маневрирования космических кораблей. Они также используются для орбитальных
вставки, так как их горение можно легко контролировать и, таким образом, позволяет
точные настройки, необходимые для вывода на орбиту. гиперголический
ракетное топливо также используется для контроля высоты.

Гиперголические топлива остаются в жидком состоянии при нормальных температурах. Они
не нуждаются в хранении с регулируемой температурой, как в случае криогенных
пропелленты. Но, по сравнению с криогенными порохами, гиперголические
пропелленты менее энергичны. То есть они производят меньше энергии на единицу
масса. Например: в шаттле, летящем на Луну, 75% бортовой массы будет
быть топливом, в случае криогенного топлива. Но при гиперголическом
пропеллентов, число повышается до 90%. По сравнению с криогенным
пропелленты, гиперголические пропелленты очень ядовиты. Они реагируют с
живые ткани также вызывают травмы. Так что это обязательно для техников
носить полный автономный ансамбль защиты от атмосферы (SCAPE)
костюмы. Они вызывают коррозию, поэтому для хранения требуются специальные контейнеры.
и средства безопасности. Необходимо, чтобы они хранились безопасно, без
возможные контакты между частями топлива.

Пионеры ракет
:

Писатели Жюль Верн и Герберт Уэллс писали об использовании ракет и космоса.
путешествия, и серьезные ученые вскоре обратили свое внимание на теорию ракет.

Это был, конечно, 20-й век, который стал свидетелем взрыва в
области ракетостроения. К концу 19 века трое мужчин
считается пионером современной ракетной техники.
начали учебу Константин Циолковский (русский), Герман Оберт
(немец) и Роберт Годдард (американец).

В 1898 году русский школьный учитель Константин Циолковский (1857-1935) предложил
идея освоения космоса ракетой. В отчете, опубликованном им в 1903 г.
Циолковский предложил использовать жидкое топливо для ракет.
добиться большей дальности. Циолковский утверждал, что скорость и дальность полета ракеты
ограничивались только скоростью истечения уходящих газов. За его идеи,
тщательные исследования и великое видение Циолковского называют отцом
современной космонавтики.

Герман Оберт, немецкий ученый, также внес свой вклад в теорию и дизайн.
ракет. В 1923 году он опубликовал работу, в которой доказал полет за пределы
Возможна атмосфера. В книге 1929 года под названием «Дорога к космическим путешествиям».
Оберт предложил жидкостные ракеты, многоступенчатые ракеты, космическую навигацию,
и системы наведения и повторного входа. Он также выдвинул идею трансатлантического
почтовая ракета для быстрой доставки почты. В то время к этому относились серьезно
но никогда не пытался.

С 1939 по 1945 год он работал над немецкими программами боевых ракет с такими знаменитостями.
как Вернер фон Браун. После войны приехал в США, где
снова работал с фон Брауном. Во время войны одно из орудий ученых
конструкции напоминали почтовую ракету Оберта. Немец в розыске
построить ракету, которая доставила бы бомбу из Европы для удара по Нью-Йорку
Город.

Большинство историков называют Оберта и Циолковского отцами современной ракеты.
теория. Если это так, то американца, доктора Роберта Х. Годдарда, можно назвать
отец практической ракеты. Его проекты и рабочие модели в конечном итоге
привели к тому, что немецкие большие ракеты, такие как Фау-2, применялись против союзников в
Вторая Мировая Война. Все трое находятся в Международном космическом зале
Слава в Аламогордо, Нью-Мексико,

Хотя ракеты использовались во время Первой мировой войны, они имели ограниченное значение.
Как и во время Гражданской войны в США, ракеты были просто не столь эффективны.
как артиллерийское оружие дня. Ракеты иногда использовались как на суше
и в море ставить дымовые завесы. Союзные войска также использовали ракеты в качестве метода
освещающих поля сражений. Ракеты взорвались яркой вспышкой
которые могли осветить поле боя на несколько секунд. Некоторые ракеты несли
парашют с прикрепленной сигнальной ракетой. Когда парашют и сигнальная ракета упали на
на земле поле боя могло быть освещено около 30 секунд.

Роберт Годдард :

Роберт Хатчингс Годдард родился 5 октября 1882 года в Вустере, штат Массачусетс.
В начале своей жизни Годдард вдохновлялся произведениями научной фантастики, прежде всего
«Война миров» Герберта Уэллса и «С Земли на Луну» Жюля.
Верн. Совершенно независимый от Циолковского, Годдард понял, что
Принцип реакции послужил бы основой для космических путешествий. Скорее
чем полностью сосредоточиться на теории, Годдард в раннем возрасте решил стать
оборудованный для создания и тестирования оборудования, которое, по его мнению, было необходимо для наилучшего
продемонстрировать принцип реакции. Снова независимый от Циолковского, он
слишком теоретизировал, что комбинация жидкого водорода и жидкого кислорода
сделать идеальное топливо.

Годдард, которого до самой смерти считали стойким патриотом, пошел работать на
Армия в 1917 году с целью разработки ракет, которые помогли бы в войне.
усилие. Работа велась в Калифорнии и привела к разработке
небольшая ручная ракетная установка, похожая на то, что позже было названо
базука. В 1919 году Годдард опубликовал работу под названием «Метод достижения цели».
Экстремальные высоты», который содержал подробную компиляцию большей части
исследование, которое он завершил на сегодняшний день. Он также включал спекуляции на
возможности космического полета. Годдард пришел к выводу, что сочетание жидкости
кислород и бензин были единственным практическим топливом, которое можно было использовать в его
продолжение исследований в области разработки жидкостных ракетных двигателей.

К 1924 году Годдард разработал и испытал насос и двигатель для жидкого кислорода.
что функционировало. Однако установка была слишком мала, чтобы ее можно было использовать на
рабочая ракета. Но, имея рабочий проект, он начал планировать более сложные
исследовательская работа. Годдард успешно испытал двигатель на жидком кислороде с подачей под давлением
внутри физической лаборатории Университета Кларка 6 декабря 1925 года. Двигатель
был прикреплен к небольшой испытательной ракете, размещенной внутри стационарного стенда. Двигатель
стрелял около 24 секунд и поднимал ракету около 12 секунд
в пределах своего стенда. 16 марта 1926 Годдард запустил 10-футовую ракету.
из рамы длиной 7 футов. Ракета достигла максимальной высоты 41 фут.
со средней скоростью 60 м/ч. Ракета оставалась в воздухе 2,5 часа.
секунд и пролетел расстояние 184 фута. Пока этот рейс даже не пришел
близкие к характеристикам пороховых реактивных снарядов тех лет
прошлое, оно остается одним из самых значительных событий в истории ракетостроения.
Ракета была запущена на смеси жидкого кислорода и бензина.
Годдард 16, 19 марта26 был первым запуском на жидком топливе.
топливо.

После этого полета Годдард понял, что его ракета слишком мала.
изысканный. Он решил разработать более крупные ракеты для дальнейших испытаний. Работа была
также началась разработка более сложной пусковой башни. Новый
ракеты включают в себя инновационные технологии, такие как регуляторы потока, несколько
впрыск жидкости, измерение давления и подъемной силы и электрически
пороховой воспламенитель, который заменял использовавшийся ранее пороховой воспламенитель. Поворотный стол
также был разработан для обеспечения стабилизации вращения.

Четвертый пуск жидкостной ракеты произошел 17 июля 1929 года.
Считавшийся гораздо более сложным, чем первые три, Годдард оборудовал
ракета с барометром, термометром и камерой для записи их показаний
во время полета. Ракета достигла максимальной высоты 90 футов в
18,5-секундный полет на расстояние 171 фут. Научная полезная нагрузка
был благополучно эвакуирован с помощью парашюта. Однако запуск был таким шумным и
яркий, что он привлек большое внимание общественности. Многие очевидцы полагали, что
в этом районе разбился самолет. Местные пожарные быстро заставили Годдарда
прекратить свои пусковые операции на площадке Оберн.

Затем Годдард сделал большой шаг, решив приступить к своему первому полному занятию.
усилия по конструированию и испытанию ракет. Он открыл магазин в Мескалеро.
Ранчо недалеко от Розуэлла, штат Нью-Мексико, июль 1930 года.
финансируется за счет гранта Гуггенхайма. Первый пуск в Розуэлле произошел
30 декабря 1930 г. с использованием ракеты длиной 11 футов и шириной 12 дюймов и весом
Пустой 33,5 фунта. Испытание было впечатляющим, так как ракета достигла максимума
высота 2000 футов и максимальная скорость 500 миль в час. Используемая ракета
новый газовый баллон для подачи жидкого кислорода и бензина в
камера сгорания.

В годы, предшествовавшие Второй мировой войне, Годдард согласился разрешить военным
должностных лиц для проверки его исследований. 28 мая 1940 года Годдард и Гарри Ф.
Гуггенхайм встретился с объединенным комитетом представителей армии и флота в
Вашингтон, округ Колумбия. Полный отчет был предоставлен этим официальным лицам Годдардом.
в котором изложены его достижения в области твердотопливных и жидкотопливных ракет.
Армия вообще отвергла перспективу ракет большой дальности. Военно-морской флот
проявил незначительный интерес к ракетам на жидком топливе. Позже Годдард охарактеризовал
эти ответы как отрицательные. Ни одна из служб не была заинтересована в
инновационный ракетный самолет, запатентованный Годдардом 9 июня. , 1931 год.
Отсутствие военного интереса к ракетной технике годами приводило Годдарда в замешательство.
поскольку он понимал, что только у правительства есть достаточные ресурсы для финансирования
надлежащее исследование.

• Первый американец, математически исследовавший практичность использования ракетного двигателя для достижения
  большие высоты и траектория к Луне (1912 г.)
• Первый, кто получил патент США на идею многоступенчатой ​​ракеты (1914 г.)
• Первый, кто доказал реальными статическими испытаниями, что ракетный двигатель работает в вакууме, что он
  не нуждается в воздухе, чтобы отталкиваться (1915-1916)
• Первые, кто разработал подходящие легкие насосы для жидкостных ракет (1923 г.)
• Первый, кто разработал и успешно запустил ракету на жидком топливе (16 марта 1926 г.)
• Первый запуск научной полезной нагрузки (барометр, термометр и камера) на ракете
  полет (1929)
• Впервые для наведения использовались лопасти в выхлопе ракетного двигателя (1932 г. )
• Первая разработка гироскопического устройства управления полетом ракеты (1932 г.)
• Первым запустил ракету на жидком топливе со скоростью, превышающей скорость звука (1935)
• Первый, кто запустил и успешно навел ракету с двигателем, вращающимся за счет движения хвостовой части
  секция (как бы на карданах), управляемая гиромеханизмом (1937 г.)

Вернер фон Браун :

В 1927 году к нам присоединился энергичный 17-летний ученый по имени Вернер фон Браун.
VfR, или Verein fur Raumschiffahrt (Общество космических путешествий), которое было
образовалась в июне 1927 г. Эта группа, в основном молодых ученых, сразу начала
проектирование и изготовление различных ракет. Членство в VfR быстро
выросло примерно до 500 человек, что является достаточной членской базой для публикации
периодический журнал «Die Rakete» («Ракета»). Ряд членов VfR, в том числе
Уолтер Хохманн, Вилли Лей и Макс Валье писали и продолжали писать:
популярные работы в области ракетостроения.

Хомана «Die Erreichbarkeit der Himmelskorper» («Достижимость
Небесные тела), опубликованная в 1925 году, была настолько технически продвинутой, что
несколько лет спустя с ним консультировалось НАСА. Позже Валье попытается популяризировать ракетную технику.
помогая организовать испытания немецких ракетных машин, планеров, вагонов и
снежные санки. Другие члены VfR, включая Германа Оберта и фон Брауна,
участвовал в проекте Уфимской кинокомпании в конце 1920-х — 1930-х гг.,
который также стремился популяризировать область ракетной техники.

Немцы также разработали первый самолет с ракетным двигателем Ente («Утка»).
планер с двумя ракетами «Сандер». Энте пролетел расстояние
три четверти мили менее чем за одну минуту во время испытательного полета на
11 июня 1928 г. Испытания провела немецкая планерная группа Рон-Росситтен.
Общество. Чтобы не отставать, ищущий известности Фриц фон Опель
пилотировал планер с 16 ракетами Сандера 30 сентября 1928 года.
планер достиг максимальной скорости 95 миль в час

Исследования в области ракетостроения России продолжаются :

В 1930 году российские правительственные конструкторские группы ракетостроителей под руководством Фридриха Артуровича
Цандер и Валентин Петрович Глушко приступили к испытаниям ряда жидкостных двигателей.
ракетные двигатели. Цандер опубликовал «Проблемы полета на реактивных двигателях».
Приборы» в 1932 году, а Глушко опубликовал «Ракеты, их конструкция и
Утилизация» в 1935 году. Эти русские ракетные испытания продолжались до 1937 года,
и протестировали концепции жидкостных ракетных двигателей, сжигающих такие комбинации, как
бензин/газообразный воздух, толуол/четырехокись азота, бензин/жидкий кислород,
керосин/азотная кислота и керосин/тетранитрометан.

Одна из разработок российской ракеты, возникшая в результате этих испытаний, получила название ГИРД-Х.
который весил 65 фунтов, имел длину 8,5 футов и ширину 6 дюймов. Ракета ГИРД-Х
достиг максимальной высоты в три мили во время испытаний 25 ноября 1933 года.
Другая из русских ракет, названная «Авиавнито», весила 213 фунтов, была 10
футов в длину и 1 фут в ширину. Ракета «Авиавнито» достигла высоты 3,5
миль в 1936 году.

Испытания ракет VfR :

Также в 1930 октября VfR открыла постоянные офисы в Берлине и начала испытания
ракет, которые в конечном итоге изменят характер войны и приведут в движение
мир в космическую эру. Эти сначала скромные испытания начались в заброшенном
Немецкая свалка боеприпасов в Райникендорфе по прозвищу Raketenflugplatz (Ракетная
аэродром).

К августу 1930 г. начались испытания первой из ракет VfR, получившей название Mirak-1.
(минимум Ракета-1). Работает на комбинации жидкого кислорода и бензина.
В «Мирак-1» использовался 12-дюймовый бак с жидким кислородом, закрывавший камеру сгорания.
камеру, тем самым охлаждая ее. Бензин везли в трехфутовом хвосте
палка. Мирак-1 успешно прошел статические испытания 19 августа.30 в Бернштадте,
Саксония. Во время второй статической стрельбы в сентябре 1930 г. «Мирак-1» взорвался.
когда его резервуар с жидким кислородом лопнул.

Зимой 1933/1934 года VfR был вынужден распустить, потому что организация
не мог выполнить свои финансовые обязательства. Ракетные эксперименты прекратились в
Raketenflugplatz в январе 1934 года, и район возобновил работу как
склад боеприпасов. После расформирования VfR все частные ракетные испытания
в Германии прекратились. Однако Вернер фон Браун официально пошел работать на
немецкая армия в Куммерсдорфе. Там Heereswaffenamt-Prufwesen (Армия
Отдел исследований и разработок боеприпасов) основал Versuchsstelle.
Куммерсдорф-Вест в качестве статического полигона для испытаний баллистических ракет.

Куммерсдорф также стал площадкой для разработки и тестирования ряда
прототипов реактивных взлетных установок (JATO) для самолетов. Эти тесты
проводились Вернером фон Брауном совместно с майором фон Рихтгофеном.
и Эрнст Хейнкель. Под руководством капитана Уолтера Дорнбергера
Команде Куммерсдорфа удалось быстро спроектировать и построить А-1 (Агрегат-1).
ракета. А-1 работал на смеси жидкого кислорода и спирта.
и мог развивать тягу около 660 фунтов.

В носовой части ракеты был установлен 70-фунтовый гироскоп с маховиком.
устойчивость во время полета. В конечном итоге А-1 не увенчался успехом, потому что его
Небольшой резервуар с жидким кислородом из стекловолокна, размещенный внутри его резервуара для спирта, сгорел.
склонный. Кроме того, гироскоп располагался слишком далеко от центра
ракета должна быть эффективной. Вскоре за А-1 последовал А-2, в котором использовались
отдельные баллоны со спиртом и жидким кислородом. Гироскоп А-2 располагался вблизи
центр ракеты между двумя топливными баками. В декабре 1934 два
Ракеты А-2 по прозвищу «Макс и Мориц» стартовали с острова в Северном море.
из Боркума. Каждый достиг высоты около 6500 футов. Но осуществимость
эффективных военных ракет оставались в лучшем случае спекулятивными, примером чего
тот факт, что в 1935 году Адольф Гитлер отверг предложение Артиллерии
Генерал Карл Беккер за ракету дальнего действия.

Немецкие ракетные испытания начинаются в Пенемюнде

В апреле 1937 года все немецкие ракетные испытания были перенесены в сверхсекретное
База в Пенемюнде на Балтийском побережье. Первая задача инженеров при чем
была основана как Heeresversuchsstelle Peenemunde (Армейский экспериментальный
Станция Пенемюнде) должна была разработать и испытать новую ракету под названием А-3. По
конец 1937 команда Пенемюнде разработала и испытала 1650-фунтовый,
Ракета А-3 длиной 21 фут, которая сжигала смесь жидкого кислорода и
алкоголь. Хотя двигательная установка А-3 работала хорошо, ее
экспериментальной инерциальной системы наведения не было. Проблемы с наведением были
решена, и были запланированы более крупные ракеты.

К 1938 году Германия начала вторгаться в огромные части Восточной Европы.
Адольф Гитлер начал осознавать необходимость создания эффективной баллистической ракеты.
оружие. Немецкое артиллерийское управление потребовало, чтобы команда Пенемюнде
разработать баллистическое оружие, которое имело дальность от 150 до 200 миль и могло
нести однотонную фугасную боеголовку. Промежуточный испытательный автомобиль для преодоления
промежуток между А-3 и А-4 был назван А-5. А-5 был похож на
конструкции по сравнению с А-3, но использовал более простую и надежную систему наведения и
более прочная структура. Внешний вид А-5 отличался
предлагаемое оружие А-4. Испытания А-5 проводились с осени 1938
по 1939 г. Ракеты запускались как горизонтально, так и вертикально,
и часто поднимались с парашютом и снова запускались. Первый А-5
запущенный вертикально, достиг высоты 7,5 миль.

Гражданские и военные усилия в области ракетной техники во всех других странах
в совокупности бледнели по сравнению с успехами, достигнутыми в Германии, где
первый А-4 был испытан с полным успехом 3 октября 1942 года. Самый первый
Ракета А-4 достигла высоты 50 миль и пролетела расстояние 120 миль.
А-4, позже переименованный в Фау-2, заложил краеугольный камень современной ракетной техники.

Жужжащая бомба V-1

Хотя Германия произвела и развернула ряд ракетно-ракетных вооружений
во время Второй мировой войны эффективность их оружия основывалась на так называемом
Оружие «В». «V» было сокращением от «Vergeltungswaffen», что примерно переводится как «Vergeltungswaffen».
«оружие возмездия», «оружие возмездия» или «оружие мести».
V-1 был первым из пронумерованных V-оружий. Фау-1 был беспилотным
бомбардировщик с бензиновым импульсно-реактивным двигателем, который мог производить
тяга около 1100 фунтов. Весь Фау-1 весил около 4,9 т.00 фунтов.
Испытательные полеты Фау-1 начались в 1941 году над полигоном Пенемюнде. Изначально V-1
под названием Fieseler Fi-103. Фау-1 не был похож на Фау-2, который
в то же время разрабатывался в Пенемюнде.

Британская разведка получила информацию о том, что секретное оружие находится под
развития в Пенемюнде, поэтому сотни тяжелых бомбардировщиков союзников атаковали
Пенемюнде 17 августа 1943 г. Погибло около 800 человек, в том числе д.
Уолтер Тиль, который в то время отвечал за разработку двигателя V-2. Союзник
силы не знали ни о масштабах развития оружия в Пенемюнде, ни о том, что
их бомбардировки не сильно мешали развитию вооружения
сами себя. Действительно, V-оружие вскоре должно было использоваться в бою. Атаки Фау-1
наведение на цели в Англии началось в июне 1944. Каждый Фау-1 запускался с
пандус и был неуправляемым. После запуска Фау-1 летел заданным курсом.
пока переключатель не выключил его двигатель, в результате чего Фау-1 просто упал на что-то
был под ним.

За характерный звук двигателя В-1 машина получила прозвище
«жужжащая бомба» союзных войск. Люди на земле знали, что они относительно
безопасно, если жужжащий звук раздастся, а затем исчезнет, ​​когда оружие выйдет из
диапазон. Однако если жужжание резко прекращалось, его быстро понимали.
что поблизости мог произойти мощный взрыв. Каждый Фау-1 нес около 2000
фунтов взрывчатки и был способен нанести большой ущерб. Но с тех пор
Фау-1 был неуправляемым, оружие редко поражало конкретную цель. У Фау-1 был
максимальная скорость около 390 миль в час так мог быть перехвачен истребительной авиацией
или уничтожены зенитной артиллерией.

Планер Фау-1 также мог выйти из строя из-за вибрации двигателя. это
считал, что около 25 процентов всех запущенных ракет Фау-1 были уничтожены
из-за отказа планера до достижения своих целей. Хотя конкретные цифры
варьируются от источника к источнику, говорится в британском отчете, опубликованном после войны.
что по Англии было запущено 7547 ракет Фау-1. Из них отчет
указано, что истребителями было уничтожено 1847 человек, уничтожено 1866 человек.
зенитной артиллерией 232 человека были уничтожены, влетев в аэростат заграждения.
кабелей и 12 были уничтожены корабельной артиллерией Королевского флота. Осталось около
половина всех ракет Фау-1, выпущенных по Англии, пропала без вести, а большая
число могло причинить значительный материальный ущерб. Британцы сообщили
что 6139человек погибли в результате прямых атак Фау-1, около трех
раз больше числа убитых Фау-2.

Пилот немецкой бомбы «Фау-1»

Менее известно, что немцы разработали пилотируемую версию Фау-1.
называется V-1e. V-1e не предназначался для восстановления. Это было бы
был запущен, а затем наведен на цель пилотом-самоубийцей.
Подобно концепции японских камикадзе, группа V-1e получила кодовое название
Проект Райхенберг. V-1e был около 27 футов в длину и имел кабину.
и контрольно-измерительные приборы. V-1e несколько раз испытал немецкую авиацию.
летчик-испытатель Ханна Райч.

Райч подтвердил, что базовый планер Фау-1 был подвержен сильной вибрации.
в результате шума двигателя. Она считала развертывание V-1e
введение приведет к значительным потерям пилота, даже если пилот
согласился выполнить самоубийственную миссию. Немцы не выдержали конструкции
изменения в конце войны, поэтому V-1e никогда не использовался в бою.

Немецкий Фау-2 разработан и испытан

Считается, что немецкая ракета Фау-2, разработанная под обозначением А-4,
быть одним из самых значительных научных достижений Второй мировой войны, второй
только к созданию атомной бомбы. Созданы аэродинамические данные
за базовую конструкцию В-2 при испытаниях в аэродинамической трубе, проведенных в 1936 и 1937.
Некоторые детали В-2 были в производстве еще весной 1939 года.
когда шли пуски опытной версии ракеты под названием А-5
проведенный. До 1942 года разработка Фау-2 велась 24 часа в сутки.
день под руководством Вернера фон Брауна. Первые модели В-2
были готовы к стрельбе к весне 1942 г.

Первый испытательный пуск Фау-2 состоялся 13 июня 1942 года.
вышел из-под контроля и разбился в результате отказа системы подачи топлива.
Второй испытательный пуск Фау-2 был произведен 16 августа 19 г.42. Этот полет V-2
также считалась неудачной, но машина стала первой управляемой ракетой
превышать скорость звука. Только во время третьего испытательного пуска 3 октября
1942 г. Фау-2 добился полного успеха. Ракета достигла максимальной высоты
50 миль и максимальная дальность 120 миль, отвечающие начальным характеристикам
Критерии для оружия.

После этого достижения Адольф Гитлер, всего несколькими годами ранее невосприимчивый
к потенциалу управляемых баллистических ракет, налажено военное производство
комитет в Министерстве вооружений и военного производства для управления
дальнейшее развитие В-2. Хотя это и потребовало необходимых ресурсов для
программе Фау-2, Вернер фон Браун позже заявил, что военная организация
назначенный Гитлером ответственным за разработку Фау-2, не имел научного суждения,
и в конечном итоге значительно ухудшил возможности оружия. Верно,
фон Брауну не суждено было участвовать в программе разработки Фау-2 без больших усилий.
личный риск.

Немецкий V-2 запускается в производство

Военное производство Фау-2 началось на новом заводе в Пенемюнде.
Экспериментальный центр. После бомбардировки Пенемюнде союзниками в августе
17 ноября 1943 года производство Фау-2 было перенесено в подземный цех в Миттельверке,
недалеко от Нордхаузена в горах Гарца. Сайт был преобразован из нефти
депо. Площадка Mittelwerk объединила все производственные усилия
ранее проводившийся в Пенемюнде, и в конечном итоге стал единственным местом
для производства В-2. Заводы по производству В-2 изначально находились в стадии строительства
на объектах вблизи Вены, Берлина и Фридрихсхафена, но строительство этих
сайты были заброшены из-за постоянной угрозы атак союзников.

Некоторые отдельные компоненты V-2 производились на заводах по всему миру.
Германии, а обучение войск проводилось и на других полигонах. Но В-2
производство базировалось на заводе в Миттельверке. Замечательные 900 ракет Фау-2
в месяц производились на заводе Mittelwerk к концу
война.

Каждый Фау-2 был 46 футов в длину, имел диаметр 5 футов 6 дюймов и размах киля
12 футов. Вся ракета при запуске весила около 27 000 фунтов. Вершина
шесть футов Фау-2 была боеголовкой, содержащей до 2000 фунтов обычного
взрывчатые вещества. Под боеголовкой находилась 5-футовая секция с приборами.
20-футовая секция с топливными баками и 15-футовая секция с
двигатель. В приборной секции находился автопилот,
акселерометр и радиоаппаратура. Автопилот состоял из двух
электрические гироскопы, которые стабилизировали движение ракеты по тангажу, крену и рысканию.
При движении ракеты вокруг осей гироскопов измерялось движение
электронными потенциометрами. Это вызвало отправку электрических командных сигналов.
к ряду рулевых лопастей в основании ракеты.

На V-2 использовалось два комплекта рулевых лопаток. Внешний комплект из четырех рулевых
лопасти состояли из одного рулевого лопасти в основании каждого из четырех V-2
плавники Внутренний набор из четырех рулевых лопаток располагался в основании
двигатель. Оба комплекта рулевых лопастей были спроектированы так, чтобы работать вместе, чтобы отклонять
выхлоп двигателя и управлять ракетой. Движение рулевых лопаток было
предназначен для того, чтобы потенциометры в приборной секции считывали показания
нулевое напряжение, таким образом удерживая ракету на заданной траектории. Всякий раз, когда
потенциометры считывают любое напряжение, электрическая команда будет отправлена ​​на
соответствующие рулевые лопасти, чтобы корректировать движение ракеты до тех пор, пока
напряжение снова нулевое. Рулевые лопасти управлялись электрогидравлическим приводом.
механизмы. Акселерометр использовался для измерения скорости ракеты,
в то время как радиооборудование использовалось для самых разных целей. В некоторых случаях,
радиооборудование использовалось только для приема команд с земли на
перекрыть подачу топлива к двигателю.

Фау-2 имел два топливных бака. В одном находился жидкий кислород, а в
второй содержал комбинацию 75% спирта и 25% воды. Это были
топливо, которым питался двигатель В-2. Сам двигатель состоял из
камера сгорания, трубка Вентури, топливопроводы, топливный насос на жидком кислороде, спирт
топливный насос, паровая турбина, которая приводила в действие два топливных насоса и водород
пероксидное вспомогательное топливо, которое приводило в действие паровую турбину. Через естественный
химическое разложение, перекись водорода разлагается на кислород и воду.
Пробой произошел при достаточно высокой температуре, чтобы мгновенно
воды в пар, который, в свою очередь, приводил в движение турбину. Затем турбина прокачала
топлива в двигатель.

Развертывание и запуск немецкого V-2

Готовые ракеты Фау-2 перевозили вагонами с завода на склад
районах, где они были перемещены в специальные трейлеры с помощью переносных кранов. Хранилище
время сократилось до нескольких дней, так как тестирование показало, что чрезмерное хранение
время привело к большему количеству отказов Фау-2. После хранения ракеты Фау-2 были
перевезены на грузовиках и прицепах к местам старта. Несмотря на развертывание
Фау-2 на стационарных пусковых площадках упростит обработку пусков, считалось, что
стационарные пусковые площадки были бы слишком уязвимы для атак. Поэтому В-2 был
развернута как мобильная ракета.

Перед пуском каждая ракета Фау-2 переносилась на транспортное средство, называемое
«Мейллерваген». Здесь ракета была закреплена на люльке в горизонтальном положении.
должность. Люлька на «meillerwagen» тогда поднималась с помощью гидравлики.
поршни до тех пор, пока ракета не займет вертикальное положение. Стартовая платформа
затем поднимался до тех пор, пока не принял на себя полный вес ракеты. колыбель
Затем зажимы были сняты, и «meillerwagen» отодвинули на несколько футов.
Стартовая платформа представляла собой 10-футовое вращающееся кольцо, расположенное в квадрате.
каркас из уголкового железа, поддерживаемый по углам домкратами. Стартовая платформа
был очень прост по конструкции, и его можно было легко перемещать со стартовой площадки на
место запуска.

Каждую стартовую площадку обеспечивало около 30 машин, в том числе транспортная
грузовики и прицепы, «meillerwagen», грузовики для хранения горючего, командирские
и контрольные грузовики, бронетранспортеры и военные машины поддержки.
операция была очень эффективной, и Фау-2 обычно можно было запустить с четырех
до шести часов после выбора подходящей стартовой площадки. Электроэнергия
для Фау-2 обеспечивался наземными источниками, когда он опирался на пусковую
платформе и батареями во время полета. Наземная энергия была необходима для
подготовка к запуску, включая систему стрельбы.

Фактический запуск контролировался с расстояния от 200 до 300 ярдов.
подальше от ракеты. Бронемашина того или иного типа обычно использовалась в качестве
«стрелковая комната». Когда ракета была готова к пуску, диспетчер
запускал воспламенители по электрической команде. Тогда расход топлива будет
активируется электромагнитными клапанами. Затем жидкий кислород и спирт протекали по
силы тяжести к выхлопному соплу, где они были зажжены воспламенителями, которые
напоминал вертушку 4 июля. Одного этого горения было недостаточно.
запустить ракету, но это дало диспетчеру визуальную индикацию
что ракета исправна. Однажды офицер контроля поверил
ракета была готова к пуску, была подана электрическая команда на запуск
топливные насосы. Примерно через три секунды паровая турбина топливного насоса достигла
на полной скорости расход топлива достиг своего полного значения в 275 фунтов в секунду.
а тяга двигателя достигала около 69,000 фунтов стерлингов.

Затем был запущен Фау-2, и он начал медленно подниматься. Он продолжился по вертикали
подниматься примерно на четыре секунды, затем поворачивался на запрограммированный угол запуска.
с помощью гироскопической системы наведения. Максимальный угол наклона обычно
около 45 градусов, что дает наибольшую дальность. Примерно через 70 секунд
подача топлива В-2 была остановлена, двигатель заглушен. К этому времени
ракета достигла скорости от 5000 до 6000 футов в секунду. Ракета
затем завершит баллистическую траекторию без двигателя, достигнув цели
всего через пять минут после запуска. Достижение максимальной высоты 50
до 55 миль, Фау-2 мог поразить цель в расчетной дальности.
от 180 до 190 миль, хотя считается, что некоторые из них пролетели до 220
миль. Поскольку Фау-2 летал так высоко и так быстро, от него не было никакой защиты.
Это. Ракеты не могли быть обнаружены, пока они не взорвались на земле.

Немецкий Фау-2 становится оружием войны

Первые вражеские ракеты Фау-2 были запущены 6 сентября 1944 года.
днем по Парижу были выпущены две ракеты Фау-2, но они не причинили никакого вреда.
наносить ущерб. Атаки Фау-2 на Англию начались 8 сентября 1944. Ракеты Фау-2 были
обычно отправляется в сторону Лондона и Антверпена, Бельгия. Союзные войска также
сообщил, что одиннадцать ракет Фау-2 упали недалеко от Ремагена, Германия, 9 марта.
и 10 сентября 1945 г., когда немцы предприняли неудачную попытку помешать инженерам
от завершения строительства понтонного моста через реку Рейн и помешать союзному
продвигаться туда.

Конкретные цифры варьируются от источника к источнику, но обычно считается
что около 1100 ракет Фау-2 достигли Англии, пока не прекратились атаки Фау-2 на
27 марта, 1945. Считается, что около 2800 человек были убиты и
еще 6500 человек получили ранения в результате атак Фау-2. Обычно это
считал, что до этого немцами было изготовлено около 5000 ракет Фау-2
к концу Второй мировой войны. Около 600 было использовано для испытательных пусков и войсковых пусков.
обучение, а остальные отправляются к целям. Учитывая эти числа,
частота отказов Фау-2 была довольно большой. Частота отказов Фау-2 была связана с
количество факторов. Во многих случаях ракеты не срабатывали.
запущен. В других случаях отказала система наведения, в результате чего ракета
пропустить свою цель. Ракета часто взрывалась или разрушалась из-за напряжения
сверхзвукового полета, и во многих случаях фугасная боевая часть Фау-2 не срабатывала.
детонировать после попадания в цель.

И Фау-1, и Фау-2 зарекомендовали себя как мощное оружие, но они пострадали
от основных слабостей, не позволивших оружию переломить ситуацию для
Германия в конце Второй мировой войны. Оружие было срочно развернуто
прежде чем их можно будет полностью протестировать и уточнить. В результате им не хватило
точность и способность нести взрывчатые вещества, достаточно большие, чтобы компенсировать
за эту неточность. Пока заграждает огромное количество Фау-1 и Фау-2
ракеты могли бы компенсировать основные недостатки оружия,
Немцы не смогли ввести достаточное количество войск, чтобы сокрушить союзников.
достижения.

Следует отметить, что ряд последующих модификаций Фау-2 был
немецкими инженерами, и историки будут продолжать задаваться вопросом, как
Вторая мировая война закончилась бы, если бы у Германии было время разработать эти
концепции, а также, возможно, атомное или биологическое оружие.
Немецкое концептуальное оружие имело обозначение «А», как и А-4, который
со временем стал известен как V-2. А-5 фактически предшествовал А-4, и
использовался как промежуточный опытный образец А-4. Немецкие концепт-кары
Считается, что последующий за В-2 начался с А-6.

Хотя проектирование А-6 было завершено, машина так и не была построена.
А-6 был бы идентичен Фау-2, за исключением топлива. А-6
использовал бы азотно-серную кислоту в качестве окислителя и винилизобутиловый эфир
смешанный с анилином в качестве топлива. Это топливо можно было хранить, и оно предназначалось для
повысить скорость и легкость обращения с оружием и
запущен. Такое же операционное усовершенствование было включено, когда США
Титан I ВВС, работающий на жидком кислороде, был заменен Титаном II, который
использовали хранимое топливо.

А-7 представлял собой крылатую ракету, основанную на конструкции А-5. фиктивные версии
А-7 сбрасывались с самолетов с целью сбора баллистических
полетные данные. Испытательные версии А-7 были запущены с тягой 3500 фунтов.
двигатель адаптирован от А-5. У А-7 была обнаружена 30-мильная глиссада.
при запуске с самолета, летящего на высоте пяти миль, или
Дальность действия 15 миль при пуске с земли. Автомобиль предназначался для
только для испытаний и никогда не применялся в качестве оружия. А-8, которого никогда не было
построенный, это был бы крылатый вариант А-6.

А-9, схожий по концепции с недолговечным А-4б, предлагалось увеличить
дальность полета Фау-2 до 400 миль за счет включения крыльев.
крылья позволили бы А-9 планировать к своей цели, а не падать на
землю в конце своего баллистического полета. Однако, поскольку А-9
иметь большую дальность, чем V-2, он должен был бы планировать к его
цели на относительно низких скоростях. Как и Фау-1, А-9 был бы
относительно легко перехватить в полете. В результате А-9не был ни
построены и не испытаны. Интересным применением концепции А-9 стал пилотируемый
вариант А-9 с треугольным шасси. Если бы он был построен,
пилотируемый А-9 потенциально мог нести пилота на расстояние 400 миль
всего за 17 минут.

Обозначение А-10 было присвоено тому, что должно было стать первой ступенью
ракета с А-9 в качестве второй ступени. Стадия А-10 была бы
65 футов в длину и имел диаметр 13 футов 8 дюймов. Он был разработан для
производить тягу в 400 000 фунтов путем сжигания азотной кислоты и дизельного топлива.
Расчеты показали, что первая ступень А-10 в паре с А-9второй
ступень могла нести полезную нагрузку в 2000 фунтов на расстояние 2500 миль. Если построено,
это была бы первая в мире баллистическая ракета средней дальности.

Но команда дизайнеров фон Брауна не остановилась на достигнутом и действительно имела планы на
чертежная доска, которая могла привести к созданию первых космических ракет-носителей.
Обозначение А-11 было присвоено первой ступени машины, которая должна была
использовали А-10 в качестве второй ступени и А-9 в качестве третьей ступени. Конкретный
намерение фон Брауна состояло в том, чтобы нести пилотируемый А-9третий этап в космос.

Обозначение А-12 было присвоено мощной концепции первой ступени, способной
производя стартовую тягу в 2,5 миллиона фунтов. А-12 был бы
в паре со второй ступенью А-11 и третьей ступенью А-10. Расчеты указаны
что весь корабль мог нести в космос полезную нагрузку весом 60 000 фунтов.

Актуальные вопросы :

[PDF] Нестабильность горения в твердотопливных ракетных двигателях

• Идентификатор корпуса: 108239508

  title={Нестабильность горения в твердотопливных ракетных двигателях},
  автор = {Фред Э.  К. Кулик},
  год = {2004}
} 

• F. Culick
• Published 2004
• Engineering

Аннотация: Эти заметки к двум лекциям предназначены для предоставления основных идей для понимания и интерпретации когерентных колебаний твердотопливных ракетных двигателей. Обсуждение касается в основном динамики системы, состоящей из двух связанных подсистем: камеры, содержащей продукты сгорания; и процессы горения почти полностью ограничивались тонкой областью, примыкающей к поверхности горящего топлива. Связь между подсистемами всегда присутствует благодаря… 

apps.dtic.mil

Numerical Simulations of Combustion Instability and Pressure Oscillation in Solid Rocket Motor

• S. M. Lakshmiganthan

• Engineering, Physics

• 2018

Solid rocket motor frequently experience unsteady gas motions and combustion instability . Колебания давления — хорошо известная проблема больших твердотопливных двигателей (ТРД), приводящая к тяге…

О влиянии высокочастотных нестабильностей горения на работу твердотопливных двигателей

• Д. Сафта, Т. Василе, И. Ион

• Машиностроение

• 2011

Высокочастотные нестабильности горения представляют большой риск для стабильной работы твердотопливного двигателя и напрямую связаны с реакцией твердого топлива на давление…

Относительно оценки функции отклика твердого ракетного топлива на давление муфты

• Д. Сафта, Т. Василе, И. Ион

• Инженерия, химия

• 2011

Высокочастотные нестабильности горения представляют большой риск для стабильной работы твердотопливного двигателя и напрямую связаны с реакцией ракетного топлива на связь давления в камере. Эта статья…

Исследование вращающейся детонационной камеры сгорания в Университете Цинциннати

• В. Ананд, Э. Гутмарк

• Инженерия, физика

• 2018

исследования горения (PGC). Простота конструкции и легкость сборки делают ее перспективной технологией, которая может быть…

Модель термоакустической неустойчивости пониженного порядка в твердотопливных ракетных двигателях

• Zhuopu Wang, Peijin Liu, W. Ao

• Инженерия, физика

• 2020

для прогнозирования холодовых пульсаций газовая масштабная модель твердотопливного ракетного двигателя

• Л. Хиршберг, Т. Шуллер, Дж. Коллинет, К. Шрам, А. Хиршберг

• Физика

• 2018

, Гибридный ракетный двигатель

• S. Boyle

• Машиностроение

• 2019

Традиционно ракеты-носители и космические аппараты используют твердотопливные ракетные двигатели (ТРМ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) для запуска их в космос и через него. Однако и у того, и у другого есть много недостатков…

Горение твердого топлива в низкомаховом одномерном приближении: от дифференциально-алгебраической формулировки с индексом один до моделирования с высокой точностью посредством интегрирования по времени высокого порядка с адаптивным временным шагом

• Laurent François, J. Dupays, D. Davidenko, M. Massot

• Engineering

  ArXiv

• 2020

Нестационарная одномерная модель горения твердого топлива представлена ​​и полудискретизирована в пространстве с помощью схемы конечного объема, и показано, что высокий порядок достигается.

Влияние волн энтропии на термоакустическую устойчивость модели камеры сгорания

• C. Goh, A. Morgans

• Физика, инженерия

• 2013

Термоакустическая нестабильность может быть серьезной проблемой для камер сгорания авиационных двигателей, особенно горелок с предварительным смешиванием обедненной смеси, рассчитанных на низкий уровень выбросов NOx. Нестабильность вызвана взаимодействием между…

Сравнение нелинейных нестационарных откликов двух классических моделей твердого топлива

• Zhuopu Wang, Xiangyu Zhang, Peijin Liu

• Engineering, Physics

  2022 13-я Международная конференция по машиностроению и аэрокосмической технике (ICMAE)

• 2022

Численно исследованы нелинейные характеристики нестационарного горения твердого топлива. Принятые математические модели представляют собой квазистационарную одномерную одномерную модель (QSHOD)…0247

Ф. Кулик, В. Бернли, Г. Свенсон

Возникновение импульсных неустойчивостей в камерах сгорания ракет уже давно ставит раздражающие практические и загадочные теоретические вопросы. Термин «триггер» был применен к явлению в…

Моделирование нелинейной неустойчивости горения в РДТТ

• Дж. Левин, Дж. Баум

• Машиностроение

• 1982

Обзор приводов сжигания в ракетных двигателях с жидкостью.

• F. Culic В то же время в конце 1930-х гг. С тех пор неустойчивые колебания имели место в большинстве, если не…

  Нестабильность горения в твердотопливных ракетах

  • E. Прайс, Г. Фландро

  • Engineering

  • 1989

  Резюме: Этот отчет представляет собой основную часть книги по стабильности горения в твердотопливных ракетах. Настоящий отчет содержит девять глав, каждая из которых практически завершена, за исключением…

  Акустические колебания в камерах твердотопливных ракет

  • Ф. Кулик

  • Физика

  • 1966

  Акустические ракеты в твердотопливных ракетах
  Чемберс. Среди различных видов периодических движений
  наблюдается в камерах сгорания ракет, наиболее
  распространенными и наиболее простыми для анализа являются те…

  Высокочастотная нестабильность горения в твердотопливных ракетах. Часть 2

  • Син-I. Cheng

  • Инженерия, физика

  • 1954

  Развита теория неустойчивых высокочастотных колебаний в твердотопливных ракетах с механизмом самовозбуждения, основанным на следующей упрощенной модели. Обе скорости первичного…

  Нелинейная собственная неустойчивость горения твердого топлива, включая тепловую инерцию газовой фазы

  • Кумар К., Лакшмиша К.

  • Инженерные науки, Физика

  • 2000

  Аннотация В рамках одномерной модели пламени исследуется задача неустойчивости горения однородного твердого топлива с учетом влияния газофазных тепловых инерционно и нелинейно. …

  Теория акустической неустойчивости при горении твердотопливных ракет

  • Р. Харт, Ф. Макклюр

  • Физика

  • 1965

  Явления вихреобразования в твердотопливных ракетных двигателях

  • Ф. Вюйо

  • Физика, инженерия

  • 1995

  постоянно изучался в связи с несколькими двигателями, которые продемонстрировали…

  Устойчивость продольных колебаний с учетом давления и связи скорости в твердотопливной ракете

  • F. Culick

  • Инженерия, физика

  • 1970

  Из различных неустойчивых движений, наблюдаемых в камерах твердотопливных ракет, наиболее неприятные
  в настоящее время это те, которые связаны с колебательными движениями, параллельными оси. Такие нестабильности…

  РДТТ – камера сгорания

  Последнее обновление пн, 05 сентября 2022 г. |
  Камера сгорания

  Принимая во внимание сложность жидкостного ракетного двигателя, не кажется удивительным, что столько внимания было уделено проектированию и разработке гораздо более простого твердотопливного двигателя. Он имеет ряд применений: основная двигательная установка для малых и средних пусковых установок; как простая и надежная третья ступень для выведения на орбиту; и больше всего как приставной ускоритель для многих современных тяжелых пусковых установок. Твердое топливо можно хранить, и с ним относительно безопасно обращаться; не требуется система подачи топлива, и это значительно повышает надежность и стоимость. Основных недостатков два: двигатель нельзя контролировать после зажигания (хотя профиль тяги можно задать заранее), а удельный импульс довольно низкий из-за низкой химической энергии твердого топлива.

  4.1 БАЗОВАЯ КОНФИГУРАЦИЯ

  Термодинамически твердотопливный ракетный двигатель идентичен двигателю на жидком топливе. Горячий газ, образующийся при сгорании, точно таким же образом преобразуется в высокоскоростной поток выхлопных газов, поэтому сопло, горловина и сужение в камере сгорания, ведущее к горловине, идентичны по форме и функциям. Коэффициент тяги рассчитывается так же, как и для жидкостного двигателя, как и характеристическая скорость. Теоретическое рассмотрение в главе 2 служит для обоих.

  Горячий газ образуется при сгорании на полой поверхности блока твердого топлива, известной как шихта или зерно. В большинстве случаев зерно приклеивают к стенке камеры сгорания для предотвращения доступа горячих дымовых газов к любой поверхности зерна, не предназначенной для сжигания, и для предотвращения теплового повреждения стенок камеры сгорания. Зерно содержит как топливо, так и окислитель в виде мелкодисперсного порошка, смешанные вместе и удерживаемые связующим материалом.

  На рис. 4.1 показана типичная конфигурация твердотопливного двигателя. По сравнению с жидкостной ракетой камера сгорания очень проста. Он состоит из корпуса для метательного взрывчатого вещества, который соединяется с соплом, геометрия которого идентична геометрии жидкостного двигателя 9.0003

  двигатель. Как только внутренняя поверхность зерна воспламеняется, двигатель непрерывно создает тягу, пока не закончится топливо.

  Фундаментальная простота твердотопливной ракеты обеспечивает широкое применение. Скорость истечения не очень высока — самые совершенные типы могут дать около 2700 мс-1, — но отсутствие турбонасосов и отдельных топливных баков, а также полное отсутствие сложных клапанов и трубопроводов может обеспечить высокую относительную массу, низкую стоимость, или и то, и другое. Кроме того, надежность очень высока, из-за небольшого количества отдельных компонентов по сравнению с двигателем на жидком топливе. Один большой недостаток заключается в том, что устройство не может быть испытано огнем, и поэтому надежность должна быть установлено по аналогии и путем контроля качества.Твердотопливные двигатели преуспевают в двух областях: в качестве накладных ускорителей и в качестве верхних ступеней, особенно для вывода на орбиту или для циркуляризации эллиптических переходных орбит.Твердое топливо по определению подлежит хранению.

  В качестве бустера твердотопливный двигатель может иметь очень высокий массовый расход и, следовательно, большую тягу, в то время как техническая сложность и стоимость могут быть низкими для одноразового предмета. Это идеально подходит для ранних стадий запуска, когда высокая скорость истечения не является проблемой. Для создания такой же тяги с ракетой на жидком топливе не потребуется такой большой двигатель из-за более высокой удельной химической энергии некоторых жидких топлив, но это будет намного дороже и менее надежно. Очень большие твердые ускорители могут быть изготовлены и заправлены топливом в секциях, которые затем скреплены болтами, что опять же упрощает конструкцию и хранение того, что в противном случае было бы очень большим блоком.

  Наконец, твердотопливный двигатель снова надежен и хорошо адаптирован к высокому коэффициенту массы. В то время как собственный вес жидкостной ступени включает в себя турбонасосы и пустые баки для двух отдельных топлив, собственный вес твердотельной ступени — это только корпус и сопло. Корпус верхних ступеней часто изготавливается из композитных материалов, что еще больше снижает массу. Такую сцену также удобно выполнять сферической или квазисферической формы, чтобы минимизировать массу вмещающих стенок.

  4.2 СВОЙСТВА И КОНСТРУКЦИЯ ТВЕРДОТЕЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

  По сравнению с жидкостным двигателем твердотопливный двигатель очень прост, поэтому проблем с его конструкцией меньше. Нет инжектора и системы распределения топлива. Вопросы конструкции, связанные с топливом, в основном связаны с выбором типа топлива, а также с установкой и защитой топлива в корпусе, а зажигание аналогично зажиганию двигателя на жидком топливе. Топливных баков нет, но кожух должен содержать топливо, а также вести себя как камера сгорания. Для бустеров корпус большой, и сочетание большого размера с устойчивостью к высокому давлению сгорания сильно отличается от той же проблемы в жидкостной системе, где требования разделены. Охлаждение совершенно другое, потому что в нем не участвуют жидкости, а теплоотвод должен быть полностью пассивным.

  Стабильность горения, которая для ракеты на жидком топливе зависит только от постоянной подачи топлива после оптимизации камеры и инжектора, для твердого топлива очень сложна. Здесь подача горючего материала зависит от условий в камере сгорания, и существует повышенная вероятность возникновения и распространения нестабильности. Со стабильностью связан контроль тяги. Для жидкостной ракеты тяга активно регулируется скоростью подачи топлива и в большинстве случаев стабилизируется на постоянном значении. Для твердотопливной ракеты тяга зависит от скорости подачи горючего топлива; это зависит от давления и температуры на поверхности горения и не может активно контролироваться. Точно так же двигатель на жидком топливе можно остановить, закрыв клапаны, в то время как двигатель на твердом топливе продолжает работать до тех пор, пока не будет израсходовано все топливо. Эти конструктивные проблемы являются центральными для правильной работы твердотопливного ракетного двигателя.

  В то время как твердотопливная ракета, по сути, предмет одноразового использования, стоимость больших ускорителей очень высока, а необходимое техническое качество некоторых компонентов, особенно корпуса, может сделать их пригодными для повторного использования. Это было конструктивной особенностью как космического корабля «Шаттл», так и твердотопливного ускорителя «Ариан-5». Ускорители Space Shuttle восстановлены, а сегменты использованы повторно. Ускорители Ariane 5 также восстановлены, но только для послеполетной проверки.

  4.3 СОСТАВ ТОПЛИВА

  В то время как для жидкостных ракетных двигателей существует широкий выбор топливных составов, для твердотопливных этот выбор значительно более узок. Вместо того, чтобы выбирать конкретное топливо для конкретной цели, каждый производитель имеет свою собственную оптимизированную смесь топлива. Базовое пропеллентное топливо состоит из двух или более химических компонентов, которые реагируют вместе с выделением тепла и газообразных продуктов. Твердое топливо использовалось с древнейших времен, и до этого двадцатого века оно основывалось на порохе — смеси древесного угля, серы и селитры. Современные пороха не отличаются по основным принципам от этих ранних смесей. Окислителем обычно является одна из неорганических солей, таких как нитрат калия (селитра), хотя в настоящее время чаще используются хлораты и перхлораты. Топливо иногда включает серу, а углерод присутствует в виде органического связующего.

  Как и в случае с любым другим типом ракет, цель состоит в том, чтобы достичь самой высокой температуры сгорания при минимальной молекулярной массе выхлопных газов. Трудность с твердыми окислителями заключается в том, что они в основном неорганические и содержат атомы металлов. Это приводит к молекулам с более высокой молекулярной массой в выхлопных газах. Точно так же твердое топливо обычно имеет более высокий атомный вес, чем водород, и поэтому молекулярный вес выхлопных газов снова увеличивается. Химическая энергия на единицу массы топлива может быть такой же, как и у основных жидких топлив, и поэтому температура горения аналогична. Особая проблема заключается в том, что некоторые продукты сгорания могут образовывать твердые частицы при температурах выхлопных газов. Это влияет на характеристики сопла при преобразовании тепловой энергии в поток газа. Все эти свойства влияют на работу твердотопливных двигателей.

  Заряд топлива в РДТТ часто называют зерном. Основными компонентами зерна являются горючее, окислитель, связующее и добавки для достижения стабильности горения и стабильности при хранении. Готовый заряд также должен быть достаточно прочным, чтобы противостоять силам, вызванным движением и тягой транспортного средства. Он также должен быть теплоизолирующим, чтобы части зерна, кроме горящей поверхности, не достигли температуры воспламенения.

  В прошлом использовались два разных вида твердого топлива. Первый вид представляет собой смесь неорганических окислителей с топливом, как описано выше. Это наиболее часто используемый сегодня. Другой тип основан на азотированных органических веществах, таких как нитроглицерин и нитроцеллюлоза. Они стали использоваться в качестве ружейного топлива после пороха, и было естественно, что их следует рассматривать как ракетное топливо. Эти материалы обладают тем свойством, что они содержат окислитель и горючее вместе в одной молекуле или группе молекул. Тепло вызывает реакцию, при которой сложная органическая молекула разрушается, что приводит к выделению тепла и газообразных оксидов азота, углерода и водорода. Молекулярная масса таких газовых смесей довольно низкая, что дает преимущество с точки зрения скорости истечения. Эти ракетные топлива по понятным причинам называются гомогенными ракетными топливами. Они не используются для ракет-носителей и большинства двигателей изменения орбиты, потому что они были заменены более совершенными топливными смесями.

  Фундаментальным требованием является создание высокой тяги на единицу массы. Как обсуждалось в главе 2, для этого требуется высокая температура сгорания и низкая молекулярная масса продуктов сгорания. В общем легко достичь относительно высокой температуры горения, но невозможно иметь такую ​​же низкую молекулярную массу продуктов, которая достигается с жидким водородом и жидким кислородом. Присутствие углерода и побочных продуктов неорганических окислителей, солей калия и натрия, обеспечивает более высокую молекулярную массу и, следовательно, более низкую скорость выхлопа. Возвращаясь к главам 1 и 2, мы видим, что высокая молекулярная масса не мешает твердотопливному двигателю развивать большую тягу, что является лишь вопросом большого массового расхода и площади горловины. Высокая предельная скорость транспортного средства труднее достичь с твердотопливным двигателем из-за низкой скорости выхлопа. Типичное значение будет около 2700 мс_1. Для последних ступеней оптимизация направлена ​​на улучшение соотношения масс, а не скорости истечения.

  В современные пороха часто добавляют металлические порошки для увеличения энерговыделения и, следовательно, температуры горения. Обычно используется алюминий, и в этом случае продукты выхлопа будут содержать оксид алюминия, который имеет высокую молекулярную массу и является тугоплавким, а поэтому находится в виде мелких твердых частиц. Частицы в выхлопном потоке снижают эффективность: они движутся медленнее, чем окружающий их высокоскоростной газ, и они более эффективно излучают тепло (как черные тела) и, следовательно, уменьшают энергию в потоке. Потеря скорости выхлопа может быть компенсирована более высокой температурой сгорания и увеличением эффективной плотности выхлопных газов. Это увеличивает массовый расход и, следовательно, тягу. Высокая тяга применима для ускорителя первой ступени, где предельная скорость не так важна, как тяга при отрыве. При проектировании двигателя с большой тягой увеличение плотности выхлопа может быть предпочтительнее, чем увеличение диаметра горловины и, следовательно, общего размера усилителя; массовое отношение также увеличивается, если плотность зерна выше. Присутствие частиц в выхлопных газах приводит к характерному густому белому «дыму», который наблюдается при воспламенении ускорителей. Выхлоп жидкостного двигателя обычно прозрачен.

  Наиболее часто используемое современное твердое топливо основано на полибутадиеновом связующем из синтетического каучука с перхлоратом аммония в качестве окислителя и примерно на 12–16% алюминиевой пудры. Этот тип топлива используется в ускорителях для космических шаттлов, а также в ускорителях для Ariane 5 и многих верхних ступенях. Температура горения без алюминия составляет около 3000 К с 90% перхлората аммония. Добавление 16-18% алюминия увеличивает температуру до

  3600 K для бустера Ariane 5, и соответственно снижается концентрация окислителя.

  Химический состав выхлопных газов: приблизительно 32 % оксида алюминия, 20 % оксида углерода, 16 % воды, 12 % хлористого водорода, 10 % азота, 7 % двуокиси углерода и 3 % хлора и водорода. Большая часть оксида алюминия конденсируется в твердые частицы, но, к счастью, это не влияет на молекулярную массу расширяющихся газов: Al2O3 имеет молекулярную массу 102. Совместное действие газообразных компонентов приводит к средней молекулярной массе около 25. Параметр горения равен 12, что дает характеристическую скорость 1700 мс-1. Частицы уменьшат среднюю скорость истечения из-за эффектов, упомянутых выше. Указанная скорость вакуумного истечения составляет 2700 мс-1, что довольно близко к теоретическое значение, если принять разумный коэффициент тяги. Таким образом, этот двухфазный поток, в котором выхлопные газы следуют нормальному расширению, охлаждению и ускорению вместе с частицами, ускоряемыми газом, не сильно снижает скорость выхлопа. Если бы частицы испарились, то образовался бы газ с очень высокой молекулярной массой, обеспечивающий очень низкую скорость истечения. Таким образом, это твердое топливо достаточно эффективно для создания высокой тяги и разумной скорости истечения.

  Продолжить чтение здесь: Профиль тяги и форма зерна

  Была ли эта статья полезной?

  Советские ракетные двигатели на твердом топливе (ракета топливная, твердотопливная ракета)

  Твердое топливо представляет собой смесь горючего и окислителя, которые сгорают вместе, без впрыска в камеру сгорания какого-либо другого постороннего вещества. Во время холодной войны Соединенные Штаты значительно опередили Советский Союз в разработке и развертывании ракет с использованием больших твердотопливных двигателей. Соединенные Штаты развернули твердотопливную БРПЛ Polaris, а Москва развернула различные БРПЛ на жидком топливе.

  Большинство американских жидкостных МБР быстро ушли со сцены, а жидкостные МБР остались опорой сил Москвы. Американцы развернули тысячу твердотопливных межконтинентальных баллистических ракет «Минитмен», начиная с 1962 года, в то время как советский аналог, РТ-2 / СС-13, был развернут в ограниченном количестве, начиная с 1969 года. Ранние советские перехватчики ПРО использовали жидкое топливо, в то время как американские перехватчики ПРО использовали твердотопливные с самого начала.

  Дж. Д. Ханли из Центра летных исследований Драйдена НАСА писал, что историю твердотопливной ракетной техники «особенно трудно писать по целому ряду причин, включая техническую сложность предмета и вытекающее из этого разделение труда среди инженеров-ракетчиков в различных дисциплинах. и субдисциплины.Другие причины включают … тот факт, что большинство людей с техническими знаниями в области ракетной техники знают только часть истории своего предмета, и многие из них расходятся во мнениях относительно технических деталей или вопросов интерпретации, таких как происхождение конкретной технологии или его относительная важность». Историю советских твердотопливных двигателей особенно трудно писать по всем этим причинам, наряду с хорошо известными проблемами советской историографии в целом.

  Твердотопливные стратегические ракеты привлекательны по нескольким причинам. Поскольку они уже заправлены, они требуют минимального обслуживания и могут быть запущены в кратчайшие сроки. Они меньше, чем их аналоги на жидком топливе, и могут быть развернуты в меньшей подводной лодке в море или в меньшей шахте на суше. Они также могут быть размещены на мобильных пусковых установках, перемещаться в поездах или автотранспортных средствах, что усложняет наведение на цель противодействия противника. Противоракеты-перехватчики на твердом топливе могут иметь гораздо более высокие скорости ускорения, чем их жидкостные аналоги.

  В твердотопливной ракете горючее и окислитель смешиваются в твердое топливо, упакованное в твердый цилиндр. Отверстие в цилиндре служит камерой сгорания. При воспламенении смеси горение происходит на поверхности топлива. Образуется фронт пламени, который сгорает в смеси. При сгорании образуется большое количество выхлопных газов при высокой температуре и давлении. Количество образующихся выхлопных газов зависит от площади фронта пламени, и разработчики двигателей используют различные формы отверстий для управления изменением тяги для конкретного двигателя. Горячий выхлопной газ проходит через сопло, которое ускоряет поток. Величина тяги ракеты зависит от конструкции сопла. Профиль заостренной звезды развивает относительно постоянную тягу, которая медленно уменьшается до нуля по мере того, как расходуется последнее топливо.

  Геометрия твердого топлива определяет площадь и контуры его открытых поверхностей и, следовательно, характер его горения. В космической отрасли используются два основных типа твердотопливных блоков. Это цилиндрические блоки с горением спереди или на поверхности и цилиндрические блоки с внутренним сгоранием. Поскольку горение блока происходит с его свободной поверхности, по мере увеличения этой поверхности геометрические соображения определяют, будет ли тяга увеличиваться, уменьшаться или оставаться постоянной.

  Большинство современных твердотопливных зарядов относятся к одному из двух классов: двухосновным или составным. Двухосновное топливо представляет собой смесь двух очень энергичных соединений, каждое из которых само по себе может стать ракетным топливом. Оба вещества являются монотопливами, которые горят без добавления окислителя. Нитроцеллюлоза придает зерну физическую прочность, а нитроглицерин является высокоэффективным и быстро сгорающим топливом. Такие двухосновные зерна обычно формируются путем смешивания двух компонентов и добавок с последующим прессованием или экструдированием смеси, похожей на замазку, с приданием надлежащей формы, соответствующей корпусу двигателя.

  Композитное зерно названо так потому, что оно формируется из смеси двух или более разнородных соединений в композитный материал с желаемыми свойствами горения и прочностными характеристиками. Ни одно из этих составных соединений само по себе не может быть хорошим топливом; вместо этого один обычно является топливным компонентом, а другой — окислителем. В самых современных композитных ракетных топливах используется каучукообразный полимер (фактически синтетический каучук, такой как полибутадиен или полисульфид), который действует как топливо и как связующее вещество для рассыпчатого порошка окислителя. Окислителем обычно является мелкоизмельченный кристалл нитрата или перхлората, как, например, нитрат калия (KN03) или перхлорат аммония (Nh5Cl04). Композитную смесь можно смешивать и выливать, как тесто для торта, отливать в формы или в сам корпус двигателя и затвердевать (отвердевать), как твердая резина или бетон. Отвержденный пропеллент каучукообразный и зернистый с текстурой, похожей на текстуру ластика для пишущей машинки. Американское твердое ракетное топливо, называемое полибутадиеном с концевыми гидроксильными группами (HTPB), представляет собой твердый резиноподобный материал с консистенцией, похожей на ластик для карандашей, который связывает вместе топливо и окислитель.

  Композитные топлива часто содержат дополнительный компонент топлива в виде порошка легкого металла.