ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.

В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги. [7, с. 688]

Твердотопливные двигатели играли также важную роль в межпланетных программах.

Одной из главных особенностей РДТТ это простота. Всего лишь максимум 1-2 минуты является продолжительностью работы данных двигателей, однако они нашли применение в ускорителях, где требуется получить достаточно высокую тягу и в течении маленького промежутка времени. Также отличительной особенностью РДТТ в отличие от других энергетических установок это меньшая весовая характеристика. Также такой тип двигателей удачно показал в освоения космических пространств, хорошо дополняя жидкостные ракетные двигатели. Те области где их применяют определяются энергетическими и конструктивными особенностями. Главенствующую роль жидкостного ракетного двигателя над РДТТ предопределяют такие параметры как-то что в запасённой единицы массы большое содержание потенциальной химической энергии, легкость регулирования режима, а именно величины тяги, также можно отнести осуществимость многократного включения. [5, с. 58-63]

Стоит отметить то преимущество РДТТ, что он достаточно быстродейственен и прост в использовании, достаточно надежен, он является незаменимым средством для создания тяги при проведении таких операций как спасение космонавтов на начальном выводе на орбиту космических аппаратов, разделения их ступеней с целью стабилизации полета, создания необходимых перегрузок. В целом это оправдывает целесообразное использование данного типа двигателей. Также довольно часто они применяются при на верхних ступенях, а именно в разгонных блоках, которые включаются в космосе. [6, с.40-45]

В арсеналах для космических путешествий имеются твердотопливные двигатели, особенно большое внимание уделяют подвесным РДТТ которые запускают при старте и это достаточно эффективных способ повышения мощности и тяги. Также применение РДТТ на летательных аппаратах позволяет в большую сторону увеличить полезную нагрузку и уменьшить длину пробега по взлетной полосе. [1, с. 36-42]

Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.

Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства — хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток — сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях

Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера — для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер — основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся. [4, с. 7-20]

В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или   нескольких   блоков определенной формы, которые называются зарядами или   шашками.   Заряды удерживаются стенками камеры или   специальными   решетками, называемые диафрагмами. [3, с. 5]

Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда. [1, с. 36-42]

Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда — из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть — из стали, пластмасс, графита. [2, с. 667-674]

В большинстве сегодняшних двигателей для орбитального перехода используются корпуса, изготовленные либо из титановых сплавов, либо из композитных материалов с намотанными волокнами, такие, как кевлар-эпоксид или s-стекло-эпоксид. Уже изготовлены гораздо более легкие и надежные корпуса двигателей из материалов с намотанными волокнами — графит-эпоксид с прочностью волокон (Т-1000 и Т-1000 GB) более чем 56 кг/см2. Композиты с такими хорошими характеристиками обладают значительными преимуществами перед оболочками из титановых сплавов просто потому, что из процесса исключается достаточно продолжительное время для производства штамповок. Кроме того, для производства металлических корпусов требуется более продолжительный цикл, включающий сложную механическую обработку штамповок до тонкостенных составляющих, сварку, тепловую обработку и точную механическую сборку.

При производстве и обработке корпусов двигателей из высокопрочных композитов могут потребоваться более толстые стенки. Но даже с такими толстыми стенками они будут весить меньше, чем сегодняшние металлические и композиционные корпуса двигателей того же размера и выдерживающие те же давления. Кроме того, повышение давления в камере сгорания допускает использование горловины сопла уменьшенного размера при определенных уровнях тяги и сопел с большей степенью расширения, что улучшает характеристики двигателя при заданных длинах сопла и площадях сечения среза сопла. [4, с. 7-20]

Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат — возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной, или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы. [8, с. 400]

При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя. При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей. [2, с. 667-674]

По сравнению с другими типами ракетных двигателей, ТТРД достаточно просто устроен, но имеет пониженную тягу, малое время работы и сложности в управлении. Поэтому, являясь достаточно надежным, он используется, в основном, для создания тяги при «вспомогательных» операциях и в двигателях межконтинентальных баллистических ракет.

Твердотопливные ракеты за 30 лет продемонстрировали высокую надежность и хорошие характеристики. При значительном улучшении топлив, эффективности методов производства, новых материалов, а также при повышенной надежности и более низкой цене за счет использования методов тотального управления качеством (Total Quality Management) орбитальным твердотопливным ракетным двигателям можно гарантировать успех до тех пор, пока будет продолжаться освоение космоса.

Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.

Список литературы:

1. Нешев, С.С. Ступенчатое регулирование внутрибаллистических характеристик ракетного двигателя твердого топлива изменением поверхности горения заряда/С.С. Нешев, В. Ф. Молчанов, Ю.Б. Евграшин/ Вестник машиностроение-2012-№12-С.36-42
2. Волков, К.Н. Течение и движение частиц конденсированной фазы в предсопловом объеме ракетных двигателей твердого топлива/ К.Н.Волков, В.Н. Емильянов, И.В.Курова// Инженерно-физический журнал-2012-№4-С.667-674
3. Князев, И.А. Проектирование конструкции ракетного двигателя твердого топлива с поперечной тягой/ И.А. Князев, В.М. Абашев// Вестник московского авиационного института-2011-№1-С.5
4. Алиев, А.В. Модели, методы и анализ нестационарных внутрикамерных процессов в ракетных двигателях твердого топлива/А.В. Алиев// Внутрикамерные процессы и горение в установках на твердом топливе и ствольных системах-2014-№1-С.7-20
5. Дунаев, В.А. Течение газа в ракетном двигателе твердого топлива с диафрагмой/В.А. Дунаев, А.А. Евланов// Известия тульского государственного университета. технические науки-2014-№12-С.58-63
6. Шаданов, А.Г. К вопросу задания и оценки количественных показателей надежности авиационных ракетных двигателей твердого топлива/А.Г. Шаданов// Вестник ВСГУТУ-2013-№5-С.40-45
7. Калинчев, В.А. Технология производства ракетных двигателей твердого топлива/В.А.Калинчев, Д.А. Ягодников//Вестник МГТУ-2010-№1-С. 688
8. Липанов, А.М. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива / А. М. Липанов, А. В. Алиев . – М.: Машиностроение, 1995 . –C 400 с.