Metodika výpočtu rdt. Usolkin. Vesmírné raketové motory na tuhá paliva

Motory na tuhá paliva (raketové motory na tuhá paliva, raketové motory na tuhá paliva) jsou široce používány v moderní kosmonautice, úspěšně doplňují motory na kapalné rakety (LPRE) na kapalné palivo. Oblasti specifického použití těchto dvou typů motorů jsou určeny jejich srovnávacími konstrukčními, energetickými, provozními, finančními a dalšími vlastnostmi. Větší obsah potenciální chemické energie uložené na jednotku hmotnosti kapalného raketového paliva, snadnost regulace provozního režimu (tahu) a možnost opakovaného zapínání a vypínání motorů na kapalná paliva za letu předurčily dominantní roli těchto motorů v kosmonautice. Kapalinové raketové motory jsou široce používány jako hnací motory, tedy hlavní motory, zajišťující zrychlení nosných raket (LV) a kosmických lodí (SC), brzdění kosmických lodí a jejich přenášení na jiné dráhy atd. Kapalinové raketové motory se používají jako pomocné motory např. , téměř ve všech systémech řízení letu proudových letadel kosmických lodí.

Co se týče raketového motoru na tuhá paliva, v první řadě je třeba poznamenat, že vzhledem k rychlosti a jednoduchosti zařízení (a tedy spolehlivosti) je tento motor nejvhodnějším nebo dokonce nepostradatelným prostředkem pro generování tahu při takových „pomocných“ operacích. jako nouzová záchrana astronautů v počáteční fázi startu kosmické lodi na blízké oběžné dráhy Země, oddělení stupňů nosných raket, roztočení raketových stupňů a kosmických lodí za účelem jejich stabilizace za letu, vytvoření počátečních přetížení pro normální start hlavní raketové motory na kapalná paliva v nulové gravitaci atd. V mnoha případech se ukazuje jako vhodné použít udržovací vesmírné raketové motory na tuhá paliva. V této kapacitě jsou motory na tuhá paliva široce používány v horních stupních nosných raket a v tzv. horních stupních zapínaných ve vesmíru. Instalace namontovaných raketových motorů na tuhá paliva na nosných raketách, zapnutých při startu, je efektivní způsob zvýšení výkonu nosné rakety. Astronautický arzenál zahrnuje také nosné rakety na tuhá paliva.

Navzdory velkému prostoru, který v moderní kosmonautice zaujímají motory na tuhá paliva, nebyly kosmické raketové motory na tuhá paliva v literatuře dostatečně zohledněny. Tato brožura zaplňuje tuto mezeru. Vypráví o konstrukci a vlastnostech vesmírných raketových motorů na tuhá paliva, historii jejich vzniku a použití. Spolu s obecnou úrovní vývoje raketových motorů na tuhá paliva jsou zvažovány konkrétní konstrukce motorů a diskutovány vyhlídky další vývoj a použití raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice.

ZÁKLADNÍ INFORMACE O SPACE SOLID MOTORS

Raketové motory na tuhá paliva patří mezi tzv. chemické nebo termochemické raketové motory. Všechny fungují na principu přeměny potenciální chemické energie paliva na kinetickou energii plynů vycházejících z motoru. Raketový motor na tuhá paliva se skládá ze skříně, palivové náplně, proudové trysky, zapalovače a dalších prvků (obr. 1).

Tělo raketového motoru na tuhá paliva je odolná nádoba válcového, kulového nebo jiného tvaru, vyrobená buď z kovu (ocel, méně často slitiny titanu a hliníku), nebo z plastu. Jedná se o hlavní výkonový prvek motoru na tuhá paliva, stejně jako celého pohonného systému a rakety na tuhá paliva (raketového stupně) jako celku. Skříň obsahuje pevnou palivovou náplň pevně spojenou s ní: obvykle mechanickou směsí krystalického anorganického okysličovadla (například chloristanu amonného) s kovovým palivem (hliník) a polymerním palivovým pojivem (polybutadienový kaučuk). Při zahřátí tohoto paliva zapalovačem (což je v nejjednodušším případě pyrotechnická nálož s elektrickým zapalovačem) jednotlivé složky paliva mezi sebou vstoupí do chemické oxidačně-redukční reakce, která postupně dohoří. Vzniká tak plyn s vysokým tlakem a teplotou.

Rýže. 1. Raketový motor na tuhá paliva v sekci:

1 - zapalovač; 2 - náplň paliva; 3 - tělo; 4 - tryska

Proudová tryska (může být více trysek tvořících blok trysek), ve které je plyn vznikající spalováním paliva urychlován na rychlost přesahující rychlost zvuku, je připevněna k tělu raketového motoru na tuhá paliva, který podle jeho provozní funkce, je také spalovací komora raketového motoru. V důsledku toho vzniká zpětná síla, opačně směřující k výstupu proudu plynu a nazývaná reaktivní síla nebo tah. V závislosti na konkrétním účelu mohou mít kosmické raketové motory na tuhá paliva tah od setin newtonu po několik meganewtonů a doba provozu se může pohybovat od zlomků sekund do několika minut. Skříně a trysky dlouho běžících motorů musí být chráněny před vyhořením. K tomuto účelu používají raketové motory na tuhá paliva tepelně izolační, ablační a tepelně odolné materiály.

Přes jednoduchost funkčního schématu raketového motoru na tuhá paliva je přesný výpočet jeho výkonnostních charakteristik složitým úkolem. Řeší se metodami vnitřní balistiky raketových motorů na tuhá paliva; tato vědní disciplína je podobná oblasti vědy, která studuje plynodynamické procesy v systémech hlavně zbraní. V případě, že fyzikální podmínky na všech místech hořícího povrchu vsázky jsou stejné a palivo je homogenní, hoří rovnoměrně, v rovnoběžných vrstvách, to znamená, že čelo spalování se pohybuje od povrchových vrstev hluboko do vsázky při ve všech bodech stejnou rychlostí. Tlak ve spalovací komoře ( R j) a tah raketového motoru na tuhé palivo při konstantní ploše minimálního průřezu (krku) trysky jsou úměrné velikosti hořícího povrchu a rychlosti hoření paliva ( u). Stálosti tahu nebo jeho nutné změny v čase je dosaženo použitím paliv s při různých rychlostech spalování a výběr vhodné konfigurace náplně paliva.

V nejjednodušším případě parametr u záleží jen na R na teplotu a nabíjení. Pro většinu používaných paliv je dodržován mocninný zákon závislosti na pk (exponent je řádově 0,2–0,9). Na R parametr k = 4–7 MPa a je 2–6 mm/s pro pomalu hořící paliva, 6–15 mm/s pro paliva s průměrnou rychlostí hoření (používané u velkých motorů na tuhá paliva) a 30–60 mm/s pro rychle hořící paliva. Při zvýšení (snížení) teploty vsázky o 10 K se rychlost spalování zvýší (respektive sníží) v průměru o 2–5 %.

V kosmických raketových motorech na tuhá paliva jsou široce používány tzv. kanálové spalovací náplně, které hoří podél ploch tvořených vnitřními axiálními kanály kulatého, hvězdicového (obr. 2) nebo jiného typu. průřez. Aby nedocházelo ke spalování na koncových plochách (ale i na některých vnitřních plochách), jsou na ně aplikovány tzv. pancéřové nátěry - na bázi stejných materiálů, jaké se používají pro tepelnou ochranu karoserie.

Náplně čistého koncového spalování (obr. 2, A) se ve vesmírných raketových motorech na tuhá paliva používají velmi zřídka. I když se vyznačují spalovacím povrchem, který je v čase konstantní, a proto je v tomto případě snadno dosaženo konstantní úrovně tahu, pro získání významného tahu by bylo nutné zajistit příliš velký průměr náplně. Palivové náplně uvažovaného typu mají také podstatnou nevýhodu, že po celou dobu spalování je skříň motoru na tuhá paliva vystavena přímému vlivu zplodin hoření (což znamená, že problém tepelné ochrany stěn skříně se stává zejména akutní). Poplatky s axiálními kanály nemají tyto nevýhody (obr. 2, b, c, d). Navíc změnou geometrického tvaru (t.j. výšky, průměru, počtu paprsků) těchto náloží a částečným pancéřováním jejich povrchů lze získat velmi odlišný charakter změny tahu raketových motorů na tuhá paliva. Často se používají náboje složitějších konfigurací, tvořené kombinací zmíněných jednoduchých forem.

K ukončení tahu vesmírných raketových motorů na tuhá paliva obvykle dochází při úplném spálení paliva. Je také možné zajistit vypnutí motoru na tuhá paliva na příkaz z řídicího systému. Nejosvědčenější metodou „odříznutí“ tahu je okamžité otevření (pomocí pyrozařízení) otvorů v krytu raketového motoru na tuhá paliva, jejichž celková plocha je větší než plocha hrdla trysky. V tomto případě tlak ve spalovací komoře prudce poklesne a spalování paliva se zastaví. Vhodnou orientací těchto otvorů a instalací speciálních „reverzibilních“ trysek je možné vytvořit zápornou tahovou složku, která přispívá k rychlému ukončení činnosti raketového motoru na tuhá paliva.

Rýže. 2. Druhy palivových náplní

Udržovací raketové motory na tuhá paliva mohou být navrženy s ohledem na nezbytnou změnu směru vektoru tahu pro řízení letu nosné rakety a kosmické lodi. Tohoto cíle je dosaženo instalací plynových kormidel (nesouvisejících s konstrukcí raketového motoru na tuhá paliva) na výstupu z trysky, asymetrickým zaváděním odpovídajícího plynu nebo kapaliny do trysky (což vede k rotaci proudu trysky), vychylováním (houpáním ) tryskou v axiální rovině (pomocí vhodných pohonů) a jinými způsoby.

Nyní, když jsme se seznámili s konstrukcí a provozem vesmírných raketových motorů na tuhá paliva, můžeme se podrobněji věnovat jednotlivým konstrukčním prvkům těchto motorů. Nejprve se však podívejme na historii raketového motoru na tuhá paliva. To nám dá příležitost lépe porozumět vlastnostem vesmírných motorů na tuhá paliva a problémům, které vznikají při jejich vzniku, relativním výhodám a nevýhodám raketových motorů na tuhá paliva (především ve srovnání s motory na kapalná paliva), jakož i zhodnotit konkrétní oblasti použití a perspektivy vývoje kosmických raketových motorů na tuhá paliva.

Historie vzniku vesmírných raketových motorů na tuhá paliva. Tyto motory sahají svou historii až k raketám se střelným prachem ve starověku, ve kterých byl poprvé implementován princip proudového pohonu. Než se raketový motor na tuhá paliva začal používat v kosmonautice, prošel dlouhou vývojovou cestou. Podívejme se na hlavní fáze této cesty.

Historie vzniku a vývoje raketových motorů na tuhá paliva je především historií vynálezu střelného prachu. Zdrojem energie prvních raketových motorů, které se používaly v Číně a Indii na začátku našeho tisíciletí, byl černý, neboli kouřový prášek, podobný tomu modernímu. Toto tuhé palivo má následující typické složení: 75 % dusičnanu draselného. (KNO 3), 15 % dřevěné uhlí a 10 % síry.

Po mnoho staletí rakety na tuhá paliva v podstatě nepodléhaly zásadním změnám a vývoj raket na tuhá paliva, v nichž se střídala období vzestupu s dobou poklesu, postupoval extrémně pomalým tempem. Hlavním důvodem byly nepříznivé fyzikální vlastnosti černého prachu, především malá zásoba chemické energie a malé (objemově) množství plynů vznikajících při spalování. S použitím moderní terminologie lze říci, že v tomto případě nebylo možné získat vysoký specifický impuls motoru, tedy poměr tahu k hmotnosti pracovní tekutiny spotřebované za jednotku času. Toto je nejdůležitější parametr raketového motoru, protože charakterizuje jeho účinnost. Specifický impuls má rozměr rychlosti a v mnoha případech se svou hodnotou prakticky shoduje s rychlostí proudění.

Navíc vytvoření náloží černého prachu, které by mohly hořet déle než 1–3 s, se zdálo neřešitelným problémem: po této krátké době se tlak ve spalovací komoře prudce zvýšil a došlo k explozi. Faktem je, že palivové náplně, zalisované do válcových pouzder a hořící od konce, by mohly vlivem provozního tlaku (nebo i dříve - během skladování) prasknout. Kromě toho by horké plyny mohly proniknout mezi stěnu pouzdra a nálož a ​​zapálit boční povrchy náplně; tyto povrchy by se také mohly vznítit vlivem tepla skrz kovové pouzdro.

Na konci 19. století byly ve Francii (P. Viel, 1884) a poté ve Švédsku (A. Nobel), Rusku (D. I. Mendělejev) a dalších zemích vyvinuty různé kompozice bezdýmného střelného prachu, které byly mnohem účinnější než ta předchozí kouřová . Nový střelný prach, nazývaný také koloidní, je většinou pevný roztok organických látek, což jsou estery kyseliny dusičné (například roztok nitrocelulózy v nitroglycerinu). Obě tyto složky obsahují stejné chemické prvky (C, H, O, N), ale v různých poměrech, a proto ve složení střelného prachu působí nitrocelulóza jako oxidační činidlo a nitroglycerin jako palivo.

Když se složky smíchají, tekutý nitroglycerin rozpustí pevnou nitrocelulózu a získá se produkt, který lze tvarovat pod tlakem, což umožňuje lisováním vyrábět práškové náplně (checkery). Do tohoto dvousložkového nebo dvojsložkového paliva se také přidávají další změkčovadla a další přísady.

Bezdýmný střelný prach se okamžitě stal široce používaným v dělostřelectvu, protože výrazně zvýšil sílu palby a při výstřelu neodhalil bojové pozice. V této době se již používaly zbraně s loupanými hlavněmi a rakety se střelným prachem do značné míry ztratily svou roli (protože byly horší než specifikované zbraně, pokud jde o dostřel a přesnost).

S vytvořením bezdýmného střelného prachu byl znovu oživen zájem o raketové motory na tuhá paliva a koncem 19. - začátkem 20. století. V řadě zemí byly nejen vyjádřeny myšlenky na vytvoření raket s použitím bezdýmného prachu, ale byly také provedeny odpovídající experimenty. V roce 1895 testoval podobné rakety T. Unge (Švédsko) za letu (poté upustil od používání nového střelného prachu) a v letech 1915–1916. R. Goddard (USA) provedl experimenty s malými raketovými motory na tuhá paliva a získal experimentální data, která potřeboval k doložení myšlenky na vytvoření rakety s použitím bezdýmného prášku k letu na Měsíc. V Rusku již v roce 1881 N. I. Kibalchich navrhl projekt letadlo o bezdýmném střelném prachu pro let vzduchem a v roce 1916 podal P.I Grave přihlášku a v roce 1924 obdržel domácí patent na bojové a osvětlovací rakety s bezdýmným střelným prachem.

Ukázalo se však, že dělostřelecké prachy nejsou vhodné pro použití v raketách. Faktem je, že tyto střelné prachy byly vyrobeny ve formě zrn, stuh a tenkých trubek, aby se získala větší spalovací plocha. Po vystřelení se celá prachová náplň okamžitě proměnila v plyn s tlakem stovek megapascalů a projektil s vysoká rychlost vyhozen ze zbraně. Pro rakety byly požadovány práškové bomby dostatečně velkých rozměrů (tj. s tlustým obloukem), aby se doba hoření dala měřit alespoň v sekundách. Navíc bylo nutné zajistit, aby spalování probíhalo stabilně při výrazně nižším provozním tlaku. Ukázalo se, že dáma s tlustým obloukem, vyrobená z dělostřeleckého střelného prachu, se po vylisování a vysušení zkroutila a popraskala. (Poslední operace byla provedena za účelem odstranění použitého alkohol-etherového rozpouštědla-změkčovadla, což byl těkavý produkt.)

Vytvoření palivových náplní pro raketové motory na tuhá paliva na bázi bezdýmného prášku s použitím netěkavého rozpouštědla se ukázalo jako obtížný úkol. U nás byl vyřešen v polovině 20. let jako výsledek spolupráce vědců z Laboratoře dynamiky plynu (N.I. Tikhomirov, V.A. Artemyev) a Ruského institutu aplikované chemie (S.A. Serikov, M.E. Serebryakov, O. G. Filippov ). Zaměstnanci těchto dvou leningradských organizací vyvinuli v roce 1929 polovýrobní technologii výroby jednokanálových dám s tlustým obloukem metodou lisování, pyroxylin-TNT hmoty ve slepých matricích, vyhřívaných párou. Navíc v práškové dílně Gas Dynamics Laboratory začali vyrábět bomby o průměru až 40 mm.

Práce na vytvoření práškových raket probíhaly rychlým tempem. V roce 1930 vedl tuto práci B. S. Petropavlovskij a v roce 1934 G. E. Langemak, pod jehož vedením dovedl Výzkumný ústav tryskových střel vývoj projektilů k jejich úspěšným vojenským zkouškám (tyto projektily byly základem slavné raketové zbraně Kaťuša “).

Poslední krok k vytvoření moderních raketových motorů na tuhá paliva učinili pracovníci laboratoře ve druhé polovině 40. proudové motory(USA), kteří navrhli krystalické částice chloristanu draselného (KClO 4) nebo chloristanu amonného (NH 4 ClO 4) jako tuhé raketové palivo jako oxidační činidlo, zapuštěné do hmoty polysulfidového syntetického kaučuku (paliva). Navíc, když byl motor takovým palivem vybaven, bylo připraveno ve formě kapalné viskózní směsi (do které byly také přidány všechny potřebné přísady) a tato směs byla poté nalita přímo do skříně motoru. Po nějaké době došlo k polymeraci paliva v důsledku probíhajících chemických reakcí a byla získána palivová náplň, která těsně přiléhala k tělu (jehož stěna byla předtím potažena polymerní kompozicí s adhezivními a tepelně izolačními vlastnostmi).

Na rozdíl od dvojsytného střelného prachu, který je homogenní, tedy homogenní hmotou, bylo nové palivo ve své struktuře heterogenní a nehomogenní. Protože toto palivo je mechanická směs různých složek, nazývá se směsné palivo. Syntetický kaučuk v něm působí nejen jako palivo, ale také jako pojivová složka (vazivo), které drží celý obsah palivové směsi jako jeden celek.

Směsná paliva mohou hořet stabilně při tlacích pouhých několika megapascalů, což umožňuje výrazně snížit hmotnost konstrukce raketového motoru na tuhá paliva. Dalšího zisku se zde dosáhne odstraněním prvků, které se staly nepotřebnými pro připojení palivové náplně k tělu; současně je také zjednodušena konstrukce raketového motoru na tuhá paliva. Při prohoření nálože vnitřními kanály (což bylo navrženo konstrukcí) je tělo motoru na tuhá paliva vyztuženo a chráněno před tepelnými vlivy díky palivové klenbě, která absorbuje zatížení od tlaku a teploty spalin během téměř celou dobu provozu motoru na tuhá paliva.

V důsledku toho všeho bylo možné vytvořit raketové motory na tuhá paliva s vysokými charakteristikami (specifický impuls a relativní obsah paliva), schopné spolehlivě pracovat po dlouhou dobu (desítky a poté stovky sekund). A díky nové technologii vybavení raketových motorů na tuhá paliva a větší bezpečnosti komponentů se směsným palivem se podařilo vyrábět nálože, které jsou rozměrově nepoměrně větší než dříve. Později se ukázalo, že větší potenciál pro zvýšení specifického impulsu raketových motorů na tuhá paliva mají i směsná paliva.

Vynález směsného paliva spolu s vývojem nové technologie výroby palivových náplní způsobil skutečnou revoluci v oblasti raketových motorů na tuhá paliva a veškeré raketové techniky. Právě tyto nové typy motorů na tuhá paliva umožnily Spojeným státům následovat naši zemi při vypouštění své první družice (1958) a umístění kosmické lodi na meziplanetární trajektorii (1959). V obou těchto případech byly použity čtyřstupňové nosné rakety („Juno-1“ a „Juno-2“) s různým počtem téměř identických raketových motorů na tuhá paliva na druhém, třetím a čtvrtém stupni: a banda 11 motorů, banda 3 motorů a jeden motor. Všechny tyto raketové motory na tuhá paliva pracovaly po dobu 6,5 s a vyvinuly tah asi 7 kN každý se specifickým impulsem od 2160 do 2450 m/s. Ocelová válcová těla raket na tuhá paliva o průměru 150 mm obsahovala 21–23 kg směsného paliva s polysulfidovým palivovým pojivem; Náboj hořel podél povrchu axiálního hvězdicového kanálu. Tyto skromné ​​motory znamenaly začátek širokého používání raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice.

Další pokrok v oblasti kosmických raketových motorů na tuhá paliva byl spojen s vývojem pokročilejších složení směsných paliv, vytvořením konstrukcí tryskových trysek schopných provozu po mnoho desítek sekund, použitím nových konstrukčních, tepelně izolačních a dalších materiálů , zdokonalování technologických postupů výroby raketových motorů na tuhá paliva atd. Podívejme se nyní podrobněji na paliva a palivové náplně a také na proudové trysky moderních vesmírných raketových motorů na tuhá paliva.

Paliva a poplatky za palivo. Směsná paliva na bázi chloristanu draselného a polysulfidu byla první, která našla široké uplatnění v raketových motorech na tuhá paliva. K výraznému zvýšení měrného impulsu raketových motorů na tuhá paliva došlo poté, co se místo chloristanu draselného začal používat chloristan amonný a místo polysulfidových kaučuků se začal používat polyuretan, následně polybutadien a další kaučuky a do paliva bylo přidáno další palivo. složení - práškový hliník. Téměř všechny moderní vesmírné raketové motory na tuhá paliva obsahují náplně vyrobené z chloristanu amonného, ​​hliníku a polymerů butadienu (CH 2 = CH - CH = CH 2).

Kromě těchto hlavních složek se do paliva přidávají také změkčovadla, tvrdidla, katalyzátory a další přísady, určené ke zlepšení jeho fyzikálních, mechanických a technologických vlastností, zajištění polymerace paliva-pojiva, získání vypočtených charakteristik spalování, zvýšení přípustného regálu životnost náplně atd. Níže je charakteristické složení směsného paliva používaného v moderních výkonných raketových motorech na tuhá paliva:

V moderních vesmírných motorech na tuhá pohonná hmota, upravených dvouzákladních nebo smíšených dvouzákladních, se pohonné hmoty používají poměrně zřídka. Z posledního názvu vyplývá, že palivo je složením mezi konvenčním dvousložkovým palivem a směsným palivem. Obsahuje totiž složky obou paliv: obvykle krystalický chloristan amonný (oxidační činidlo) a práškový hliník (palivo), vázané pomocí směsi nitrocelulóza-nitroglycerin (každá složka obsahuje další okysličovadlo a palivo). Zde je typické složení modifikovaného dvouzákladního paliva:

Při stejné hustotě jako palivo ze směsi polybutadienu má modifikované dvojsložkové palivo mírně vyšší specifický impuls. Jeho nevýhodou je vyšší teplota spalování, vyšší cena a zvýšená výbušnost (sklon k detonaci). Pro zvýšení měrného impulsu lze do směsných i modifikovaných dvojsytných paliv zavádět vysoce výbušná krystalická okysličovadla: hexogen (CH 2 NNO 2) 3, oktogen (CH 2 NNO 2) 4 atd. Jejich obsah je limitován stoupajícím nebezpečí detonace paliva.

Typický technologický postup plnění raketového motoru na tuhá paliva směsným palivem je následující. Nejprve se připraví vnitřní povrch skříně (čištění, odmaštění atd.) a připraví se hmota paliva. Poté se na určený povrch postupně nanese několik syntetických polymerních materiálů, které vytvoří tři vrstvy: lepidlo, tepelnou ochranu a opět lepidlo (obr. 3). Technologický postup je navíc kalkulován tak, že vulkanizace poslední vrstvy je dokončena spolu s tuhnutím palivové směsi. Připravuje se v mísičích, kde se původní složky přemění na hustou viskózní kapalinu. Tato operace a následné nalití směsi do těla rakety na tuhou pohonnou látku se provádí převážně ve vakuu, aby se z ní odstranil vzduch a rozpuštěné plyny. směsi a tím zabránit tvorbě dutin v náboji.

Pro plnění paliva je skříň motoru na tuhá paliva umístěna ve speciální technologické komoře vybavené systémy ohřevu a ventilace vzduchu. Pro získání náboje s vnitřními kanály jsou uvnitř pouzdra namontovány trny (tyče) příslušného tvaru (které jsou následně odstraněny). Po nalití paliva do skříně motoru na tuhá paliva se procesní komora uzavře a udržuje po dobu 3–7 dnů při teplotě asi 60 °C, což zajistí ztuhnutí hmoty paliva. Před uplynutím stanovené doby lze komoru krátce otevřít, aby se na určité povrchy vyráběné nálože nanesl polymerní pancéřový povlak, který tvrdne spolu s hmotou paliva.

Hotový náboj vypadá jako tvrdá guma nebo plast. Po vychladnutí je podroben pečlivé kontrole kontinuity a homogenity hmoty, silné přilnavosti paliva k tělu atd. Trhliny a póry v náplni, stejně jako její odtržení od těla v určitých místech, jsou nepřípustné , protože mohou vést k nepřiměřenému zvýšení tahu raketového motoru na tuhá paliva s odpovídajícím zkrácením doby provozu (vzhledem ke zvětšení hořící plochy), vyhoření těla a dokonce i výbuchu. Pro kontrolu kvality takto vybaveného trupu se používají rentgenové, ultrazvukové a další nedestruktivní metody detekce defektů.

Rýže. 3. Schéma připevnění palivové náplně k tělu raketového motoru na tuhé palivo:

1 - tělo; 2, 4 - adhezivní kompozice; 3 - tepelně izolační vrstva; 5 - náplň paliva

Palivová náplň, vyrobená nasypáním směsi do těla, je v podstatě nedílnou součástí výkonové struktury raketového motoru na tuhá paliva. Musí být dostatečně pevná a zároveň elastická, aby odolala vznikajícímu statickému, dynamickému a tepelnému zatížení při výrobě, přepravě a skladování motorů na tuhá paliva a konečně během letu.

Výpočet síly náboje je složitý postup prováděný pomocí počítače. Obtíže, se kterými se setkáváme, se vysvětlují zejména skutečností, že možné deformace náboje závisí na povaze aplikovaného zatížení, protože směsné palivo, stejně jako jiné polymery, je viskoelastický materiál. V obecném případě se vyznačuje nízkým modulem pružnosti, vysokým relativním prodloužením, poměrně vysokou pevností v tahu a výraznou mezí kluzu. Směsné palivo s rostoucí teplotou ztrácí tvrdost a pevnost, při nízkých teplotách tvrdne a křehne (přechází do skelného stavu). Strukturální poruchy v náloži pod vlivem zatížení (včetně cyklických) se „hromadí“ a nakonec se rozvinou v trhliny na volném povrchu nálože nebo vedou k oddělení vsázky od těla. Směsné palivo je docela plastické, když je zatížení aplikováno pomalu, ale je křehké, když je zatížení aplikováno rychle. Poslední případ odpovídá například okamžiku spuštění raketového motoru na tuhá paliva, kdy v něm prudce vzroste tlak.

Kromě všech těchto charakteristik paliva musí pevnostní výpočet rakety na tuhá paliva vzít v úvahu také významný rozdíl v charakteristikách (koeficient tepelné roztažnosti atd.) pro palivo, materiál těla a materiály mezi nimi. Zajištění celistvosti spojení mezi palivovou náplní a tepelně izolační vrstvou je důležitou podmínkou pro vytvoření spolehlivě fungujícího raketového motoru na tuhá paliva. Pevnost tohoto spojení, stejně jako samotná náplň, je nakonec určena pevností materiálu palivo-pojivo obsaženého v palivu.

Při návrhu raketového motoru na tuhá paliva, vývoji technologického postupu jeho výroby a dalšího provozu jako součásti nosné rakety a kosmické lodi je nutné vzít v úvahu skutečnost, že pevná paliva, ale i pancéřování, tepelně izolační, adhezivní a další polymerní materiály podléhají „stárnutí“, tj. nevratné změně vlastností v důsledku chemických a fyzikálních procesů probíhajících v polymerech. Proto, když dlouhodobé skladování vybavené raketovými motory na tuhá paliva, může dojít ke zhoršení energetických a vnitrobalistických parametrů náplně, zvýšení citlivosti paliva na vnější vlivy, snížení pevnosti různých konstrukčních prvků a dalším nežádoucím změnám. Tato okolnost nutí vývojáře raketových motorů na tuhá paliva a raketových paliv pečlivě vybírat složky polymerních materiálů a věnovat pozornost nejen jejich stabilitě jednotlivě, ale také. pro vzájemnou kompatibilitu. Raketové motory na tuhá paliva jsou skladovány v souladu se správnými podmínkami a pravidly manipulace. Obvykle záruční doba skladování je určeno poklesem pevnostních charakteristik palivové náplně a přilehlé adhezivní vrstvy.

Proudové trysky. Nyní, když jsme probrali základní otázky související s palivovou náplní, přejděme k trysce rakety na tuhé palivo. Po celou dobu provozu motoru je tryska vystavena proudu plynů s počáteční teplotou do 3500 K a tlaku do 7 MPa a více, pohybujících se rychlostí, která dosahuje 3 km/s (při výstup z trysky). Pokud je komora motoru na kapalné palivo chlazena pomocí komponentů na kapalná paliva, pak se při vytváření raketového motoru na tuhá paliva můžete spolehnout pouze na použití tepelně odolných, tepelně izolačních a dalších speciálních materiálů.

Typická konstrukce trysky pro moderní vesmírný raketový motor na tuhá paliva je znázorněna na Obr. 4. Ukazuje, že stěna trysky sestává z několika vrstev různých materiálů. Každý z nich plní velmi specifickou funkci. Vnější plášť (plášť) trysky je jejím hlavním energetickým prvkem. Vyrábí se z vysokopevnostních ocelí, titanu a slitin hliníku a také z vyztužených plastů. Před tepelnými a erozivními účinky proudění plynu je plášť chráněn vnitřním pláštěm, který je v přímém kontaktu s hořícím plynem. Hrdlo trysky je vystaveno zvláště intenzivním tepelným a erozivním účinkům, kterým odolá jen málo materiálů.

Při těchto vysokých teplotách, kterých je dosahováno u raketových motorů na tuhá paliva, má grafit, zejména pyrolytický, nejlepší vlastnosti. Ten nejen dobře odolává erozi, ale má také výhody, že dobře vede teplo po povrchu krystalizace a má tepelně izolační vlastnosti v kolmém směru k tomuto směru a má také nízký koeficient tepelné roztažnosti. Z různých druhů grafitu se vyrábí prstencové vložky nebo tenké ochranné desky (pyrografit), které se instalují do hrdel trysek. Takové konstrukční prvky jsou však typické především pro malé motory na tuhá paliva, protože při spouštění motoru hrozí nebezpečí prasknutí velkých grafitových dílů - tepelným šokem. Široké použití pyrografitu do značné míry brání jeho vysoká cena.

Rýže. 4. Tryska na tuhou pohonnou látku:

1 - vnější plášť; 2 - vnitřní plášť; 3 - tepelně izolační plášť

Nejčastěji jsou vnitřní části raketových motorů na tuhá paliva vyrobeny ze žáruvzdorných plastů, ve kterých jsou grafitová, uhlíková, křemičitá, křemenná nebo azbestová vlákna spojena do jednoho celku pomocí fenolformaldehydových pryskyřic (tato vlákna jsou tedy výztužná plniva, a pryskyřice jsou pojiva). Když raketový motor na tuhá paliva pracuje, povrchová vrstva těchto materiálů v kontaktu s horkým plynem podléhá ablaci, tj. tavení, odpařování, rozkladu a chemické erozi, po které následuje strhávání hmoty proudem plynu.

Z výše uvedených ablativních materiálů jsou nejodolnější vůči erozi uhlíkové a grafitové plasty, které se používají v hrdlech trysek. V jiných oblastech se snaží používat jiné plasty, méně odolné, ale levnější. Mezi vnitřní ablační plášť a vnější silový plášť trysky je obvykle umístěna vrstva tepelné izolace z azbestu nebo silikonových plastů, které se vyznačují nízkou tepelnou vodivostí a slouží jako dodatečná ochrana pláště před zahřátím.

Proces výroby plastových dílů trysek obvykle zahrnuje navinutí pásky z vhodného materiálu na profilovaný trn, následné vytvrzení produktu při tlacích do 7 MPa a teplotách asi 150 °C a nakonec mechanické zpracování výsledný obrobek na požadované rozměry. Při montáži trysky se plastové díly instalují pomocí epoxidových lepidel, která se následně vytvrzují za běžných podmínek prostředí.

Z toho, co bylo probráno, je zřejmé, že raketový motor na tuhá paliva se vyznačuje konstrukční jednoduchostí, zatímco motor na kapalné palivo je pouze součástí pohonného systému, jehož součástí jsou také palivové nádrže, přívodní potrubí, plnicí a vypouštěcí a vypouštěcí pojistné ventily , stejně jako řada dalších prvků, sám o sobě Raketový motor na tuhá paliva je v podstatě pohonný systém. Jak jsme však viděli, vytvoření tohoto „jednoduchého“ motoru vyžaduje extrémně vysoký rozvoj teoretických znalostí, chemického inženýrství, technologie výrobní procesy, stejně jako zvládnutí mnoha technických „tajemství“.

Je užitečné uvést některé úvahy ve prospěch použití raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice, kromě těch, které byly uvedeny dříve. Nejprve poznamenejme, že jednoduchost raketového motoru na tuhá paliva spolu s vysokou hustotou tuhého paliva umožňuje vytvářet pohonné systémy, jejichž konstrukce tvoří pouze 5–7 % celkové hmotnosti (při použití motory na kapalná paliva, toto číslo je 1,5krát horší). Tato okolnost do značné míry kompenzuje nižší specifický impuls raketového motoru na tuhá paliva ve srovnání s raketovým motorem na kapalné palivo. Z hlediska tohoto nejdůležitějšího parametru je raketový motor na tuhá paliva 1,5krát horší než nejlepší raketové motory na kapalné palivo pracující na kapalný kyslík - kapalné vodíkové palivo. Je známo, že toto účinné palivo bylo jedním z faktorů úspěšné realizace pilotovaných letů na Měsíc. Jeho použití však není vždy vhodné, protože je spojeno zejména s nutností přijmout speciální opatření k eliminaci ztrát odpařujících se kryogenních složek (zejména kapalného vodíku). A to přirozeně vede k těžší, složitější konstrukci a poklesu spolehlivosti celého letadla.

Proto v případech, kdy je od pohonného systému vyžadován pouze malý celkový tahový impuls, a tím spíše, pokud je nutné jej zapnout několik hodin nebo dní po vypuštění vozidla do vesmíru, je výhodnější použít tzv. -vroucí paliva, jejichž složkami jsou kapaliny normální podmínky. Typickým takovým palivem je například kombinace oxidu dusnatého s nesymetrickým dimethylhydrazinem.

Ale z hlediska specifického impulsu je toto kapalné palivo o 10% lepší než tuhé palivo. Pro získání stejného celkového tahového impulsu je tedy nutné spotřebovat o 10 % více tuhého paliva než kapalného paliva. Vzhledem k vyšší hustotě pevného paliva (1,76 g/cm 3 ve srovnání s 1,21 g/cm 3 pro specifikovanou kapalinu) však bude zapotřebí menší objem pro uložení celé zásoby spotřebovatelného tuhého paliva: A to znamená snížení v hmotnosti konstrukce a v důsledku toho počáteční Hmotnost palivového pohonného systému může být stejná pro kapalná i pevná paliva. V tomto případě bude volba provedena ve prospěch druhého.

Výše uvedené úvahy do značné míry vysvětlují široké použití raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice. Ve prospěch tuhé pohonné hmoty hovoří i to, že se zvládnutým typem tuhého paliva, včetně technologie výroby náplně z něj, lze pohonný systém na tuhou pohonnou hmotu vytvořit v kratším čase, s nižšími náklady a. jak se říká, s „menším rizikem“ než instalace s kapalným raketovým motorem se stejným tahem. Tyto úvahy jsou zvláště důležité, když mluvíme o tom o velmi vysokých úrovních tahu. Největší motor na tuhá paliva, o kterém bude řeč v části o pohonu raketových motorů na tuhá paliva, má 1,7krát větší tah než nejvýkonnější moderní raketové motory na kapalná paliva. Při jeho vzniku byly provedeny pouze čtyři stolní testy plnohodnotných vzorků, zatímco při vývoji výkonných raketových motorů na kapalná paliva je takových testů provedeno několik stovek.

Nutno podotknout, že v USA byl v roce 1965 na lavici testován experimentální raketový motor na tuhá paliva o průměru těla 6,6 m Tento motor obsahoval 730 tun paliva a vyvinul tah až 26 MN. Vytvoření raketového motoru na kapalné palivo o stejném výkonu stále představuje velké potíže. Schopnosti raketových motorů na tuhá paliva tak nejsou zdaleka vyčerpány a jejich realizace bude záviset na potřebách rozvíjející se kosmonautiky.

POMOCNÉ PROSTOROVÉ MOTORY

V současné době jsou tyto motory široce používány v nouzových záchranných systémech (ERS) a měkkém přistání kosmických lodí, pro řízení letu kosmických lodí, v systémech pro oddělování stupňů a odpalovacích kapotážích pro nosné rakety, pro roztáčení nosných raket atd. Jejich široké použití je způsobeno především k jednoduchosti konstrukce, rychlosti odezvy a vysoké spolehlivosti, což je důležité zejména při záchraně posádek pilotovaných kosmických lodí v nouzových situacích

Například raketové motory na tuhá paliva s pomocnými funkcemi byly použity v první nosné raketě na tuhá paliva „Scout“ (od roku 1960). V nosné raketě Scout byl čtvrtý stupeň stabilizován rotací (k roztočení tohoto stupně byly použity 4 raketové motory na tuhá paliva o tahu 0,18 kN). Následně se rozsah použití pomocných raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice rozšířil: od raketových motorů na tuhá paliva s tahem několika newtonů (například pro roztočení a orientaci satelitů) až po stovky kilonewtonů (pro nouzové záchranné systémy pro kosmické lodě) . V této části se podíváme na nejtypičtější příklady instalace pomocných raketových motorů na tuhá paliva na nosných raketách a kosmických lodích.

Raketové motory na tuhá paliva nouzových záchranných systémů a systémů měkkého přistání sovětských kosmických lodí. "Východní". Protože hlavní nebezpečí čelilo astronautovi při startu a při přistání, byla přijata opatření k vybavení lodi speciálními bezpečnostními systémy. Zvláštnosti záchrany při startu v případě výbuchu a požáru na nosné raketě, které jsou pomíjivé povahy, si vyžádaly vytvoření automatické aktivace záchranných prostředků. Tento. automatika v určitém sledu uvedla do provozu pyrotechnické prostředky pro odstřelování krytu lodního průlezu a spustila dva raketové motory na tuhá paliva namontované na katapultovací sedačce s astronautem. Raketový motor na tuhá paliva zajistil, že astronaut byl odstraněn od zdroje ohně na vzdálenost několika set metrů. Poté byl padákový přistávací systém uveden do provozu.

Na rozdíl od americké vesmírné lodi Gemini, kde se katapultovací sedačky s raketovými motory na tuhá paliva používaly pouze jako prostředek k záchraně astronautů v nouzových situacích, na kosmické lodi Vostok bylo možné využít katapultování i při přistání. V tomto případě byl ve výšce asi 7 km odhozen poklop sestupového vozidla (na základě signálů z barometrických senzorů) a astronaut byl katapultován. Poté byl aktivován brzdný padák a poté se otevřel hlavní. Sestupové vozidlo mělo také nezávislý padákový systém, který zahrnoval pilotní a hlavní padák.

Ze šesti startů kosmické lodi Vostok byly všechny úspěšné a přistání proběhlo v dané oblasti, což potvrdilo vysokou spolehlivost nosné rakety a kosmické lodi a také větší účinnost opatření zaměřených na zajištění bezpečnosti letu. .

"Svítání". Tento TYP lodi se výrazně lišil od svého prototypu - lodi Vostok. Konstruktéři přesvědčeni o vysoké spolehlivosti druhého jmenovaného opustili objemné a těžké vystřelovací sedadlo. Změnil se také přistávací systém. Nově zahrnovala tyto operace: ve výšce asi 5 km bylo odstřeleno víko padákového kontejneru a padákový systém byl uveden do provozu, když sestupová rychlost sestupového vozidla již poklesla v důsledku brzdění v atmosféře na 220 m/s. Zhruba po 6 minutách loď dosáhla povrchu Země a před dotykem se zemí se zapnul brzdný pohonný systém s raketou na tuhá paliva, která snížila přistávací rychlost téměř na nulu.

Použití raketových motorů na tuhá paliva s měkkým přistáním začalo v roce 1964 během letu kosmické lodi Voskhod-1.

"Svaz". Pro rychlé opuštění požární nebo výbuchové zóny, když je posádka v sestupovém modulu v režimu kontroly palubních systémů, je kosmická loď Sojuz vybavena speciálním únikovým systémem nouzového startu. Tento nouzový záchranný systém (ESS) kosmické lodi Sojuz se začal používat v roce 1967 s příchodem pokročilejší verze třístupňové nosné rakety Vostok. SAS lze zavést v konečné fázi předstartovní přípravy, kdy servisní personál již opustil startovací pozici a servisní farmy LV a kosmických lodí byly odděleny. Pomocí tohoto systému je loď odstraněna z nouzové zóny do výšky dostatečné k oddělení sestupového modulu a aktivaci přistávacího systému na padácích.

Pohonný systém SAS kosmické lodi Sojuz je instalací tří typů raketových motorů na tuhá paliva (viz obrázek na první straně obálky). V horní části systému je vícetryskový raketový motor na tuhá paliva v prostoru SAS a kapotáž, která chrání loď před aerodynamickým ohřevem, když raketa prochází hustými vrstvami atmosféry. Hlavní raketový motor na tuhá paliva (tah 750 kN, hmotnost palivové náplně 1 tuna) s 12 tryskami orientovanými pod úhlem 30° k podélné ose nosné rakety je připevněn přímo ke kapotáži. Pod kapotáží tohoto motoru jsou čtyři řídící raketové motory na tuhá paliva, které zajišťují rotaci a zasouvání sestupového modulu a orbitálního prostoru kosmické lodi pryč z nebezpečné zóny,

V důsledku aktivace SAS může loď vystoupat do výšky až 1200 m a být vymrštěna z místa startu na vzdálenost až 3 km (v závislosti na směru větru).

Raketové motory na tuhá paliva našly uplatnění v přistávacích systémech kosmické lodi Sojuz (spolu s padákovým systémem). Sestupové vozidlo takto přistane. Přímo u Země se 10 minut před přistáním oddělí již nepotřebný přední tepelný štít zakrývající motory pro měkké přistání umístěné v přední části sestupového vozidla. Zároveň se posádka začíná připravovat na přistání a napíná se systém tlumení nárazů sedadel, ve kterých jsou astronauti seskupeni. V blízkosti Země samotné, ve výšce asi 1 m, je zapnuto šest raketových motorů na tuhá paliva s měkkým přistáním (tah několik kilonewtonů, hmotnost náplně raketového motoru na tuhá paliva 9 kg, doba provozu zlomek sekundy). Tyto motory nakonec snižují rychlost, kterou je sestupové vozidlo sníženo padákem (cca 7–8 m/s), na téměř 0 m/s.

Raketové motory na tuhá paliva nouzových záchranných systémů amerických kosmických lodí. "Rtuť". Na první americké vesmírné lodi byl v případě havárie při startu a při úvodní fázi startu použit nouzový záchranný systém s raketovým motorem na tuhá paliva, který zajistil vytažení lodi do výšky až 760 m. Poté mohla loď pomocí padákového systému přistát na vodě. Motor SAS na tuhé palivo lodi Mercury (obr. 5) mohl vytvořit maximální přetížení až 30 G a vyvinout tah 230 kN po dobu ~ 1 s. Raketový motor na tuhá paliva byl instalován tak, že výsledný tah vyvíjený jeho třemi tryskami byl posunut vzhledem k těžišti lodi, aby bylo zajištěno oddělení lodi v příčném směru vzhledem k dráze letu nosné rakety.

Po oddělení lodi od nosné rakety do bezpečné vzdálenosti bylo plánováno resetování příhradového nosníku od zatahovacího raketového motoru na tuhá paliva, který již svůj úkol splnil. K tomu byl určen další raketový motor na tuhá paliva (rovněž se třemi tryskami), který dokázal vyvinout tah 3,6 kN po dobu 1,5 s. Během normálního průběhu letu byl SAS v určité výšce odhozen a nosná raketa a loď pokračovaly v letu.

V praxi pilotovaných letů kosmické lodi Mercury nebyl SAS použit. Tento systém byl však aktivován během prvního startu experimentální (bezpilotní) kosmické lodi Mercury (25. dubna 1961), která byla vypuštěna na oběžnou dráhu se speciální instalací („robot“) na palubě, která simulovala lidské dýchání, teplotu a řeč. Nosná raketa byla odpálena příkazem ze Země 30 sekund po startu, ale před detonací SAS oddělila loď, která se snesla padákem na vodu a 25 minut po startu ji vyzvedl vrtulník. Tento případ v praxi prokázal proveditelnost použití raketových motorů na tuhá paliva v záchranných záchranných systémech kosmických lodí.

Rýže. 5. Nouzový záchranný systém kosmické lodi Mercury:

1 - raketový motor na tuhá paliva pro stažení lodi; 2 - Reset motoru na tuhé palivo SAS; 3 - farma; 4 - kosmická loď; 5 - raketový motor na tuhá paliva pro oddělení lodi od nosné rakety na oběžné dráze; 6 - Raketový motor na tuhá paliva brzdící loď při deorbitu

Rýže. 6. Nouzový záchranný systém kosmické lodi Apollo:

1 - raketový motor na tuhá paliva pro řízení dráhy letu (pohyb lodi do strany); 2 - Reset motoru na tuhé palivo SAS; 3 - raketový motor na tuhá paliva pro stažení lodi; 4 - prostor pro posádku

"Blíženci". Nouzová záchrana astronautů pomocí katapultovacích sedaček je omezena rychlostí a výškou letu v okamžiku katapultáže. Některé kosmické lodě používaly místo SAS vystřelovací sedadla využívající raketové motory na tuhá paliva. Například v kosmické lodi Gemini mohl signál k katapultování obou astronautů dát kterýkoli z nich, k čemuž musel vytáhnout prstenec z nádoby instalované mezi jeho nohama. Za sedadly astronautů byly kolejnice, které sloužily jako vodítka při katapultáži. Vyhození bylo provedeno pomocí squibů. Blokovací systém navíc zabránil vystřelení nábojnic před otevřením přistávacích poklopů (byly dva) pomocí výbušných závor, kterými se vyhazovala sedadla s astronauty.

Po odpálení motáků, kdy sedadla s kosmonauty byla mimo loď, byly zapnuty raketové motory na tuhá paliva namontované v sedadlech (doba provozu 0,27 s, celkový impuls 8,4 kN s), což vymrštilo sedadla šikmo dopředu. 49° k podélné ose lodi. Maximální zrychlení při vyhazování 24 G. Podle výpočtů měly tyto raketové motory na tuhá paliva odhodit sedačky s kosmonauty od rakety o 150 m. Sedadla byla při pokusech odhozena 300 m do strany a 140 m nahoru.

Po odhození se křeslo oddělí, nafukovací balónek se vysune, aby stabilizoval a zabrzdil křeslo a následně se rozvinou padáky. Posádka přistála na vodě.

"Apollo". Jeho SAS měl v případě nouze vyhodit prostor s posádkou nahoru (vpřed) a pryč od nosné rakety. Nouzová situace při startu a během počáteční fáze letu kosmické lodi Apollo (do výšky ~ 80 km). Součástí SAS byl rám se třemi na něm namontovanými raketovými motory na tuhá paliva (obr. 6). Celková hmotnost této konstrukce je 4 tuny, délka 7m.

Rám ve tvaru komolého čtyřbokého jehlanu vysokého asi 3 m byl svařen z trubek (slitina titanu) a připevněn k prostoru osádky výbušnými šrouby. Raketový motor na tuhá paliva, navržený tak, aby vyhazoval prostor pro posádku nahoru (vpřed), měl čtyři trysky nainstalované pod úhlem 35° k podélné ose motoru. Raketový motor na tuhá paliva délka 4,6 m, průměr 0,66 m, hmotnost 2,18 t (bez paliva - 0,73 t). Tah rakety na tuhá paliva 700 kN, doba provozu 6 s, generované zrychlení 9 G.

V případě nouze bylo nutné současně zapnout další raketový motor na tuhá paliva, určený k odhození prostoru s posádkou na stranu. Tento raketový motor na tuhá paliva, 0,6 m dlouhý, 0,23 m v průměru a vážící 23 kg, vyvinul tah 15,1 kN a pracoval 0,5 s. Po zastavení provozu těchto dvou motorů na tuhá paliva byl zapnut dvoutryskový raketový motor na tuhá paliva pro resetování SAS. Při délce 1,5 m a hmotnosti 0,25 tuny vyvinul tah 150 kN a pracoval méně než 1 s.

Poté, co byl SAS odhozen, sestoupil prostor pro posádku na padáku. Aby se padáky umístěné v horní části oddílu s posádkou rozvinuly, byl oddíl speciálním způsobem orientován a nejprve sestoupil dolů. Pokud při startu nebo v počáteční fázi letu (až do výšky 36 km) nastala nouzová situace, orientaci prostoru posádky zajišťovaly speciální aerodynamické plochy namontované na horní části těla SAS. Až do konce provozu raketového motoru na tuhá paliva pro pohyb lodi jsou tyto plochy přitlačeny k trupu a poté se otevřou.

SAS bylo možné oddělit od oddílu s posádkou až po zajištění stanovené orientace oddílu. Pokud došlo k mimořádné situaci ve výškách 36–80 km, kde je hustota atmosféry nedostatečná pro efektivní provoz aerodynamických ploch, došlo k oddělení SAS od prostoru posádky ihned po ukončení provozu raketového motoru na tuhá paliva. a specifikovaná orientace prostoru byla zajištěna pomocí systému orientace raketového motoru na kapalná paliva v něm namontovaného.

Při absenci nouzové situace při startu a během počáteční fáze letu, po dosažení výšky asi 80 km, je rám s motory oddělen od prostoru s posádkou, k čemuž bylo nutné otočit raketový motor na tuhá paliva. na resetovat SAS a přesunout loď na stranu.

Raketové motory na tuhá paliva meziplanetárních kosmických lodí. Raketové motory na tuhá paliva se používají jako pomocné raketové motory na mnoha satelitech a také na řadě meziplanetárních kosmických lodí. Příkladem jsou sondy Mars-2 a Mars-3 (vypuštěny v roce 1971). Tyto kosmické lodě jsou vybaveny několika raketovými motory na tuhá paliva, které plní různé úkoly (obr. 7). Na aerodynamickém brzdícím kuželu byly dva páry raketových motorů na tuhá paliva (tah každého 0,5 kN). Jeden pár byl zapnut při přiblížení k Marsu, aby se roztočil aerodynamický kužel poté, co byl oddělen společně s sestupovým vozidlem od kosmické lodi (doba provozu 0,3 s). Roztočení bylo provedeno poté, co byl aerodynamický kužel sestupového vozidla orientován ve směru k Marsu. Operace roztočení je způsobena potřebou dát kosmické lodi danou orientovanou polohu při vstupu do hustých vrstev atmosféry Marsu.

Poté byl odpálen hlavní raketový motor na tuhá paliva (spolu s odpovídajícím montážním rámem) k převedení vozidla na sestupovou trajektorii a byl spuštěn druhý pár raketových motorů na tuhá paliva (doba provozu 0,26 s), aby se zastavila rotace aerodynamického kužel. Trysky na tuhou pohonnou látku tohoto páru jsou nasměrovány v opačném směru než trysky na tuhou pohonnou látku prvního páru.

Po aerodynamickém brzdění vozidla byl zapnut raketový motor na tuhá paliva, aby došlo k resetování krytu padákového systému a vložení výtažného skluzu (tah 6,5 kN). Provozní doba motoru na tuhá paliva je 0,24 s. Současně byl odpálen aerodynamický brzdící kužel a výtažný skluz vytáhl hlavní. Ten vytáhl z kontejneru padáku raketový motor na tuhá paliva pro vychýlení padákového systému (tah 9 kN) tak, aby padáky nezakrývaly sestupové vozidlo, a raketový motor na tuhá paliva pro měkké přistání (tah 56 kN).

Rýže. 7. Sestupové vozidlo meziplanetární stanice Mars-3:

1 - aerodynamický brzdový kužel; 2 - raketomet na tuhá paliva pro aktivaci pilotního skluzu; 3 - raketový motor na tuhá paliva převádějící vozidlo na sestupovou trajektorii; 4 - hlavní padák; 5 - sestupové vozidlo

Poté se spustil výškoměr namontovaný na sestupovém vozidle a oddělily se vzletový raketový motor na tuhé palivo a raketový motor na tuhé palivo s měkkým přistáním. První odhodil padák do strany (jeho provozní doba byla 1 s) a pomocí druhého bylo provedeno měkké přistání sestupového vozidla na povrch Marsu (jeho provozní doba byla 1,1 s). Po ukončení provozu raketového motoru na tuhá paliva s měkkým přistáním byl odpálen spodní jeden a půl padákový kontejner a na něm byly instalovány dva boční raketové motory na tuhá paliva (celkový tah 1 kN, doba provozu 4 e). byl spuštěn raketový motor. Jejich úkolem je posunout (odhodit) raketový motor na tuhá paliva s měkkým přistáním na stranu, aby nedošlo k jeho zasažení korbou sestupového vozidla.

Pomocné raketové motory na tuhá paliva byly také použity na kosmických lodích „Mars-5“ a „Mars-6“, „Ranger“ (viz obr. 12 na str. 51) atd.

Pomocné raketové motory na tuhá paliva nosných raket. Raketové motory na tuhá paliva našly uplatnění jako generátory plynu na kapotážích hlav nosných raket pro řízení jejich letu, pro orientační systémy nosných raket (například v nosné raketě Tor-Able), v systémech oddělování stupňů nosných raket (např. , v Titan-3C, nosných raketách Saturn ", MTKK "Space Shuttle") atd.

"Saturn-5". Tato nosná raketa s hnacími raketovými motory na všech třech postupně umístěných stupních obsahuje celkem 18 pomocných raketových motorů na tuhá paliva instalovaných na obvodu těla. V ocasní části prvního stupně je navíc k oddělení tohoto stupně 8 brzdných raketových motorů na tuhá paliva (každý vyvinul tah 337 kN za dobu provozu 0,54 s). V přechodovém prostoru pod druhým stupněm jsou 4 raketové motory na tuhá paliva (každý vyvine tah 102 kN a pracuje 3,8 s) pro „usazení“ paliva v nádržích. A konečně ve spodní části třetího stupně jsou dva raketové motory na tuhá paliva (vyvíjející tah 15 kN každý s provozní dobou 3,9 s) pro „usazování“ paliva a další čtyři raketové motory na tuhá paliva (s tah 155 kN každý s provozní dobou 1,5 s) pro oddělení druhého stupně.

Sled činnosti uvedených raketových motorů na tuhá paliva byl následující. 0,5–0,7 s po příkazu k vypnutí hnacích raketových motorů použitého stupně se zapnou raketové motory na tuhá paliva, které zajistí, že se palivo „usadí“ v nádržích dalšího stupně. Po dalších 0,1–0,2 s se zapnou brzdové raketové motory na tuhá paliva, čímž se oddělí vyčerpaný stupeň. V tuto chvíli je tah jeho hlavních motorů stále 10 % nominální hodnoty. Brzdící raketové motory na tuhá paliva pokračují v činnosti a další stupeň během 0,1–0,6 s letí setrvačností a pod vlivem tahu raketového motoru na tuhá paliva „usazování“ paliva (např. s po okamžiku oddělení prvního a druhého stupně dosahuje vzdálenost mezi nimi 2 m ). Poté je vydán povel k zapnutí hnacích raketových motorů. Po 3–6 s dosáhnou nominálního provozního režimu a činnost raketových motorů na tuhá paliva „usazujících“ palivo se zastaví a tyto raketové motory na tuhá paliva se brzy resetují, aby se snížila „pasivní“ hmota stupně. Resetovací operace se provádějí pomocí pyrotechnických systémů a pružinových tlačníků.

Pomocné raketové motory na tuhá paliva nosné rakety Saturn 5 mají identickou konstrukci. Jejich ocelová válcová pouzdra obsahují nálože s vnitřními hvězdicovými kanály vyrobené ze směsného paliva na bázi chloristanu amonného a polysulfidové pryže. Největší jsou brzdové raketové motory na tuhá paliva prvního stupně; jejich výška je 2,24 m, průměr 0,39 m, hmotnost 228 kg (včetně 126 kg paliva). Nejmenší raketové motory na tuhá paliva, které zajišťují „usazení“ paliva v nádržích třetího stupně, obsahují 27 kg paliva.

"Titan-3S", "Space Shuttle". Každý z jejich dvou „namontovaných“ motorů na tuhá paliva (o kterých bude řeč později) má osm komorových raketových motorů na tuhá paliva, seskupených do dvou bloků. Raketové motory Titan-ZS na tuhá paliva jsou zobrazeny na poslední stránce obálky v okamžiku, kdy jsou zapnuty. Dále se podíváme na raketové motory na tuhá paliva pro raketoplány, které se liší od motorů nosných raket Titan-ZSi lepšími vlastnostmi. Vyvíjejí tah 95 kN a pracují po dobu 0,7 s (a při zohlednění procesů zvyšování a snižování tahu - 1,2 s). Celkový tahový impuls každého motoru je 82 kN s. Palivová náplň o hmotnosti 35 kg s vnitřním kanálem ve tvaru šestnácticípé hvězdy (poskytující velkou spalovací plochu) je umístěna ve válcovém pouzdře o průměru 32,6 cm Celková délka motoru je 88 cm a váží 74 kg.

Když palivo hoří v komoře raketového motoru na tuhé palivo, plyny s vysoký tlak(asi 13 MPa), což umožňuje poměrně efektivně využít potenciální chemickou energii paliva. Skříň raketového motoru na tuhá paliva a montážní část trysky jsou vyrobeny z hliníkové slitiny, výstup trysky je ocelový, nechlazený, hrdlo trysky je grafitové.

Při návrhu raketového motoru na tuhá paliva prostoru raketoplánu byla zvláštní pozornost věnována tomu, aby tryskové proudy plynů proudící z raketového motoru na tuhá paliva během letu nepoškodily tepelně ochranný povlak tohoto zařízení. Proto bylo nutné vyloučit možnost vniknutí cizích pevných částic (části zapalovače a tepelně ochranných povlaků apod.) do proudů plynu. I složení raketového motoru na tuhá paliva bylo zvoleno tak, aby obsah těchto částic ve zplodinách spalování byl malý: směsné palivo obsahuje pouze 2 % hliníku (zbytek tvoří chloristan amonný a polybutadien s koncovými hydroxylovými skupinami).

ZNAČENÍ PROSTORU PEVNÝCH KOMUNIKACÍ

Dále jsou na příkladu konkrétních vzorků motorů nosných raket a kosmických lodí vysvětleny ty oblasti použití raketových motorů na tuhá paliva pro vesmírný pohon, které jsou uvedeny na začátku brožury. Dotčené vzorky dávají představu aktuální stav vývoj kosmických raketových motorů na tuhá paliva v jednotlivých zemích a ve světě, o možných technických řešeních, o rozmanitosti realizovaných konstrukcí, o některých problémech při vzniku a použití vesmírných raketových motorů na tuhá paliva, o významu těchto motorů. Začněme příběh jedním z nejnovějších poznatků.

SRM motor. Jeho celý název přeložený do angličtiny znamená „raketový motor na pevné palivo“. SRM je největší mezi moderními raketovými motory na tuhá paliva. Vyznačuje se následujícími údaji: výška 38,2 m, průměr těla 3,71 m, hmotnost 568 tun. Motor vyvine plný tahový impuls téměř 1300 MN s. maximální tah ~ 14 MN .

Rýže. 8. Motor SRM

SRM používá směsné palivo, složení atd. jehož charakteristika je uvedena na str. 13. Zvláštností motoru je, že hmotnost jeho palivové náplně, dosahující 502 tun (tj. 88,4 % celkové hmotnosti), je rozdělena téměř rovnoměrně mezi čtyři sekce (obr. 8). , které jsou vyráběny samostatně a následně spojeny do jednoho celku pomocí mechanických zámků s ručně instalovanými zajišťovacími čepy. Tato sekční konstrukce řeší problémy spojené s výrobou a přepravou takového velkého raketového motoru na tuhá paliva. Lze jej dopravit v demontu z výrobního závodu přímo na kosmodrom a tam smontovat během jednoho dne.

Skříně jednotlivých sekcí SRM jsou vyrobeny z vysokopevnostní oceli a chráněny před vypálením vrstvou tepelné izolace: vyrobeny z nitrilbutadienového kaučuku s azbestem a křemičitými plnivy. Mezi náplní a tepelnou ochranou je upevňovací adhezivní vrstva plněného polybutadienu s koncovou karboxylovou skupinou. Tyto polymerní materiály se také používají k pancéřování koncových ploch nálože a tvoří 11 % hmotnosti celé konstrukce.

Hlavní podíl na tahu SRM vzniká spalováním nálože podél ploch středních kulatých kanálků malého kužele, přičemž v přední části má nálož počáteční kanál v podobě jedenácticípé hvězdy. Díky této konfiguraci hořícího povrchu se tah raketového motoru na tuhá paliva zpočátku zvyšuje, maximální hodnoty dosahuje přibližně ve 20. vteřině letu, poté se v následujících 40 s 1,5krát sníží, poté mírně vzroste, a od 85. sekundy letu opět klesá (nejprve plynule a od 110. sekundy - prudce). Popsaný charakter změny tahu zajišťuje dosti vysoké počáteční zrychlení letadla, omezený dynamický tlak na konstrukci ve střední fázi letu a malé přetížení (3 G) na konci letu.

V přední části SRM je instalován malý krátkodobý raketový motor na tuhá paliva, který zajišťuje zapálení palivové náplně do 0,3 s (takové zapalovače se nazývají pyrogenní). K zadní části je připevněna proudová tryska o hmotnosti asi 10 tun, zasunutá 1/4 své délky do korby. Takové trysky, nazývané „zapuštěné“ trysky, umožňují zmenšit axiální rozměry motoru a poskytují řadu dalších výhod.

Hlavními konstrukčními materiály trysky jsou ocel a hliníková slitina. Jejich tepelnou ochranu zajišťuje ablativní povlak z fenolu vyztuženého uhlíkovou tkaninou a mezilehlá tepelně izolační vrstva z fenolu vyztuženého skelnými vlákny. Poslední fenolický plast slouží také jako konstrukční materiál pro výstupní část trysky. Při hoření palivové náplně vznikají plyny o teplotě 3400 K a tlaku 4,4 MPa (maximální tlak je 1,5x vyšší). Při expanzi v trysce vyvinou specifický impuls rovný 2480 m/s na povrchu Země a 2600 m/s ve vakuu.

Motory SRM byly vytvořeny pro znovupoužitelnou transportní kosmickou loď Space Shuttle (MTKK) - první americký raketoplán, jehož lety začnou v roce 1981. Dva raketové motory na tuhá paliva, instalované v paralelní konfiguraci a pracující ve spojení se třemi motory na kapalná paliva, budou zajistit start MTKK a jeho výstup až do výšky 45 km. Po oddělení raketového motoru na tuhá paliva budou uvedené raketové motory pracovat dalších 6 minut, dokud raketoplán nedosáhne rychlosti téměř rovné první kosmické rychlosti.

Pro řízení dráhy letu MTKK je v každém motoru na tuhá pohonná hmota kolem hrdla trysky instalováno univerzální ohebné ložisko o průměru cca 2 ma hmotnosti přes 3 tuny, zajišťující (spolu s hydraulickými pohony) otáčení tryska ve dvou axiálních rovinách pod úhlem ±8° a následně změna vektoru tahu . Odpovídajícím otáčením obou trysek se dosáhne regulace sklonu, směru a náklonu. Základ tohoto ložiska tvoří střídající se ocelové a pryžové prstencové destičky slepené do jednoho bloku.

Konstrukční letový program raketoplánu lze udržet pouze s určitým, nepříliš velkým, rozprostřením v provozních vlastnostech jednotlivých raketových motorů na tuhá paliva (doba dosažení jmenovitého režimu při startu, hodnota tahu v každém okamžiku atd. .). V opačném případě nebude systém řízení letu schopen „odrazit“ vznikající poruchy trajektorie. Aby byl zajištěn stabilní výkon SRM, byly vyvinuty přísné požadavky na kvalitu komponentů počátečního paliva a technologii výroby palivových náplní. Poplatky pro každý konkrétní pár SRM se mají vyrábět současně. Palivová směs připravená v jedné nádobě bude navíc střídavě nalévána do odpovídajících segmentů obou raketových motorů na tuhá paliva.

Po ukončení činnosti motorů SRM a jejich oddělení by měl být aktivován padákový systém, který zajistí měkké přistání těchto raketových motorů na tuhá paliva na hladinu oceánu za účelem jejich opětovného použití. V tomto ohledu je SRM také unikátní mezi raketovými motory na tuhá paliva. Jeho pouzdro je dimenzováno například na dvacetkrát a pružné ložisko na desetkrát. Tepelná ochrana těla a trysky bude po každém letu odstraněna (proudem z proudnice) a znovu nasazena. Aby se omezilo dynamické zatížení na záchrannou konstrukci raketového motoru na tuhá paliva, bylo rozhodnuto vyřadit plastovou výstupní část trysky z použitého motoru v horní části jeho letové dráhy. Vyřazený plášť trysky je odříznut plyny generovanými prstencovým pyronábojem.

Je třeba poznamenat, že při vytváření tak velkého motoru, jako je SRM, bylo nutné provést pouze čtyři požární zkoušky experimentálních raketových motorů na tuhá paliva v plné velikosti na stojanu. V souladu s tím byly náklady na vývoj motoru malé. Tato okolnost je vysvětlena zejména tím, že společnost Thiokol, která vyvinula SRM, plně využila zkušeností nashromážděných v USA v procesu vytváření a provozu dalšího velkého raketového motoru na tuhá paliva, o kterém pojednáváme níže.

Motor UA-1205. Tento raketový motor na tuhá paliva, vytvořený United Technology Center, se používá od roku 1965 pro počáteční zrychlení různých nosných raket rodiny Ti-tan-3. Stejně jako raketoplán mají také dva paralelně instalované raketové motory na tuhá paliva, které fungují od startu do výšky 45 km. Jedna z těchto nosných raket je uvedena (za letu, v době oddělování použitých raketových motorů na tuhá paliva) na poslední straně obálky brožury.

UA-1205 je největší raketový motor na tuhá paliva v provozu. Jeho válcové ocelové tělo o průměru 3,05 m obsahuje asi 193 tun tuhého paliva, při jehož spalování vzniká tah dosahující 5,3 MN. Doba chodu motoru je 125 s, celkový vyvinutý tahový impuls je asi 500 MN s. UA-1205 (obr. 9) má sekční konstrukci a běží na směsné palivo podobného složení jako u motoru SRM. Konfigurace náboje je podobná jako u SRM, ale zadní konce jednotlivých sekcí (celkem 7) nejsou pancéřovány. Díky tomu na začátku provozu raketového motoru na tuhá paliva dosáhne jeho tah maximální hodnoty (jak je naznačeno výše), poté postupně klesá na ~ 70 % a v posledních 20 s prudce klesá k nule.

Obr. 9 Pohonný systém s raketovým motorem na tuhé palivo UA-1205

Na rozdíl od SRM má UA-1205 běžnou, spíše než „zapuštěnou“ trysku. Jeho konstrukce zahrnuje grafitové prstencové vložky (v krku) a ablační materiály (fenoplasty vyztužené oxidem křemičitým a dalšími tkaninami). Produkty spalování, urychlující se v trysce, udělují motoru specifický impuls 2610 m/s (ve vakuu).

Pro účely řízení letu nosných raket v každé z nich; Motor UA-1205 je vybaven systémem řízení vektoru tahu založeným na asymetrickém vstupu pomocné pracovní kapaliny - kapalného oxidu dusíku - do proudu nadzvukového plynu v trysce. K tomuto účelu jsou upraveny elektricky ovládané trysky, umístěné kolem trysky přibližně uprostřed rozšiřující části. Pro každý kvadrant průřezu je šest vzájemně propojených trysek, při zapnutí je generována boční řídicí síla v odpovídajícím místě trysky. Je způsobena dynamickou a chemickou interakcí proudění a také silovým impulsem vytvářeným paprskem pomocné pracovní tekutiny.

Axiální složka tahu sice roste, ale výsledný specifický impuls rakety na tuhá paliva stále klesá. Tato metoda zajišťuje řízení letu rakety v náklonu a kurzu při použití jednoho motoru a v případě dvou motorů (tj. jako u nosných raket rodiny Titan-3) - také v náklonu. V UA-1205 je oxid dusnatý obsažen ve speciální nádrži, ze které je vytlačován stlačeným dusíkem. Během letu se spotřebuje asi 80 % zásoby kapaliny ve výši ~ 4 tun.

S přihlédnutím k raketovému motoru na tuhá paliva separačního systému má pohonný systém založený na UA-1205 výšku 26 ma hmotnost 230 tun.

Rodina nosných raket Titan-3 je jasným příkladem účinnosti použití „namontovaných“ raketových motorů na tuhá paliva ke zvýšení nosnosti sériových raket v provozu. Historie těchto nosných raket začala dvoustupňovou mezikontinentální raketou Titan-2, upravenou pro vynášení nákladu do vesmíru. Akcelerace této rakety, používané v letech 1965–1966. pro vypouštění pilotovaných kosmických lodí Gemini, byla zajištěna pomocí dvou sekvenčně zapínaných kapalných raketových motorů. První z nich vyvinul tah 1913 kN (na Zemi) a pracoval 150 s, druhý - tah 445 kN po dobu 180 s.

Poté, co byl na Titan-2 instalován další kapalný stupeň a na obě strany trupu byly připevněny „namontované“ motory na tuhá paliva UA-1205, se nosnost nosné rakety zvýšila ze 147 na 630 tun a nosnost (hmotnost užitečného nákladu vypuštěného na Titan-2) na nízké kruhové oběžné dráze Země) se zvýšila z přibližně 3,5 na 13 tun Uvedená modernizace nosné rakety byla provedena v krátkém čase a za mnohem nižší náklady, než jaké by bylo nutné vytvořit zcela novou nosnou raketu stejné síly.

Celkový tah dvou motorů UA-1205 se ukazuje jako dostatečný k tomu, aby zvedl nosnou raketu ze země a zvedl ji do výšky několika desítek kilometrů (raketové motory na kapalné palivo se zapnou poté, co raketový motor na tuhé palivo ukončený provoz). Pokud spočítáme poměr tahu k hmotnosti pro různé varianty rodiny nosných raket Titan-3, ukáže se, že tento údaj se po modernizaci nosné rakety zvýšil z 1,3 na 1,7 G. Nosná raketa tak začala rychleji zrychlovat a následně se snížily i ztráty rychlosti spojené s vlivem gravitace (co se týče ztrát na překonání aerodynamického odporu, ty se příliš nezvýšily).

Obrazně řečeno, „namontované“ raketové motory na tuhá paliva vdechly nový život raketám Titan a zajistily jejich široké využití při realizaci amerických vesmírných programů. Střely tohoto typu jsou nejvýkonnějšími americkými nosnými raketami v provozu v posledních letech. S jejich využitím je spojeno mnoho úspěchů v kosmonautice. V roce 1977 tak byly s pomocí Titánů vypuštěny dvě meziplanetární stanice Voyager, které po předání nejcennějších informací o Jupiteru a jeho satelitech pokračovaly v pohybu směrem k Saturnu. Aby se zkrátila doba letu, dostala indikovaná kosmická loď třetí únikovou rychlost a poletí za Sluneční soustavu.

Voyagery byly urychlovány pomocí pětistupňových nosných raket rodiny Titan-3: první stupeň byl vybaven motory na tuhá paliva UA-1205, další tři pak raketovým motorem na kapalné palivo a vrchol (tzv. horní stupeň ) s raketovým motorem na tuhá paliva. Tento motor na tuhá paliva je diskutován dále a zde se zaměříme na raketové motory na tuhá paliva, které se používají v jiné nosné raketě, která se široce používá ve vesmírných programech.

Motory LV "Delta". Ve Spojených státech je tato nosná raketa nazývána „tahounem kosmonautiky“: vypustila do vesmíru více nákladu než jakákoli jiná zahraniční raketa a tyto náklady mají různé účely.

Zpočátku byla Delta třístupňová raketa s raketovým motorem na kapalné palivo v prvních dvou stupních a raketovým motorem na tuhá paliva ve třetím. S hmotností startu asi 48 tun by mohl umístit 270 kg užitečného zatížení na kruhovou dráhu ve výšce 370 km nebo 45 kg na protáhlou eliptickou dráhu 185 x 36 000 km (tzv. geostacionární přenosová dráha). Od svého prvního letu v roce 1960 prošla Delta řadou změn, během kterých se objevily výkonnější nosné rakety vybavené třemi (1964), šesti (1970) a devíti (1972) namontovanými raketovými motory na tuhé palivo. Jedna z nejnovějších verzí „Delta“ je znázorněna na Obr. 10 s rozdělením na samostatné komponenty. Výška této rakety je 35 m, startovací hmotnost je 132 tun, z toho 42 tun dopadá na 9 namontovaných raketových motorů na tuhá paliva.

Uvažujme sled činnosti motorů této verze nosné rakety při vypouštění umělé družice na geostacionární dráhu. Na povel „Start“ se zapíná kapalinový motor centrálního bloku (1. stupeň) vyvíjející tah 912 kN a 6 motorů na tuhá paliva, které vytvářejí dodatečný tah 942 kN. Výsledkem je, že raketa dostane počáteční zrychlení 1,4 G. Po 39 s, kdy přestanou fungovat raketové motory na tuhá paliva, Delta zrychlí na rychlost asi 400 m/s a vystoupá do výšky asi 5 km (v této době již začal náklon nosné rakety, což zajišťuje „ hladký“ start nákladu na nízkou oběžnou dráhu Země). Poté se zapnou tři zbývající motory na tuhá paliva. Tento sled operací je způsoben potřebou omezit přetížení působící na dna nádrží se složkami kapalného paliva.

~10 s poté, co poslední motory na tuhá paliva přestanou fungovat ve výšce asi 20 km, se současně oddělí všech devět motorů na tuhá paliva. Kapalný stupeň pokračuje ve funkci přibližně do 230. sekundy letu. Současně se nosná raketa zvedne o 95 km a zrychlí na 5300 m/s. Delta se setrvačností pohybuje několik sekund a stoupá o dalších 10 km, načež se dvakrát zapne raketový motor druhého stupně s intervalem 13 minut. Specifikovaný raketový motor na kapalné palivo, který pracoval celkem 300 s při úrovni tahu 46 kN, dopraví užitečné zatížení do výšky asi 180 km, což mu dává první únikovou rychlost.

Následuje roztočení (za účelem stabilizace) a oddělení třetího stupně na tuhá paliva (spolu se satelitem). Jeho 67 kN tahový motor se zapne ve 24. minutě letu a za 44 sekund provozu zvýší rychlost družice ze 7,9 na 10,25 km/s. Družice je v tomto případě vypuštěna do bodu nad rovníkem odpovídajícím orbitálnímu perigeu 185 x 35 790 km, se sklonem k rovníkové rovině asi 29° (apogeum odpovídá opačnému bodu zeměkoule). Zde se satelit oddělí a nezávisle pomocí vlastního raketového motoru provede přechod na geostacionární dráhu. Tuto závěrečnou fázi letu zvážíme v příslušné části (viz strana 49), ale prozatím se vrátíme k „Deltě“.

Rýže. 10. Nosná raketa Delta

Z výše uvedeného schématu startu je snadné si všimnout, že namontované raketové motory Delta na tuhá paliva (a ještě více každý z nich samostatně) tvoří relativně malý podíl na celkovém tahovém impulsu vyvinutém všemi LV motory. Fungují krátkou dobu a jsou odděleny v malé výšce. Pokud tedy v raketoplánu a nosné raketě Titan tvoří odpovídající raketové motory na tuhá paliva plnohodnotné stupně, pak c. "Delta" jsou ve svých charakteristikách mezistupněm mezi raketovými stupni a raketovými urychlovači. Strukturálně patří tyto motory mezi nejjednodušší mezi raketovými motory na tuhá paliva. Zejména ne. obsahují zařízení pro změnu vektoru tahu a řízení letu nosné rakety Delta se provádí pomocí kapalného pohonného systému centrální jednotky.

Od roku 1968 je třetí stupeň nosné rakety Delta vybaven raketovými motory na tuhá paliva řady Star-37, vytvořenými na bázi brzdícího motoru kosmické lodi Surveyor. Obsahují tělesa o průměru 935 mm vyrobená z titanové slitiny a „zapuštěné“ trysky. Zpočátku se používala verze raketového motoru na tuhá paliva s kulovým tělem, která měla tyto vlastnosti: hmotnost 718 kg, z toho 653 kg (tj. 91 %) směsné palivo polybutadien - chloristan amonný - hliník, maximální tah 46,7 kN, specifický impuls 2850 m/s. Motor při provozu po dobu 44 s vyvinul celkový tahový impuls 1860 kN s, což odpovídá průměrnému tahu 42 kN.

V roce 1972 bylo těleso (a tedy i palivová náplň) raketového motoru na tuhé palivo prodlouženo o 362 mm zavedením střední válcové části, a proto hmotnost raketového motoru na tuhé palivo vzrostla přibližně o 400 kg. obsah paliva vzrostl na 92,6 %. Celkový tahový impuls dosáhl 2910 kN s; tah se úměrně tomu zvýšil (až na 66,7 kN), protože provozní doba motoru zůstala stejná.

V tomto ohledu je zajímavé srovnání raketových motorů na tuhá paliva s motory na kapalná paliva. Pokud u pohonného systému s raketovým motorem na kapalné palivo vede zvýšení (snížení) dodávky paliva k odpovídajícímu zvýšení (zkrácení) doby chodu motoru, přičemž jeho tah zůstává nezměněn, pak u raketového motoru na tuhá paliva je pozorován opačný efekt. Tah raketového motoru na tuhá paliva lze tedy měnit ve významných mezích pouhou změnou délky. palivová náplň. V tomto ohledu jsou sekční raketové motory na tuhá paliva (podobné dříve diskutovaným SRM a UA-1205) „flexibilní“: změnou počtu sekcí můžete snadno získat motory s různým tahem.

Na závěr diskuse o problémech souvisejících s motory nosné rakety Delta poznamenáváme, že v letech 1977–1978. Byly vytvořeny nové verze raketových motorů na tuhá paliva řady Star-37, které implementovaly mnohé z nejnovějších pokroků v oblasti motorů na tuhá paliva. Nyní přejdeme k kosmickým raketovým motorům na tuhá paliva vytvořených ve Francii.

Raketomet na tuhá paliva "Diamant". Na druhém a třetím stupni této nosné rakety byly instalovány motory na tuhá paliva, s jejichž pomocí bylo v letech 1965–1975 vypuštěno několik francouzských satelitů. (v prvním stupni rakety byl použit raketový motor na kapalné palivo). Diamant je jediná nosná raketa vytvořená ve Francii. Stejně jako ty americké, i tato nosná raketa prošla řadou vylepšení zaměřených na zvýšení výkonu.

Nejnovější verze Diamantu používala jednodýzové raketové motory na tuhá paliva s krátkými sklolaminátovými pouzdry o průměru 1,5 (druhý stupeň) a 0,8 m (třetí stupeň), které obsahovaly 4, respektive 0,685 tuny směsného paliva. První z těchto raketových motorů na tuhá paliva poskytuje řízení vektoru tahu vstřikováním freonu do trysky, což umožňuje řídit let rakety v nakloněných a směrových rovinách. Tento motor pracuje po dobu 62 s při konstantní úrovni tahu 180 kN. Odpovídající parametry pro třetí stupeň raketového motoru na tuhé palivo „Diamant“ jsou 46 sa ~ 30 kN (průměrná hodnota). Stejně jako druhý stupeň raketového motoru na tuhá paliva obsahuje tento motor pevnou trysku s grafitovým hrdlem, ale nemá zařízení pro řízení vektoru tahu.

Z Obr. 1, ve kterém byl tento raketový motor na tuhá paliva představen, je zřejmé, že jeho palivová náplň má centrální kulatý kanál s příčnými štěrbinami. Tato konfigurace náplně zajišťuje konstantní spalovací plochu a tím i konstantní tah motoru během provozu. Přesné rozměry vnitřní nábojové dutiny jsou zajištěny mechanickým zpracováním.

Palivo tvoří 91 % celkové hmotnosti motoru a má následující složení: 60 % chloristanu draselného, ​​21 % polyuretanu, 19 % hliníku (zaokrouhlené hodnoty). Použití tohoto poměrně málo účinného paliva umožnilo získat specifický impuls raketového motoru na tuhá paliva jen asi 2730 m/s. U raketového motoru na tuhá paliva druhého stupně nosné rakety Diamant (který rovněž používal polyuretanové palivo) je tento parametr ještě nižší - přibližně 2680 m/s.

Je třeba poznamenat, že raketové motory Diamant plně neodrážejí francouzské úspěchy na poli raketových motorů na tuhá paliva. Například balistické střely dlouhého doletu vytvořené v této zemi používají raketové motory na tuhá paliva s palivovými náplněmi, jejichž hmotnost dosahuje 16 tun a doba hoření 76 sekund. V roce 1969 předvedla francouzská firma na výstavě experimentální nálož o průměru 3 m.

Mnoho moderních úspěchů v oblasti raketových motorů na tuhá paliva bylo realizováno na motoru na tuhá paliva, který nedávno společně vytvořili specialisté z Francie, Itálie a Německa pro použití v kosmických lodích od roku 1980. Tento raketový motor na tuhá paliva o celkové hmotnosti 692 kg vyvine celkový tahový impuls 1900 kN s a specifický impuls přes 2890 m/s. Než se však přesuneme k motorům kosmických lodí, zvážíme motory několika dalších nosných raket.

Raketový motor na tuhá paliva "Vexuing". Tento motor, znázorněný na obr. 11, byl použit na třetím stupni anglické nosné rakety Black Arrow, s jejíž pomocí byl v roce 1971 vypuštěn první anglický satelit Prospero. Ačkoli "Vexuing" a podobné motory nejsou široce používány, zvážení tohoto raketového motoru na tuhá paliva poskytne úplnější pochopení možných konstrukcí vesmírných raketových motorů na tuhá paliva, jejich vlastností a problémů řešených během jejich vytváření.

Raketový motor Vaxuing na tuhá paliva využívá tělo v podobě tenkostěnné (0,6–0,8 mm) ocelové nádoby o průměru 712 mm. Motor obsahuje 312 kg ne zcela běžného směsného paliva. Skládá se z chloristanu amonného (63 %), pikrátu amonného (14 %), hliníku (12 %) a hořlavého pojiva na bázi měkčeného polyisobutylenu (11 %). Toto palivo je neobvyklé v tom, že výroba vsázky z něj je redukována na smíchání uvedených složek do stavu husté pasty (o hustotě 1,77 g/cm3), jejíž následné vytvrzování se neprovádí. Při teplotě 60 °C se hmota paliva stane tak plastickou, že ji lze pod vakuem naplnit do krytu motoru na tuhá paliva.

Po naložení se do paliva zasune profilovaná jehla, která vytvoří vnitřní spalovací kanál. Vytvořením příslušného hydrostatického tlaku je náplň pevně přitlačena k tělu, které je předem potaženo tepelně izolační vrstvou (plněný chlorsulfonový polyethylen) a adhezivní kompozicí (nitrilkaučuk).

Pohonný systém s raketovým motorem na tuhé palivo Vaxuing má hmotnost 352 kg (palivo tvoří 89 % této hodnoty) a pracuje po dobu 37 s, přičemž vyvine specifický impuls asi 2710 m/s. Během prvních 15 s se postupně zvyšuje tah rakety na tuhá paliva až na ~ 29 kN (současně se tlak v komoře zvýší na ~ 2,8 MPa), poté postupně klesá. Tvůrci Wexwingu se obávali, že pastovitá palivová náplň, která je při malé zátěži dosti elastická, vlivem zrychlení „proteče“ při provozu motorů prvního a druhého stupně nosné rakety. Odpovídající experimenty však ukázaly, že nebezpečná úroveň přetížení výrazně převyšuje skutečnou úroveň.

Rýže. 11. Raketový motor na tuhá paliva "Vexuing"

Při vytváření raketového motoru na tuhá paliva Wexwing bylo nutné počítat s možností jeho nouzového vypnutí v případě opuštění nosné rakety z bezpečné zóny testovacího místa. Za tímto účelem byla do předního dna korby umístěna prstencová nálož, při detonaci byl ve dně vyříznut otvor o průměru asi 200 mm. V tomto případě dochází k rychlému poklesu provozního tlaku v motoru a spalování paliva se zastaví.

Při vypouštění družice se motor Wexwing zapnul v apogeu střední dráhy a zajistil přesun družice na cirkumpolární dráhu. Po oddělení družice se raketový stupeň dále pohyboval v důsledku výronu produktů pyrolýzy tepelně izolačních materiálů zahřátých na vysoká teplota. Výsledkem bylo, že stupeň předjel satelit a při srážce poškodil telemetrickou anténu. Tato skutečnost je jedním z mnoha „překvapení“, které je třeba vzít v úvahu při vytváření a používání vesmírných raketových motorů na tuhá paliva.

Motory nosných raket na zcela tuhá paliva. Akcelerace těchto tří a čtyřstupňových raket se provádí výhradně pomocí raketových motorů na tuhá paliva instalovaných na všech stupních. Při vývoji takových nosných raket bylo konečným cílem vytvořit prostředky pro doručování užitečného zatížení do vesmíru, které by nebyly příliš nákladné na výrobu a snadné použití a také by nevyžadovaly složité startovací komplexy a rozsáhlou předstartovní přípravu. Rozhodující pro dosažení tohoto všeho byla volba malých a snadno zkonstruovaných udržovacích raketových motorů na tuhá paliva pro všechny stupně nosné rakety.

Uvažované nosné rakety jsou malé co do velikosti a výrazně horší než jiné moderní nosné rakety, pokud jde o hmotnost startu, a tedy i hmotnost užitečného zatížení. Největší pozornost budeme věnovat americké čtyřstupňové nosné raketě Scout, která je v provozu od roku 1960. Zpočátku byla nosnost této nosné rakety 16 tun a umělá družice o hmotnosti 45 kg mohla vynést do blízkého okolí. -Oběh Země ve výšce 280 km. Od počátku používání byla nosná raketa Scout mnohokrát modernizována za účelem zvýšení výkonu, přičemž byly upraveny i jednotlivé raketové motory na tuhá paliva či nahrazeny novými, pokročilejšími modely.

Ve své moderní verzi je nosná raketa se startovací hmotností 21,4 tuny schopna dopravit na nízkou oběžnou dráhu Země ve výšce 560 km užitečné zatížení o hmotnosti 181 kg. Výška nosné rakety je 23 m, maximální průměr těla je 1,13 m. Udržovací raketové motory na tuhá paliva této rakety vyvinou tah 476, 275, 125 a 25 kN (v souladu s pořadím jejich aktivace. ) a fungují od ~75 (první stupeň) do ~30 s (poslední krok).

Tyto motory nemají zařízení pro změnu vektoru tahu a let nosné rakety Scout je řízen pomocí aerodynamických a plynových kormidel instalovaných na prvním stupni a pevných raketových motorů s nízkým tahem instalovaných na dalších stupních. Kromě toho druhý a třetí stupeň používají raketové motory na kapalná paliva pracující na produkty rozkladu peroxidu vodíku a čtvrtý stupeň používá pomocné raketové motory na tuhá paliva, které udělují stupni rotační pohyb kolem podélné osy.

Od udržovacích raketových motorů na tuhá paliva rakety Scout se podrobně podíváme na motor FW-4, který se používal ve čtvrté etapě v letech 1965–1973. Má válcové tělo o průměru 508 mm, hmotnost osazeného motoru je ~300 kg. Navíc 91 % této hmoty tvoří směsné palivo obsahující chloristan amonný, kopolymer butadienu, akrylonitrilu, kyseliny akrylové a hliníku.

V počáteční části palivové náplně je spalovací plocha tvořena středovým válcovým kanálem, dále následuje prstencová příčná štěrbina a opět axiální kruhový kanál, který přechází v rozšiřující se kuželový otvor. Uvedená mezera plní dvojí roli: kompenzuje teplotní namáhání, která vznikají při změně skladovacích podmínek raketového motoru na tuhá paliva, a zajišťuje správný charakter změny tahu: v prvních 11 s provozu se nerovnoměrně zvyšuje z 21 na 30 kN a za dalších 19 s postupně klesá. Průměrná (za provozu) hodnota tlaku v komoře raketového motoru na tuhá paliva je 5,3 MPa.

Spalovací produkty vytékající z trysky vyvinou specifický impuls 2805 m/s. Tryska je připevněna k tělu přes tepelně izolovanou přírubu z hliníkové slitiny. Hrdlo trysky je tvořeno grafitovým prstencem a rozšiřující část je tvořena kónickým pláštěm z nerezové oceli (tloušťka 0,25 mm), chráněným zevnitř grafitovou tkaninou (v počáteční části) a silikon-fenolickým materiálem.

Skříň motoru FW-4 je chráněna před vyhořením vrstvou tepelné izolace z nitrilbutadienové pryže plněné oxidem křemíku. Samotné tělo s tloušťkou válcové stěny 2 mm je vyrobeno ze sklolaminátu, tedy materiálu na bázi skleněných vláken a složky polymerního pojiva (v tomto případě epoxidové pryskyřice), což je pozoruhodná vlastnost FW- 4 ve srovnání s dříve diskutovanými SRM a UA-1205.

Nejběžnějším způsobem výroby sklolaminátových trupů je navíjení souvislé skleněné pásky impregnované pryskyřicí na rotující trn. Navinutá struktura je vystavena tepelnému vytvrzení, po kterém je trn vyjmut z pouzdra; pro tento účel se vyrábí buď skládací, nebo zničitelný (například ze sádry). Použití plastových pouzder u raketových motorů na tuhá paliva je spojeno s nutností řešení řady specifických problémů, jedním z nich je výrazná změna geometrických rozměrů konstrukce při zatížení provozním tlakem, která se vysvětluje zvýšeným ( oproti kovům) deformace plastů.

Při testování FW-4 byl například objeven následující problém specifický pro tento motor. Bezprostředně před startem hlavního raketového motoru na tuhá paliva se čtvrtý stupeň nosné rakety Scout roztočí (pomocí výše zmíněných pomocných raketových motorů na tuhá paliva) na 120–160 otáček za minutu, aby se stabilizoval. Některá užitečná zatížení nejsou oddělena od stupně, a pokud se po ukončení provozu hlavního raketového motoru na tuhá paliva zapne mechanismus pro zpomalení rotace užitečného zatížení, je skříň motoru vystavena dodatečnému zatížení. Zkoušky na stolici prvních vzorků FW-4 se simulovanou rotací ukázaly, že tato zatížení mohou způsobit delaminaci sklolaminátových pouzder tvořených vnitřní vrstvou spirálového vinutí a vnější vrstvou příčného (kruhového) vinutí. Začala se proto vyrábět pouzdra střídavě jedno a druhé vinutí.

Vyztužené plasty jsou široce používány jako konstrukční materiál pro skříně moderních vesmírných raketových motorů na tuhá paliva. Plastová pouzdra mají ve srovnání s kovovými pouzdry menší hmotnost, což se vysvětluje vyšší měrnou pevností plastů. Tento parametr je definován jako poměr pevnosti v tahu k hustotě materiálu. Před úvodem Mezinárodní systém jednotky (SI) místo hustoty specifická gravitace a v tomto případě měl zadaný parametr rozměr délky. Takže v tomto předchozím rozměru je měrná pevnost ocelí použitých v motorech SRM a UA-1205 20 km a sklolaminát použitých v FW-4 je asi 50 km.

Moderní technologické vybavení umožňuje vyrábět plastová pouzdra bez jakýchkoliv konektorů jako jeden celek a zajišťuje stálost jejich vlastností. Navíjením vláken pod různými úhly a výběrem vhodného počtu vláken v určitých místech je dosaženo stejné pevnosti struktury vyráběného těla. To vše umožňuje maximálně využít vysoké pevnostní vlastnosti plastů.

Vzhledem k vysoké produktivitě technologických procesů a relativně nízkým nákladům na suroviny nejsou skříně raketových motorů na tuhá paliva ze sklolaminátu (právě tento plast našel největší uplatnění) o mnoho dražší než kovové skříně. Především je výhodné použít plasty pro motory horních stupňů nosných raket a zařízení pracujících ve vesmíru, kde snížení hmotnosti konstrukce poskytuje maximální zvýšení hmotnosti užitečného zatížení.

Závěrem popisu motorů nosné rakety Scout je třeba uvést, že 3. června 1979 proběhl 100. start této rakety. Do této doby bylo úspěšně provedeno 95 startů, včetně 37 v řadě (v období 1967–1975). Posledně uvedené číslo je rekordem pro zahraniční nosné rakety.

Kromě USA vznikly kosmické nosné rakety na zcela tuhá paliva také v Japonsku a Indii. Od roku 1974 se v Japonsku používají různé verze třístupňových nosných raket řady Mu. Jejich rysem je přítomnost namontovaných posilovačů na tuhá paliva v prvním stupni, které na krátkou dobu vytvářejí tah dodatečný k tahu hlavního raketového motoru na tuhá paliva. Jako příklad uvádíme charakteristiky motoru pro jednu z variant nosné rakety řady Mu (s nosností 42 tun): tah hlavních raketových motorů na tuhá paliva (v souladu s pořadím zařazení) - 867, 279 a 57 kN, doba provozu - 61, 69 a 53, resp. Tato nosná raketa využívá 8 urychlovačů o průměru 0,3 m a tahu 95 kN, fungujících po dobu 8 s.

Startovní tah nosné rakety je tedy téměř 1630 kN a nosná raketa startuje se zrychlením cca 4 G. V posledních letech první dva stupně nosné rakety řady Mu využívaly pohonné raketové motory na tuhá paliva vybavené systémy řízení vektoru tahu (využívá se zejména vstřikování kapaliny do trysky); třetí stupeň je stabilizován rotací. LV mají výšku do 25 m s maximálním průměrem těla 1,4 m (bez boosterů); startovací hmotnost přesahuje 50 tun.

Analogem původní verze střely Scout byla nosná raketa na tuhé palivo, nedávno vytvořená v Indii. Tato čtyřstupňová raketa má výšku 23 m s maximálním průměrem těla 1 m. Se startovací hmotností 17 tun musí vynést 40 kg nákladu na nízkou oběžnou dráhu Země ve výšce 400 km. Start této nosné rakety, uskutečněný v srpnu 1979, byl neúspěšný.

Raketové motory na tuhá paliva kosmických lodí. Nejprve budeme uvažovat motory na tuhá paliva, které se hojně používají k vytvoření konečného urychlovacího impulsu při vypouštění kosmických lodí na blízké oběžné dráhy, jejichž dosažení vyžaduje velké energetické náklady, a na meziplanetárních trajektoriích. Například většina dosud vypuštěných geostacionárních družic byla vybavena neodmyslitelnými raketovými motory na tuhá paliva, které byly zahrnuty přímo do konstrukce kosmické lodi.

Dříve jsme zkoumali sled operací při vypouštění geostacionární družice, přičemž jsme se omezili na okamžik ukončení provozu posledního stupně nosné rakety a tím i vstupu družice na geostacionární přenosovou dráhu. Zkusme nyní vypočítat charakteristiky palubního raketového motoru družice na tuhá paliva, pokud je z výpočtu trajektorie letu známo, že pro dokončení konečného manévru družice je nutné zajistit další rychlost ? PROTI? 1840 m/s. Odpovídající zrychlovací puls se vytváří v apogeu přenosové dráhy a v tomto případě se palubní raketový motor na tuhá paliva nazývá apogeum.

Dodatečně nastavíme následující výchozí údaje: hmotnost družice v okamžiku oddělení od raketového stupně je 1000 kg, specifický impuls raketového motoru na tuhé palivo ( já y) 2850 m/s, zásoba tuhého paliva 90 % celkové hmotnosti raketového motoru na tuhé palivo. Použijme známý Ciolkovského vzorec, který pro náš případ zapíšeme ve tvaru: ? PROTI = já y log[( M T+ M K+ M PG)/( M K+ M PG)], kde M T - hmotnost paliva, M K je hmotnost raketového motoru na tuhé palivo, M PG je hmotnost užitečného zatížení (tj. satelitu bez raketového motoru na tuhé palivo). Nahrazením počátečních dat do tohoto vzorce získáme následující (zaokrouhlené) hodnoty (v kilogramech): M T = 465, M K = 50, M PG = 485 (součet těchto čísel je 1000). Dále násobení hodnot M T a já y dostaneme celkový tahový impuls raketového motoru na tuhé palivo: 1325 kN s.

V zásadě lze tuto hodnotu realizovat jak krátkodobým působením vysokého tahu, tak dlouhodobým působením nízkého tahu. Při volbě konkrétních parametrů raketového motoru na tuhá paliva je nutné vzít v úvahu jak přípustná přetížení na konstrukci celé kosmické lodi a jejích jednotlivých prvků, tak i balistické charakteristiky použitého tuhého paliva, vliv tlaku v spalovací komory na hmotnosti konstrukce, na rozměrech a měrném impulsu atd. V konečném důsledku se charakteristická doba práce pro palubní raketový motor na tuhá paliva ukazuje na cca 40 s, což při výše uvedené hodnotě celk. impuls, odpovídá průměrnému (během provozní doby) tahu ~30 kN. Tyto parametry jsou stejného řádu jako u motorů horního stupně nosné rakety Delta, které jsme uvažovali v odpovídající části.

Z hlediska konstrukce a vzhledu se raketové motory kosmických lodí na tuhá paliva také neliší od motorů horních stupňů nosné rakety. Oba raketové motory na tuhá paliva lze tedy snadno přiřadit ke stejné třídě motorů, zejména proto, že horní stupně na tuhá paliva se většinou zapínají po dosažení první kosmické rychlosti, tj. samy o sobě mohou být považovány za kosmické lodě. Patří sem i raketové motory na tuhá paliva horních stupňů - unifikovaných raketových stupňů, které jsou zahrnuty i na blízkozemních drahách a lze je použít jako součást různých nosných raket jak pro vynášení umělých družic, tak pro urychlování automatických meziplanetárních stanic.

Zejména nám již známé motory typu Star-37 byly hojně využívány v horních stupních Byly používány při startech meziplanetární lodi Voyager, o čemž byla řeč na straně 38. Počáteční hmotnost horních stupňů. byla 1,22 tuny, při započtení 1060 kg tuhého paliva, po jehož spotřebě se rychlost kosmické lodi zvýšila o 2 km/e. Tyto bloky byly stabilizovány pomocí mikromotorů na kapalný monopropelant (hydrazin),

Raketové motory na tuhá paliva se také používají na palubách kosmických lodí a v automatických meziplanetárních lodích, kde fungují jako brzdící motory, které vyvinou relativně malý tahový impuls. Po dokončení práce jsou tyto motory na tuhá paliva odděleny od kosmické lodi.

V letech 1961–1962 do kosmické lodi Ranger byl instalován brzdící raketový motor na tuhá paliva o tahu asi 23 kN a hmotnosti 95 kg (s plastovým tělem) za účelem tlumení rychlosti pádu přístrojového kontejneru na měsíční povrch (obr. 12 ). Motor se měl zapnout ve výšce 16 km a pracovat po dobu 10 sekund až do výšky 330 m. Dále měl kulový kontejner Rangeru volně padat a narazit na měsíční půdu rychlostí 33 m. /s, zajištění bezpečnosti vědeckých přístrojů. Podle různých technické důvody starty všech kosmických lodí Ranger uvedeného typu skončily nezdarem. Ale lety byly úspěšné v letech 1966–1968. několik sond Surveyor, při přistání na měsíčním povrchu byl použit palubní raketový motor na tuhá paliva, který zajistil snížení rychlosti kosmické lodi na 120 m/s (později byly zahrnuty raketové motory na kapalné palivo pro měkké přistání). Tento motor na tuhá paliva se svými parametry blíží své modifikaci, která byla následně použita jako součást nosné rakety Delta.

Při přistání kosmických lodí Mercury (1962–1963) a Gemini (1965–1966) zajistily motory na tuhá paliva jejich sestup z oběžné dráhy Země na sestupovou trajektorii. Brzdící pohonný systém lodi Mercury obsahoval tři raketové motory na tuhá paliva (obr. 13) o průměru těla 300 mm, tahu každého 4,45 kN a provozní době 10 s. Aktivaci těchto motorů (jejich umístění bylo znázorněno na obr. 5) provedl astronaut sám pomocí manuální systémřízení.

Rýže. 12. Raketový motor na tuhá paliva kosmické lodi Ranger-3:

1 - propagační tryska; 2 - pouzdro na tuhá pohonná hmota; 3 - brzdový raketový motor na tuhá paliva

Rýže. 13. Brzdění raketového motoru na tuhá paliva kosmické lodi Mercury

Brzdový systém Gemini se skládal ze čtyř raketových motorů na tuhá paliva s kulovým tělem (z titanové slitiny) o průměru ~320 mm, s počáteční hmotností 31 kg. Raketové motory na tuhá paliva byly vybaveny směsným palivem obsahujícím chloristan amonný, polysulfidové palivové pojivo a hliník. Při spalování tohoto paliva se vyvinul tah asi 11 kN. Na rozdíl od Merkuru nebyly brzdné raketové motory na tuhá paliva na Gemini aktivovány současně, ale postupně - jeden po druhém:

Brzdový systém na tuhá paliva byl poskytován i v kosmické lodi Voskhod (1964–1965) jako záloha: měl být zapnut v případě poruchy systému kapalného paliva (který však prokázal spolehlivý provoz) .

V 70. letech byly brzdící raketové motory na tuhá paliva používány v kosmických lodích pro průzkum Marsu a Venuše. Na straně 28 byl zmíněn jeden z těchto motorů, který zajišťoval přesun sovětských sestupových vozidel. Kosmické lodě Mars-2 a Mars-3 z dráhy letu na trajektorii setkání s planetou. Tento raketový motor na tuhá paliva s tahem 4 kN a provozní dobou 55 s byl znázorněn na Obr. 7 jako součást kosmické lodi. Nedávno, v prosinci 1978, zajistil palubní raketový motor na tuhá paliva o tahu 18 kN přesun americké kosmické lodi Pioneer-Venera-1 (počáteční hmotnost 550 kg) z dráhy letu na oběžnou dráhu Venuše a změnil rychlost kosmické lodi 1060 m/s. Kulový plášť motoru o průměru 622 mm obsahoval cca 200 kg tuhého paliva, které bylo spotřebováno za cca 30 s. Stejný raketový motor na tuhá paliva byl dříve používán jako apogení palubní motor geostacionárních satelitů Skynet.

VYHLÍDKY PRO VÝVOJ VESMÍRNÝCH PEVNÝCH RAKET

Směry výzkumu a dosažené výsledky. V první řadě je třeba poznamenat práce související s úpravou stávajících nebo hledáním nových pevných raketových paliv. Zvláštní význam byl přitom kladen na způsoby, jak zlepšit vlastnosti paliv. Vývoj složení paliv je náročný, protože faktory, které zlepšují jednu kvalitu, velmi často způsobují nežádoucí změnu v jiné.

V příštích letech se zdají být možnosti zvýšení specifického impulsu raketových motorů na tuhá paliva používáním účinnějších paliv značně omezené. Největší nárůst tohoto parametru - cca 200 m/s (tj. 7 %) lze očekávat od použití metalizovaných paliv obsahujících beryllium místo hliníku. Zvýšení specifického impulsu je v tomto případě vysvětleno snížením molekulové hmotnosti paliva (protože beryllium má 3krát méně než hliník) v kombinaci se zvýšením teploty jeho spalování. K dnešnímu dni byly vytvořeny a testovány vzorky raketových motorů na tuhá paliva pracující na palivo obsahující berylium, ale jeho širokému zavedení brání extrémně vysoká toxicita berylia (a tedy produktů spalování paliva); Kromě toho je berylium drahé. Zdá se tedy, že toto palivo najde uplatnění pouze v relativně malých motorech na tuhá paliva, s jejichž zařazením se počítá již ve vesmíru.

Další zvýšení specifického impulsu přibližně o dalších 200 m/s bylo možné dosáhnout použitím jeho hydridu (BeH 2) místo berylia. Tomu však (kromě toxicity) brání chemická nestabilita sloučeniny („únik“ vodíku během skladování) a obtížnost přípravy dostatečně hustých kompozic. Je třeba poznamenat, že nová paliva obsahující kov, která jsme uvažovali, se vyznačují nižší hustotou při vyšším specifickém impulsu (což je nevýhoda), protože v tomto parametru je beryllium téměř 1,5krát horší než hliník a hydrid beryllium o více než 4krát.

Energetické vlastnosti pevných paliv lze zvýšit použitím aktivnějších oxidačních činidel a hořlavých pojiv. Použití chloristanu nitronitého NO 2 ClO 4 ve směsném palivu (místo chloristanu amonného, ​​který obsahuje téměř poloviční množství kyslíku) poskytuje podle výpočtů zvýšení měrného impulsu až o 300 m/s. Použití tohoto nového oxidačního činidla však brání jeho hygroskopičnost, špatná kompatibilita se zavedenými pojivy a výbušnost. Pro snížení citlivosti chloristanu nitronia na vnější vlivy bylo navrženo zejména jeho ošetření plynným čpavkem, čímž dojde k vytvoření „pasivní“ povrchové vrstvy chloristanu amonného. Vysoká citlivost zabraňuje použití fluoroaminových pojiv obsahujících atomy F, N, H ve směsných palivech; z hlediska specifického impulsu by taková paliva byla ekvivalentní modifikovaným dvojsytným palivům obsahujícím oktogen.

Stejným způsobem jako zvýšením specifického impulsu lze zlepšit další vlastnosti pevných raketových paliv: hustotu, mechanické vlastnosti, stabilita, vyrobitelnost. Žádoucí vlastností pevného paliva je jeho polymerovatelnost za normální teploty. To umožňuje zjednodušit technologický proces výroby raketových motorů na tuhá paliva a zařízení používaného v tomto procesu a také se vyhnout tepelným pnutím v náplni paliva (které vznikají při polymeraci za zvýšených teplot). Pro tento účel byly navrženy různé katalyzátory, jejichž zavedení současně zlepšuje mechanické vlastnosti vsázky.

Za efektivní se považuje i použití tzv. multifunkčních a komplexních přísad, které umožňují získat pevná paliva s danou optimální kombinací vlastností. Požadovaného efektu lze dosáhnout i změnou struktury známých komponentů, použitím nových metod jejich výroby či zpracování, jakož i změnou chemické technologie přípravy paliva.

Pro zajištění dlouhodobého provozu raketových motorů na tuhá paliva bez zhoršení počátečních charakteristik je velmi důležitý vývoj konstrukčních a tepelně stínících materiálů odolných proti erozi, jakož i způsobů výroby dílů z nich. To platí zejména pro tak namáhanou část raketového motoru na tuhá paliva, jako je hrdlo trysky. Hrdla velkých raketových motorů na tuhá paliva, určených pro dlouhodobý provoz a použití vysoce účinných paliv, využívala donedávna prstence z pyrolytického grafitu v kombinaci s dalšími díly nebo grafitovou tkaninu navinutou z pásky. První struktura má tendenci se během provozu oddělovat, zatímco druhá je vystavena značné erozi.

Tyto nedostatky jsou oproštěny od nově vytvořených trysek, jejichž hrdla jsou vyrobena navinutím uhlíko-uhlíkového materiálu (zde jak výztužných vláken, tak uhlíkového pojiva), pomocí tkanin s trojrozměrnou (trojrozměrnou) orientací vláken. Takto získané díly současně vnímají tepelné a mechanické zatížení (tlak plynu). Spolehlivost a vysokou odolnost proti erozi nové konstrukce potvrdily testy experimentálních raketových motorů na tuhá paliva. Ukázali, že tryska úspěšně odolává zplodinám spalování směsného paliva s 18% obsahem hliníku po dobu 150 s: průměrná rychlost eroze hrdla nepřesahuje 0,04 - 0,05 mm/s. Tato okolnost se otevírá dostatek příležitostí pro použití nových, účinnějších paliv v raketových motorech na tuhá paliva a pro zvýšení provozní doby raketových motorů na tuhá paliva.

Významná část (40–50 %) hmoty konstrukce raketového motoru na tuhá paliva připadá na tělo. Proto je velká pozornost věnována zvyšování pevnosti konstrukčních materiálů. Vlastnosti zpracovaných kovových slitin lze zlepšit vhodným tepelným zpracováním. Využití nových kovových slitin a technologických metod zpracování však brání ekonomická omezení: je třeba vzít v úvahu, že se zvyšují nejen energetické parametry raketového motoru na tuhá paliva, ale také jeho cena.

Další vyhlídky na zlepšení raketových motorů na tuhá paliva se otevírají v souvislosti s používáním konstrukčních materiálů vyrobených z organoplastů v raketových motorech na tuhá paliva. Tyto plasty s výztužnými plnivy ve formě organických vláken mají vyšší mechanické vlastnosti při nižší hustotě než sklovláknité plasty. Měrná pevnost již používaných organoplastů s epoxidovým pojivem je cca 75 km. Očekává se, že v blízké budoucnosti bude toto číslo zvýšeno na 90 - 100 km zlepšením vlastností výztužných vláken a použitím nejlepších pryskyřičných pojiv. Posledně jmenovaný způsob může také zvýšit odolnost plastů vůči smyku mezi vrstvami a následně snížit velikost a hmotnost spojovacích částí konstrukce. Nevýhodou moderních organoplastů je jejich relativní (ve srovnání se sklolaminátem) vysoká cena. Jak se však tyto materiály budou stále více používat, jejich náklady budou neustále klesat.

V posledních letech došlo k výraznému pokroku v oblasti tepelně izolačních materiálů: vznikly a jsou používány kompozice, které se vyznačují zvýšenou odolností proti erozi při snížené (10–15 %) hustotě (například plasty plněné mikrokuličkami , volný uhlík).

Je třeba také poznamenat, že bylo dosaženo velkého pokroku ve vytváření účinných systémů a řízení pro vektor tahu raketových motorů na tuhá paliva, které se vyznačují vysokou spolehlivostí, rychlostí, nízkou spotřebou energie, nízkou hmotností a nevedou k znatelným ztráty ve specifickém impulsu raketového motoru na tuhá paliva (způsobené narušením proudění plynu v trysce a vychýlením proudu paprsku) . Příkladem takových ovládacích prvků jsou elastická ložiska, používaná např. v raketovém motoru na tuhá paliva, který byl popsán na str. 34, nebo tzv. kapalinová ložiska, jejichž zvláštností je přítomnost organokřemičité tekutiny, která vyplňuje uzavřený prostor kolem hrdla trysky v místě výkyvu. Když je tryska vychýlena (pomocí ovladačů), tato kapalina proudí z jedné dutiny do druhé, takže celkový objem, který zabírá, zůstává nezměněn. Tato konstrukce umožňuje vychylovat trysku rychlostí 40 stupňů/s při použití velmi malé síly.

Mnoho z nejnovějších pokroků v oblasti raketových motorů na tuhá paliva je implementováno do konstrukcí raketových motorů na tuhá paliva vyvíjených pro vesmírný remorkér IUS. Toto zařízení, jehož celý název v překladu z angličtiny znamená „Inerciální horní stupeň“, bude vypuštěn na nízké oběžné dráhy Země pomocí raketoplánu nebo nosné rakety Titan-3. Konstrukce IUS je založena na použití dvou základních modulů raketových motorů na tuhá paliva: velkého a malého, jejichž parametry jsou uvedeny v tabulce na straně 57.

Při analýze parametrů motorů IUS uvedených v tabulce je třeba zvláště poznamenat, že jmenovitá doba provozu většího z nich (152 s) je u moderních raketových motorů na tuhá paliva rekordní. Relativní hmotnost paliva pro tento motor je také na rekordní úrovni – 94,6 %; konstrukce tedy představuje asi 5 % hmotnosti vybaveného raketového motoru na tuhá paliva.

Parametry raketového motoru na tuhá paliva vesmírného remorkéru IUS

Parametr Velká raketa na tuhá paliva Malý motor na tuhá paliva Výška, m 2,97 1,90 Průměr trupu, m 2,31 1,61 Celková hmotnost, kg 10 250 2910 Relativní hmotnost paliva, % z celku 94,6 93,3 Celkový tahový impuls, kN s 27 6000 . kN 266 106 Provozní doba, s 152 106 Měrný impuls, m/s 2863 2841

Takový rekordní výkon lze zlepšit použitím strukturálních plastů na bázi vysokoteplotních pryskyřic v krytech raketových motorů na tuhá paliva, schopných pracovat při teplotách 650–700 K. Tím se sníží množství tepelné izolace. Do budoucna lze očekávat i použití tepelně izolačních materiálů na bázi pomalu hořlavých pevných paliv. Pro snížení hmotnosti konstrukce raketového motoru na tuhá paliva se zkoumá možnost navíjení plastových plášťů přímo na palivové náplně bez použití technologických trnů. Pokud bude tato práce úspěšná, nejenže nebudou nutné spojovací prvky, ale také se zjednoduší proces výroby raketového motoru na tuhá paliva.

Kromě systémů řízení vektoru tahu používaných v kosmických motorech na tuhá paliva je k dispozici také plyno-dynamický systém (jehož princip činnosti je uveden na straně 36), vylepšený použitím produktů spalování odstraňovaných z komory samotného raketového motoru na tuhá paliva, může být také použit jako regulační plyn. Hlavním problémem je zde vytvořit ventily, které mohou fungovat v prostředí s vysokou teplotou plynu.

Významným technickým úspěchem byl v posledních letech vývoj trysek s proměnným tvarem. Jejich výstupní (rozšiřovací) část se skládá z několika segmentů, kterými se tryska při pohybu roztahuje jako teleskopická trubka nebo se otevírá jako deštník. Mezi bezprostřední oblasti použití takových konstrukcí patří horní stupně nosných raket a kosmických lodí. Před spuštěním raketových motorů na tuhá paliva budou jejich trysky ve sklopené poloze, což výrazně sníží velikost a hmotnost přechodových prostorů raket. V důsledku toho může být hmotnost užitečného zatížení zvýšena ve stejném rozsahu, jako když se specifický impuls raketového motoru na tuhá paliva zvýší o 100–250 m/s. Trysky s proměnnou geometrií je výhodné použít i v motorech prvních stupňů nosné rakety: jejich postupné otevírání při vzestupu raket zajistí expanzi paprsku tryskového plynu na tlak blízký okolnímu, a to je podmínkou pro získání maximální specifický impuls.

Raketový motor na tuhá paliva je sice svojí konstrukcí jednoduchý, ale jeho spolehlivý provoz je možný pouze při přísném dodržování osvědčených technologických postupů používaných při výrobě motoru. Spolu se zdokonalováním těchto procesů probíhá hledání prostředků a metod, které zaručí spolehlivou kontrolu kvality vyráběných raketových motorů na tuhá paliva. Poslední novinkou v této oblasti je elektronické snímací zařízení, které se skládá z vysokoenergetického zdroje záření, přijímací obrazovky a citlivé televizní kamery. Pomocí takového zařízení je dosaženo kontroly kvality raketového motoru na tuhá paliva po celém povrchu těla se záznamem výsledků na videokazetu.

Nové oblasti použití raketových motorů na tuhá paliva. Až dosud byly motory na tuhá paliva na palubách kosmických lodí létajících na jiné planety málo používané. Jedním z důvodů, proč se raketové motory na tuhá paliva téměř nikdy nepoužívají při vypouštění kosmických lodí z meziplanetárních trajektorií na blízké planetární dráhy, je nadměrné zrychlení, které by při provozu raketových motorů na tuhá paliva udělilo konstrukci a vybavení konkrétních kosmických lodí. Je tedy nutné, aby motor vyvíjel malý tah po docela dlouhou dobu. V posledních letech došlo v tomto směru k významnému pokroku a je možné vytvořit účinné raketové motory na tuhá paliva pracující po dobu 250 s. Potřebná nízká úroveň tahu je zajištěna zejména dosažením (volbou konkrétního složení a vývojem technologie výroby nálože) velmi nízké rychlosti hoření paliva (cca 3 mm/s), udržováním nízkého provozního tlaku v komoře (0,7 MPa nebo méně), stejně jako spalování vsázky podél koncového povrchu.

Tyto a další pokroky v oblasti raketových motorů na tuhá paliva, diskutované výše, otevírají možnosti pro širší využití motorů na tuhá paliva v blízkém i hlubokém vesmíru. Konstrukční studie například ukazují, že raketový motor na tuhá paliva může být docela vhodným motorem pro vypuštění vozidla se vzorkem půdy z povrchu Marsu.

Vyhlídky využití raketových motorů na tuhá paliva v kosmonautice do značné míry závisí na tom, zda se podaří vyvinout přijatelné metody a prostředky pro opakované vypínání a zapínání raketových motorů na tuhá paliva za letu a regulaci velikosti tahu. Rychlost raketových motorů na tuhá paliva v kombinaci s dalšími pozitivními vlastnostmi přitahuje na tyto motory zvláštní pozornost vývojářů systémů řízení proudových letadel pro dráhu letu a prostorovou polohu kosmické lodi. Motory těchto systémů však musí být zapnuty mnohokrát - až mnoho set tisíckrát, například pro komunikační družice Země, navržené na několik let provozu.

V zásadě jednoduchým způsobem Pro zajištění vícenásobného provozu raketového motoru na tuhá paliva je navrženo použití vícedílné (tzv. waferové) náplně, ve které jsou sousední sekce odděleny tepelně izolačními těsněními a každá sekce má svůj vlastní zapalovací systém. Vzhledem ke vzrůstající složitosti, hmotnosti a ceně konstrukce raketových motorů na tuhá paliva s rostoucím počtem sekcí však může jejich počet v praxi v nejlepším případě dosáhnout několika desítek (takové experimentální raketové motory na tuhá paliva byly vytvořeny a testováno na zkušebních stolicích).

Pokusy překonat stávající omezení počtu inkluzí pro raketové motory na tuhá paliva vedly k vytvoření zcela neobvyklých experimentálních návrhů. Jedna z nich připomíná dětskou pistoli, střílející s čepicemi nalepenými na pásce. „Písty“ jsou miniaturní raketové motory na tuhá paliva s tahem několika Newtonů, které vyhoří během asi 0,1 s. Vhodným podáváním takových „pístů“ je v tuto chvíli dosaženo požadovaného plného tahového impulsu. Popsané zařízení však nemůže konkurovat moderním kapalným raketovým motorům s nízkým tahem, které se s úspěchem používají v těch oblastech, kde se raketové motory na tuhá paliva dosud téměř nebo vůbec nepoužívaly.

Pokud jde o regulaci hodnoty tahu raketového motoru na tuhá paliva, v současnosti nejrozvinutější metoda spočívá ve změně oblasti hrdla trysky mechanickým pohybem profilované jehly („centrálního těla“) instalované podél osy trysky. Protože změna průtokové plochy trysky vede k opačné změně tlaku v komoře, je závislost tahu na pohybu jehly velmi složitá. Při vhodném složení paliva může úplné otevření hrdla trysky zajistit uhašení náplně. Opětovné zapálení raketového motoru na tuhé palivo lze provést pomocí vícenábojového zapalovače. V kosmických raketových motorech na tuhá paliva se však popsaný systém řízení tahu nepoužívá, protože vede k výrazné komplikaci a hmotnosti konstrukce (a také k dalším nežádoucím důsledkům).

Tah raketového motoru na tuhá paliva lze upravit v určitých mezích zavedením plynu nebo kapaliny do komory. Nevýhody tohoto způsobu jsou spojeny s přítomností pomocné pracovní látky v pohonném systému.

Raketový motor na tuhá paliva a problém ochrany životního prostředí. Perspektivy vývoje a využití motorů na tuhá paliva přímo souvisí s problémem ochrany životního prostředí, kterému je v současnosti věnována stále větší pozornost. Účinná paliva používaná v moderních raketových motorech na tuhá paliva nejsou v tomto ohledu zdaleka dokonalá. Například při každém startu raketoplánu by se do atmosféry mělo uvolnit ~1000 tun produktů spalování pevných paliv obsahujících přes 100 tun plynného chlorovodíku. Významná část těchto produktů je soustředěna v oblaku, který se vlivem větru pohybuje horizontálně ve výšce pod 1–1,5 km a spodní část tohoto oblaku je blízko země. Byly vysloveny obavy, že v případě zvýšené vzdušné vlhkosti by mohly z oblaku vypadávat toxické srážky obsahující kyseliny ve vzdálenosti až 100 km od startovacího komplexu. V minulosti byly již na vzdálenosti několika kilometrů pozorovány případy poškození vegetace srážkami v důsledku provozu velkých raketových motorů na tuhá paliva. V tomto ohledu je zvláště důležité vzít v úvahu meteorologické podmínky v oblasti startu. Byly také vysloveny obavy, že zplodiny spalování raketových motorů na tuhá paliva při častých startech raketoplánu by mohly vést k destrukci ozónové vrstvy horní atmosféry. (Mechanismus této destrukce, která má katalytický charakter, je opět spojen s chlorovodíkem, ze kterého fotolýzou vzniká volný chlor ovlivňující ozón.) Podrobné studie problému tuto obavu nepotvrdily. Přesto se uvažovalo o jiných palivech, která by se v případě potřeby dala použít místo přijatých.

Pokud jde o spalování zbytečných zbytků pevných paliv, v řadě oblastí Spojených států to místní úřady již zakázaly. Při hledání východiska z této situace byly učiněny povzbudivé pokusy rozdělit směsné palivo na jednotlivé složky (oxidant, palivo-pojivo, hliník). Pro výrobu výbušnin se také navrhuje použít zbytek hliníku a palivové pojivo nebo drcené palivo.

Nebezpečí pro životní prostředí nepředstavují pouze zplodiny hoření raketových motorů na tuhá paliva, ale také látky, které se na nich podílejí technologických postupů výroba pevných paliv: azbest a jiná vlákna, organická tvrdidla a rozpouštědla atd. V příštích 10–20 letech se očekává nárůst požadavků na tyto látky a procesy s ohledem na jejich bezpečnost, což může vést ke zvýšení náklady na raketové motory na tuhá paliva. Tato okolnost však není v současnosti považována za faktor, který by mohl mít negativní dopad na vývoj a použití raketových motorů na tuhá paliva.

Můžeme tedy s přiměřenou jistotou říci, že v dohledné době neztratí vesmírné raketové motory na tuhá paliva svou roli a že racionální kombinace raketových motorů na tuhá paliva s motory na kapalná paliva v raketových a vesmírných systémech bude i nadále důležitým předpokladem. pro rozvoj kosmonautiky. Na závěr si řekněme pár slov o bezprostředních vyhlídkách na použití vesmírných raketových motorů na tuhá paliva. Jsou primárně spojeny s vesmírnými dopravními systémy vyvíjenými ve Spojených státech. Tyto systémy zahrnují opakovaně použitelné raketoplány v kombinaci s vesmírnými remorkéry a méně výkonnými raketovými sestavami (k použití v případech, kdy by použití remorkérů nebylo nákladově efektivní).

Ve specifikovaném dopravní systémy jsou přiřazeny pochodové raketové motory na tuhá paliva velkou roli. Výkonné znovupoužitelné motory na tuhá paliva tvoří základ prvního stupně raketoplánů a remorkéry a podobné raketové jednotky jsou určeny výhradně pro instalaci raketových motorů na tuhá paliva. Předpokládá se, že během 80. let budou tato zařízení hlavním prostředkem pro vypouštění nákladu do vesmíru z území USA.

Zatímco Spojené státy plánují vyřadit pokročilé jednorázové nosné rakety, jiné země budou takové střely nadále používat a vyvíjet. A to zejména znamená, že raketové motory na tuhá paliva budou nadále používány jako součást různých verzí nosné rakety Delta, vyráběné v Japonsku v amerických licencích. Japonský vesmírný program navíc zajišťuje další vylepšení nosných raket na zcela tuhá paliva vytvořených v této zemi. Vývoj a aplikace takových nosných raket jsou rovněž součástí indického národního programu. Dále jsou v rámci evropského vesmírného programu vyvíjeny vylepšené verze nosné rakety Ariane, určené k instalaci boosterů na tuhá paliva. Jejich používání začne krátce po prvních operačních letech Ariane. V současnosti se nepředpokládají žádná omezení pro další rozšířené používání raketových motorů na tuhá paliva jako palubních motorů družic. A konečně, raketový pohon na tuhá paliva bude i nadále hrát roli v operacích podpory kosmických letů v dohledné budoucnosti.

Poznámky

1

O kapalných raketových motorech viz: V. N. Byčkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa. Kosmické raketové motory na kapalné pohonné hmoty (řada „Kosmonautika, astronomie“, 9). - M.: Vědění, 1976.

2

Mezi raketové motory na tuhá paliva tedy nepatří tzv. sublimační motory, ve kterých se pevná pracovní látka (například hydrogenuhličitan amonný, hydrid lithný) při sublimaci přeměňuje na plyn a výstup tohoto plynu do okolního prostoru prostředí vede ke vzniku tahu. Je zcela zřejmé, že v sublimačním motoru není chemická energie pracovní látky využita k vytvoření tahu.

3

O „raketoplánech“ viz: V. I. Levantovsky. Dopravní vesmírné systémy. - M.; Vědomosti, 1976.

4

Někdy se název „Delta“ používá pouze pro druhý stupeň nosné rakety a v tomto případě se celá raketa nazývá „Thor-Delta“, protože jejím prvním stupněm je upravená balistická raketa středního doletu „Thor“.

5

Tento motor byl také používán v letech 1965–1970. na třetím stupni nosné rakety Delta a dříve tam byly použity další raketové motory na tuhá paliva čtvrtého stupně rakety Scout. Nesené rakety na tuhé palivo Delta jsou variantami motorů používaných na druhém stupni nosné rakety Scout.

TYPY NESTABILNÍCH PRACOVNÍCH PROCESŮ V CS raketových motorech na tuhá paliva.

1. Proces s vlastními oscilacemi provozních parametrů, jejichž charakteristiky přesahují stanovené meze, se nazývá nestabilní. Nestabilita raketových motorů na tuhá paliva výrazně snižuje spolehlivost motorů, zhoršuje jejich vnitrobalistické vlastnosti, prodlužuje dobu vývoje, prodražuje letoun, může poškodit palubní zařízení, zničit motor a letoun.

Možné výsledky vzniku nestabilního pracovního procesu ve spalovací komoře raketového motoru na tuhá paliva jsou znázorněny na obr. 1: porucha systému řízení rakety v důsledku vysokých amplitud mechanických vibrací přenášených z nestabilního motoru (horní obrázky); mimokonstrukční trajektorie vyplývající z nadměrných balistických poruch parametrů motoru (průměrné nákresy) mechanická destrukce motoru v důsledku neustálého zvyšování tlaku ve spalovacím prostoru (spodní obrázky);

Obr. 1. Některé výsledky nestability raketového motoru na tuhá paliva:

1 - kolísání tlaku; 2 - skutečná hodnota; 3 - návrhová hodnota

Nestabilní provozní procesy ve spalovací komoře raketového motoru na tuhá paliva se projevují především v podobě nízko a vysokofrekvenčních neřízených tlakových oscilací v podélném, příčném, příčném a tangenciálním směru s frekvencí od několika hertzů do několika desítek kilohertzů. . Příklady oscilačních režimů raketových motorů na tuhá paliva jsou na Obr. 2 a 3 ve formě grafů sestrojených z výsledků experimentů v souřadnicích (bezrozměrná odchylka tlaku) - (bezrozměrná provozní doba motoru).

Obr.2. Typické formy nízkofrekvenčního kolísání tlaku ve spalovací komoře raketového motoru na tuhá paliva:

a - kvalitativní obraz vývoje oscilací; b - rozvoj oscilací způsobených tlakovou špičkou při zapalování náplně; c - nízkofrekvenční nestabilita v důsledku tlakové špičky při startu, vedoucí k uhašení náplně s jejím následným zapálením; d - oscilogram zkoušek motoru na tuhá paliva, náchylného k nestabilním oscilacím s velmi nízkou frekvencí; d - nízkofrekvenční kolísání tlaku během doby spouštění

Rýže. 3. Vývoj vysokofrekvenčních kmitů v souřadnicích:

- bezrozměrný čas τ.

Jak je vidět, tyto režimy se velmi liší od podmínek stabilního provozu motoru, kdy se všechny provozní parametry mění poměrně pomalu a plynule během spalování náplně a pouze v důsledku změn jeho vnitřní geometrie.

Různé nestabilní provozní režimy raketových motorů na tuhá paliva jsou realizovány za přítomnosti poruch, které tvoří tlakové vlny. V důsledku toho vznikají odchylky v průtokových charakteristikách spalin, které nestále interagují s parametry spalovacího povrchu. Rovnovážný tok procesů je narušen, protože pod vlivem tlakových vln dochází k místním změnám v rychlostech uvolňování tepla a tvorby plynu. Frekvence a tvar vln pozorovaných v tomto případě závisí na mechanismu interakce a vnitřní geometrii komory motoru. Proudění spalin je omezeno především spalovací plochou, dále zakřivenou spodní stěnou s tepelně ochranným povlakem na jedné straně a kritickým úsekem trysky na straně druhé.

V případě, kdy jsou výkyvy uvolňování tepla a plynu ve vhodné fázi a mají dostatečnou amplitudu k překonání energetických ztrát, intenzita vln se zvyšuje. Tento proces zesilování pokračuje, dokud se neobjeví podmínky pro novou rovnováhu energie.

Tyto podmínky jsou stanoveny v závislosti na konkrétních fyzikálních parametrech ve velmi širokém rozsahu intenzit vln. Většinou převládá nějaká konkrétní móda. To vše značně komplikuje matematický popis oscilačních procesů probíhajících ve spalovací komoře.

Za podmínek kolísání tlaku v komoře se zpravidla zvyšuje rychlost spalování tuhých paliv. To vede ke zvýšení tlaku a tahu oproti konstrukčnímu režimu a zkrácení doby hoření vsázky. Tažná síla navíc dostává oscilační složku, která se přenáší na tělo rakety, což je důvodem selhání zařízení včetně řídicího systému atd. Při výrazném zvýšení tlaku se motor (resp. ) lze zničit. Pokud je motor stabilní, pak mají výsledné kmity buď přijatelnou amplitudu, nebo prostě odumírají v důsledku převahy disipace energie nad energií rušivých sil.

2. V současnosti je nejčastější separace periodických kmitů v komorách raketových motorů na tuhá paliva podle jejich frekvence. Zvýraznit nízká frekvence A vysoká frekvence vibrace ve spalovací komoře.

Nízkofrekvenční nestabilita je dána vlastními oscilacemi ve spalovací komoře s frekvencí menší, než je minimální vlastní akustická frekvence. Rozsah takto nízkých frekvencí je omezen na kmity s frekvencí nejvýše 100 Hz. Při nízkofrekvenčním kmitání se tlak ve spalovací komoře mění rovnoměrně ve všech bodech jejího objemu, tj. tento objem se jeví jako jeden celek. Protože charakteristikou, která hlavně určuje oblast nestability tohoto typu, je zmenšená délka komory, která se rovná

kde je objem spalovací komory; - oblast kritického (minimálního) úseku trysky, pak se tento typ nestability často nazývá - nestabilita (zejména v zahraniční literatuře). - nestabilita se vyskytuje nejčastěji u malých raketových motorů na tuhá paliva (u malých } a při relativně nízkých tlacích.

Vysokofrekvenční nestabilita je dána vlastními oscilacemi ve spalovací komoře s frekvencí blízkou jedné z přirozených akustických frekvencí spalovací komory.

Při vysokofrekvenční nestabilitě se ve spalovací komoře šíří akustické vlny, které se při odrazu od hořícího povrchu zesilují v důsledku přílivu akustické energie od hořícího povrchu (obr. 4). Typicky se kolísání tlaku během akustické nestability postupně zvyšuje z velmi malých hodnot amplitudy na velké (viz obr. 3). Takové oscilace se nazývají divergentní.

Obr.4. Schéma interakce mezi spalovací zónou a akustickými vlnami

Rozpadající se akustické vibrace mají postupně se snižující amplitudu. Pro periodické(neboli pravidelné) oscilace se vyznačují konstantní amplitudou a frekvencí.

Periodické akustické vibrace ve spalovací komoře mohou být podélný A příčný.

Podélný- jedná se o vysokofrekvenční vibrace podél osy kamery (viz obr. 5 A).

Příčný vibrace ve spalovací komoře jsou vysokofrekvenční vibrace v rovině kolmé k ose komory. Podle směru kmitavého pohybu se tyto vibrace dělí na tangenciální, radiální A smíšený příčné vibrace (viz obr. 5b,c).

Obr.5. Tři třídy akustických vln:

a - podélné vibrace s nejnižší frekvencí (kde a je průměrná rychlost zvuku v hlasitosti); b - tangenciální příčný ( ); v - radiální příčné ( ).

Ve své nejjednodušší formě lze oscilační systém popsat následující vlnovou rovnicí:

(2)

kde je malá tlaková porucha; A- rychlost zvuku; τ - čas.

Obecné řešení této rovnice ve válcových souřadnicích pro absolutně tuhé stěny spalovací komory má tvar

Kde k, m, n- celá čísla; já m- Besselova funkce prvního druhu řádu T; -k tý kořen rovnice; a jsou libovolné konstanty; a jsou libovolné fázové úhly; - kruhová frekvence; D- průměr komory; φ A r- cylindrické souřadnice.

V tomto případě má vzorec pro stanovení vlastních frekvencí akustických vibrací produktů spalování v komoře v obecném případě následující formu:

(4)

Členové s m = 0;n ≠ 0 ; k = 0 odpovídají podélným režimům s frekvencí

Členové s m = 0;n = 0 ; k≠ 0 odpovídají radiálním módům s frekvencí prvního radiálního módu vibrací ( k =1):

Členové s k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - tangenciální režimy s frekvencí prvního tangenciálního režimu vibrací ( m =1):

Všimněte si, že podélné a příčné vibrace lze pozorovat i ve spalovací komoře.

U motorů s velkým poměrem délky k průměru (L/D> > 10) může při rušení přesahujícím určitou kritickou hodnotu ve spalovací komoře vznikat samoudržující se podélné kmitání (vysokofrekvenční příčné kmity vznikají spontánně , počínaje velmi malými amplitudami za přítomnosti měkkého buzení vlastních oscilací. Všimněte si, že podélné akustické režimy zaujímají frekvenční rozsah 100...1000 Hz.

Akustické vibrace s rozvinutou amplitudou vyžadují výzkum pomocí nelineárních rovnic. Proto se jim říká nelineární, Na rozdíl od lineární vibrace malé amplitudy, které jsou analyzovány pomocí lineárních diferenciálních rovnic.

Limitujícím případem nestability pracovního procesu v raketovém motoru na tuhá paliva je prudké zvýšení hodnot všech parametrů zplodin spalování v důsledku vzniku silné rázové vlny, při které se hoření mění v detonaci.

Všechny tyto typy nestability patří do dynamické nestability, protože jsou určovány nestacionárními procesy spalování, na rozdíl od statické nestability, kdy v důsledku prudké citlivosti dochází k poruše stabilního spalování s následným neomezeným nárůstem tlaku ve spalovací komoře. stacionární rychlosti spalování na změny tlaku. Nestabilita tohoto typu nastává, když proti>l. Proto v praxi paliva s proti

3. Obecné informace o mechanismech kmitání raketových motorů na tuhá paliva. V reálných podmínkách způsobují nestabilní režimy raketových motorů na tuhá paliva složité smíšené oscilace různých neustále se měnících frekvencí. Například v motoru druhého stupně rakety Poseidon byly během prvních 10 s pozorovány oscilace s harmonickými devíti různých frekvencí. Během prvních dvou sekund se v raketovém motoru rakety Minuteman II objevily oscilace o frekvenci 300 Hz, které přešly v oscilace o frekvenci ~500 Hz, trvající 10...15s. V raketovém motoru na tuhá paliva rakety Minuteman III se ihned po startu (po 0,1...0,2 s) objevily na 4 s oscilace o frekvencích ~850 Hz a poté s ω = 330 Hz (trvání ~ 12 s) . Všechny tyto výkyvy byly značné intenzity a pokud nevedly k nehodě, vytvářely reálné předpoklady pro poškození palubního elektronického zařízení. Známé matematické modely nestabilního pracovního procesu v komoře raketového motoru na tuhá paliva zatím nemohou dostatečně plně popsat reálné procesy. Zejména je tedy daná vlnová rovnice (2) napsána pro ideální válcovou dutinu vyplněnou homogenní směsí plynů s nízkou rychlostí pohybu a malou amplitudou kmitů plynu. Tato rovnice nezohledňuje proměnlivost objemu dutiny v důsledku vyhoření vsázky, proměnlivost složení spalin podle objemu, možnost vibrací stěn komory a vsázky, nerovnoměrnost procesů v zóně spalování pevných látek. raketová paliva atd. Nemůže následně vysvětlit důvody vzniku a udržování vibrací v komoře.

Raketový motor na tuhá paliva je samooscilační systém, který zahrnuje část komory naplněnou produkty spalování, zdroj energie a mechanismus* (nebo řadu mechanismů), který dodává energii oscilačnímu systému. Nejdůležitější otázky, které vyžadují objasnění při studiu nestability raketových motorů na tuhá paliva, jsou identifikace mechanismu buzení (nebo potlačení) oscilací, stanovení hranic** nebo prahu pro výskyt oscilací, jejich amplitudu a frekvenci.

V raných studiích se předpokládalo, že mechanismus nízkofrekvenční nestability je určen zpožděním změn rychlosti hoření (v důsledku teplotního gradientu na povrchu) s ohledem na poruchy tlaku a proudění plynů z komory. .

V současnosti se má za to, že mechanismus buzení neakustických nízkofrekvenčních kmitů lze vysvětlit z akustického hlediska. Proto je třeba příčiny nestability raketových motorů na tuhá paliva v obecném případě hledat v interakci dutiny spalovací komory a povrchu hořícího paliva (viz obr. 4).

Rychlost spalování se zvyšuje se zvyšujícím se tlakem, proto při malých výkyvech tlaku v blízkosti spalovacího povrchu dochází k místnímu zvýšení rychlosti spalování (vzhledem ke zvýšení toku tepla do spalovací zóny), což přispívá k novému zvýšení tlaku; ten opět zvyšuje rychlost hoření atd. V důsledku toho se zvyšuje amplituda kmitů, což vede k nestabilitě. Kromě tohoto faktoru je příčinou oscilačních režimů přítomnost pulzujícího tepelného toku směřujícího k povrchu vsázky. Takové pulsace tepelného toku určují přítomnost tlumené teplotní vlny uvnitř tuhého paliva, v důsledku čehož na vrcholech této vlny rychlost rozkladu paliva (podle exponenciálního Arrheniova zákona) překročí normální rychlost spalování. ve větší míře než zpomalit v prohlubních. Celkový účinek takového pulzujícího tepelného toku vede ke zvýšení rychlosti rozkladu. Pokud je tedy palivo charakterizováno exotermickou reakcí, která zesiluje teplotní vlnu, pak je takové palivo citlivější na vysokofrekvenční výkyvy. Je zřejmé, že v případě endotermických reakcí paliva budou teplotní vlny samotlumící. Všechny tyto jevy jsou zohledněny v různých teoretických modelech oscilačních režimů raketových motorů na tuhá paliva. Takový kvalitativní obraz výskytu nestabilních provozních režimů raketových motorů na tuhá paliva však v řadě případů nemůže vysvětlit důvod vzniku oscilací.

* Mechanismem se v tomto případě rozumí i fyzikální a chemické procesy spojené kauzálním vztahem.

** Hranice stability pracovního procesu ve spalovací komoře je souborem hodnot provozních parametrů, které oddělují oblasti stability a nestability

VYSOKOFREKVENČNÍ NESTABILITA SOLIDNÍCH MOTORŮ

1. Z teoretického hlediska se řešení problému vysokofrekvenční nestability raketového motoru na tuhá paliva omezuje na řešení rovnice akustické vlny s přihlédnutím k akustickým vnitřním charakteristikám komory (samozřejmě s odpovídajícími okrajovými podmínkami). Nashromážděný experimentální materiál umožnil identifikovat následující rysy specifické pro tento režim:

a) v komorách raketových motorů na tuhá paliva se objevují akustické vibrace s velkými amplitudami, které někdy dosahují průměrného provozního tlaku;

b) takové oscilace se objevují zpravidla sporadicky a během chodu motoru může být vybuzen jeden nebo několik konkrétních oscilačních režimů, aby zmizely a po určité době stabilního provozu se znovu objevily v nové kombinaci režimů, které mohou, ale nemusí zahrnout Ne
zahrnout předchozí atd.;

c) pro reprodukci frekvenčně-časového spektra nestabilního režimu je nutné s pečlivou přesností opakovat zkušební podmínky při zachování stejného složení paliva, vnějších podmínek atd.;

d) poměrně často jsou velké amplitudové oscilace doprovázeny zvýšením průměrné rychlosti spalování paliva.

2. Pro teoretický popis tak složitého jevu, jako je vysokofrekvenční nestabilita raketového motoru na tuhá paliva, je nutné uvažovat komoru jako akustický rezonátor s mnoha rezonančními frekvencemi, při kterých bude nejsnáze vybuzen. Vyvolá jakékoli malé rušení jednoho nebo více
charakteristické režimy komory jako rezonátoru závisí na vztahu mezi příchodem akustické energie a jejími ztrátami. Schematické znázornění mechanismů akustického zesílení a energetických ztrát v komoře raketového motoru na tuhá paliva je na obr. 6. Obr. Model motoru zahrnuje konstrukci komory s poměrně silnými stěnami. Na jednom konci tohoto válcového pláště je tryska, uvnitř jsou dvě látky: tuhé palivo a plynné produkty spalování s vysokou teplotou a tlakem. Hranice mezi nimi je určena spalovací plochou a geometricky může být nejistá. Může mít velké teplotní gradienty, vysoké rychlosti procesů přenosu energie a hmoty, doprovázené složitými chemickými reakcemi. Proudění zplodin hoření je rovněž extrémně složité, vyznačuje se přechodem od malých výstupních rychlostí kolmých k povrchu spalování k sonickým v kritickém úseku.

Obr.6. Faktory ovlivňující stabilitu motoru

Mezi faktory ovlivňující stabilitu motoru patří: A - spalovací plocha, související tlak a rychlost plynu; B - tepelné záření; C - viskoelastické ztráty v palivu; D-efekty ve spalovací komoře, včetně tlumícího účinku částic v proudění, jiné viskotermní tlumení, relaxační tlumení, zbytkové chemické reakce; E - skříň motoru, která určuje účinky viskotermních ztrát na stěny, vnější vlivy atd.; F - efekty tlumení trysek. Spalovací plocha je zdrojem akustické energie a všechny ostatní faktory jsou její ztráty. Protože nestabilita je možná, dokud akustické ztráty nepřekročí akustické zisky, není stanovení akustických ztrát v žádném případě nedůležité.

Je zajímavé znát akustické charakteristiky spalovací zóny, které lze kvantitativně popsat měrnou akustickou vodivostí spalovacího povrchu nebo přenosovou funkcí paliva. Charakteristiky tuhého paliva jsou z akustického hlediska určovány dvěma moduly pružnosti, jejichž skutečné části souvisí s rychlostí šíření poruch vlivem smyku a rozpínání a pomyslné části vyjadřují energetické ztráty způsobené těmito poruchy. Co se týče spalovací zóny, její tloušťka je výrazně menší ve srovnání s centimetrovými nebo delšími akustickými vlnovými délkami, a proto ji lze považovat za příslušnost k povrchu. To umožňuje charakterizovat spalovací povrch a další hraniční povrchy komory svými akustickými vodivostmi, jejichž skutečná část popisuje zesílení nebo útlum akustických vibrací.

3. Teoretická úvaha o problému vysokofrekvenční nestability vyžaduje řešení rovnic, které popisují fyzikální a chemické procesy s přihlédnutím k výše uvedeným efektům. Tyto procesy probíhají v objemu obsahujícím pevná a plynná média, oddělené složitou hranicí schopnou dodávat do pole akustických vibrací další energii. V tomto případě se hlavním problémem stává výběr těch forem procesu, na které se má zaměřit pozornost; výběr předpokladů a zjednodušení, která by měla být provedena v matematickém popisu modelu tak, aby byl dostatečně reálný, přístupný jasné interpretaci a umožňoval jeho matematické zpracování.

Na této cestě jsou dva směry. Jedna je spojena se studiem malých amplitudových oscilací na hranici stability a řešení problémů se provádí pomocí analýzy malých poruch, vedoucích k lineární diferenciální rovnice. Hlavní otázkou v lineární teorii je, zda se amplituda náhodných malých tlakových poruch, které se vždy vyskytují v raketovém motoru, zvýší nebo ne. Stabilita za přítomnosti malých poruch je nezbytnou, ale ne postačující podmínkou stability obecně. Z tohoto důvodu i druhý směr studuje vibrace s rozvinutou amplitudou, které jsou popsány nelineární diferenciální rovnice.

Raketový motor na tuhá paliva (raketový motor na tuhá paliva)

Raketový motor na tuhé palivo je raketový motor běžící na tuhé raketové palivo. Raketové motory na tuhá paliva jsou široce používány jako startovací a hnací motory pro rakety různých tříd a raket. V letectví a kosmické technice se používají jako urychlovače vzletu letadel, pro oddělování a odstraňování vysloužilých stupňů kosmických raket, zajištění měkkého přistání při shození nákladu, v nouzových záchranných systémech pro posádky letadel atd.

Společnými prvky každého raketového motoru na tuhá paliva jsou: kryt 1 (spalovací komora), náplň raketového paliva2, blok trysek 3, zapalovač 4, elektrický zapalovač 5 a tepelná ochrana. Vsázka paliva je buď volně vložena do spalovací komory ve formě jednoho nebo více bloků, nebo připevněna k jejím stěnám nalitím paliva do komory v polotekutém stavu s následným ztuhnutím. Změna spalovacího povrchu v průběhu provozní doby raketového motoru na tuhá paliva určuje charakter změny tahu motoru (tah je konstantní, roste, klesá, mění se skokově). Používají se náboje kanálové, hvězdicovité, koncové a jiné. Oblasti povrchu, které je třeba vyloučit ze spalovacího procesu, jsou pancéřovány povlaky z pryžotextilních materiálů. K výrobě skříní raketových motorů na tuhá paliva se používají vysoce pevné oceli, slitiny hliníku a titanu a také kompozitní materiály. Zapalovací zařízení je umístěno zpravidla na přední spodní části skříně a slouží k vytvoření tlaku a zapálení palivové náplně. Blok trysek přeměňuje tepelnou energii produktů spalování paliva na kinetickou energii proudu plynu. Vložka bloku trysky, která tvoří hrdlo trysky, jako tepelně nejvíce namáhaný prvek raketového motoru na tuhá paliva, je vyrobena ze žáruvzdorných materiálů (grafit, wolfram, molybden) nebo z lisovaných materiálů odolných proti erozi. Pro tepelnou ochranu vnitřních stěn skříně raketového motoru na tuhá paliva a tryskového zvonu se používají sklo, uhlík a organoplasty, lisovací materiály na bázi azbestu a fenolových pryskyřic.

Hlavní požadavky na tepelnou ochranu jsou nízká tepelná vodivost a nízká rychlost destrukce při vystavení vysokoteplotnímu proudu plynu.

Raketový motor na tuhá paliva může mít další zařízení používaná k řízení vektoru tahu. Tah se mění nastavením kritické sekce trysky nebo otevřením protitahových trysek; zastavení spalování palivové náplně (např. pro zajištění dané rychlosti na konci aktivního úseku trajektorie) je dosaženo prudkým uvolněním tlaku ve spalovací komoře otevřením speciální okna nebo vstřikování chladicí kapaliny. Směr vektoru tahu se mění pomocí plynových kormidel umístěných ve vytékajícím proudu plynu, rotačních trysek, asymetrického vstřikování kapaliny nebo vstřikování plynu do nadzvukové části trysky apod. I přes relativně nízký měrný impuls tahu (2,5-3 km /s), raketový motor na tuhá paliva mají stvoření, výhody: schopnost získat vysoký tah (až 12 MN nebo více); vysoký stupeň připravenosti ke startu, možnost dlouhodobého skladování; jednoduchost a kompaktní design; vysoká spolehlivost a snadná obsluha.

Raketový motor na tuhá paliva se skládá z vrstev paliva umístěných příčně k ose nálože a je vybaven iniciačním systémem, který zajišťuje střídavou detonaci vrstev hmoty. Vrstvy paliva s vysokou detonační schopností, jejichž tloušťka je výrazně větší než kritická tloušťka detonace paliva, jsou proloženy dalšími vrstvami paliva z látky s nízkou detonační schopností, jejíž tloušťka je výrazně menší než její kritická detonační tloušťka, ale dostatečná k zabránění přenosu detonace z předchozí vrstvy s vysokou detonační schopností následující vrstvy s vysokou detonační schopností. Vrstvy paliva s vysokou detonační schopností a vrstvy paliva s nízkou detonační schopností jsou vzájemně spojeny. Iniciační systém zajišťuje střídavou detonaci vrstev hmoty s danou konstantní nebo proměnnou frekvencí. Vynález umožňuje vytvořit raketový motor s vysokým specifickým tahovým impulsem a schopností měnit tah v širokém rozsahu. 1 nemocný.

Raketové motory na tuhá paliva (raketové motory na tuhá paliva) mají oproti motorům na kapalná paliva jednu významnou výhodu. Motory na tuhá paliva mají extrémně jednoduchý design: kryt naplněný pevným palivem a kryt má otvor s tryskou. Spalování paliva probíhá ve skříni pod tlakem. Je to tlak, který zajišťuje stabilní spalování paliva. Při přechodu na kalorická (energetická) paliva je pro jejich stabilní spalování zpravidla zapotřebí ještě větší tlak. To vše vede k nutnosti dělat trupy odolnější, a tedy i těžší, což částečně snižuje efektivitu přechodu na kaloričtější paliva.

Raketové motory na tuhá paliva jsou dobře známé a široce používané v různých konstrukcích v závislosti na jejich účelu. U všech verzí takových motorů je nutné mít v komoře umístěnou spalovací komoru s blokem trysek a náplní tuhého paliva. Spálením vsázky se uvolní v ní uložená potenciální energie, která se akumuluje ve vzniklých plynech, zahřátých na vysoké teploty V závislosti na poměru přítoku plynu z hořící náplně plynů a jejich odtoku přes proudící kříž-. části bloku trysek se v polouzavřeném objemu spalovací komory vytvoří určitý tlak. Pod vlivem tlaku proudí plyny tryskou, zrychlují se na vysoké rychlosti a získávají určitý pohyb. V souladu s tím získává raketa stejné množství pohybu. Potenciální chemická energie se v motoru pouze částečně přeměňuje na užitečnou mechanickou energii pohybu a částečně se ztrácí ve formě tepla odváděného nechlazenými plyny.

Schéma motoru na tuhá paliva

1 - náplň tuhého raketového paliva, 2 - tělo komory, 3 - zapuštěná tryska, 4 - zapalovač

Konstrukce hlavních součástí raketového motoru na tuhá paliva:

Všimněme si role uvedených komponent v provozním procesu dálkového ovládání (vyvíječe plynu).

Jak bylo uvedeno výše, zdrojem energie a plynných produktů spalování v uvažovaných systémech je palivová náplň, ve které po zahřátí na určitou teplotu, nazývanou teplota vznícení (zápalu), začíná chemická reakce s uvolňováním plynného spalování. produkty s velkým množstvím tepla.

Raketový motor na tuhá paliva s vloženou náplní:

1 - válcový plášť krytu raketového motoru na tuhá paliva; 2 . - přední dno;., 3 - dno trysky; 4 - jednotky pro upevnění náboje; 5 - náplň paliva; 6 - zapalovací systém; 7 - tryska; 8 - zátka trysky; 9 - tepelně ochranný povlak a (nebo) ochranná upevňovací vrstva

Pouzdro PS spolu s oběma spodky omezuje objem, ve kterém dochází ke spalování paliva, zajišťuje danou úroveň implementovaných intrabalistických parametrů a působí jako nosná konstrukce.

Odtok zplodin hoření je prováděn nadzvukovou tryskou, jejímž úkolem je zvýšit účinnost přeměny tepelné energie uvolněné v komoře raketového motoru na tuhá paliva na kinetickou energii z komory vytékajících produktů. Tvar trysky zajišťuje zrychlení zplodin hoření na nadzvukové rychlosti, což napomáhá ke zvýšení tahu pohonného ústrojí. Je třeba poznamenat, že v současné době existují malé pohonné systémy na tuhá paliva, ve kterých není blok trysek jako takový. Zvýšení konstrukčního tahu je dosaženo změnou profilu kanálu náplně paliva v blízkosti výstupní části, která je volena blízko profilu bloku trysek. V řadě případů takové raketové motory na tuhá paliva zajišťují splnění požadavků technických specifikací na energetickou náročnost a přitom zůstávají co nejjednodušší.

Protože teplota produktů spalování v komoře raketového motoru na tuhá paliva je velmi vysoká a může dosáhnout úrovně 3500...3700 K a hodnoty tepelného toku jsou 10 6 ... 10 7 W/m 2, je potřeba chránit konstrukční prvky motoru před přehřátím, a tedy před zničením během pracovní doby. Tuto funkci zajišťují tepelně ochranné povlaky, které lze nanášet na vnitřní povrchy součástí těla, počínaje přední spodní částí až po výstupní část nadzvukové trysky.

Ohřátí povrchu palivové náplně na teplotu, při které začíná chemická reakce, zajišťuje zapalovací systém. Nejjednodušší a v praxi nejčastěji používanou metodou je realizace zapalovacího systému s použitím černého prachu nebo pyrotechnické slože, uloženého v pouzdře, které může zůstat trvanlivé během provozní doby nebo je zničeno. Závěs se zapaluje pomocí elektrického zapalovače.

Upevnění vložených náplní je zajištěno například membránami umístěnými v blízkosti spojů čela a dna trysek s pláštěm raketového motoru na tuhá paliva. Silně upevněné konstrukce vyžadují při velkém rozdílu součinitelů tepelné roztažnosti materiálů karoserie a paliva použití mezivrstvy mezi karoserií a palivem - tzv. ochranná-upevňovací vrstva.

Pro regulaci velikosti a směru tahu mohou raketové motory obsahovat řídicí prvky, jednotky, které zajišťují změny v geometrii dráhy trysek atd.

Během doby skladování raketového motoru na tuhá paliva a do určitého okamžiku chodu motoru musí být jeho vnitřní objem ucpán membránou, která se zbortí při daném tlaku spalin v komoře pohonného systému. Přítomnost membrány je způsobena potřebou chránit vnitřní povrchy komory a náboje před atmosférickými vlivy, mechanickým znečištěním a v některých případech zadržovat plyn ve vnitřním objemu komory ve stavu před startem při určitý plnicí tlak.

Pohonný systém na tuhá paliva (plynový generátor) lze charakterizovat následujícím souborem parametrů:

hmotnost paliva W T ;

hmotnost celého raketového motoru na tuhá paliva m c.d. a hmotnost každého uzlu m i;

relativní hmotnost konstrukce motoru b c.d. , definovaný jako poměr nezatížené hmoty k hmotnosti rakety na tuhé palivo x cm. ;

umístění těžiště zvlášť pro uzly a obecně pro celou konstrukci raketového motoru na tuhá paliva;

hustota (koeficient) naplnění vnitrokomorového objemu palivem ew, definovaná jako poměr objemu palivové náplně k vnitřnímu objemu komory (od předního dna k rovině kritického řezu);

tah pohonného systému a (nebo) hodnotu hmotnostního druhého průtoku (P, T);

provozní doba pohonného systému f p ;

celkové I a specifické impulsy I Y raketový motor na tuhá paliva;

celkové rozměry - délka L, celkový průměr motoru D a podle uzlů.

Uvedený soubor parametrů není vyčerpávající a není jediný přijatelný. Takže například místo parametru bk.d lze použít následující:

relativní zásoba paliva;

faktor kvality motoru v d atd.

Můžete vytvořit spojení mezi těmito třemi parametry:

letadlo s raketovým motorem

Uvedený soubor parametrů spolu se známým rozsahem použití pohonného systému umožňuje posoudit účinnost raketového motoru na tuhá paliva, výhody či nevýhody vývoje jakýchkoliv komponentů. Nejvýraznějšími parametry v tomto smyslu jsou b c d a E w . K dnešnímu dni byly nejlepší hodnoty těchto veličin získány při vývoji mezikontinentálních balistických střel třídy MX (b c. d ~ 0,05...0,08; e w « 0,92...0,95).

Práce je věnována zejména popisu pracovních procesů probíhajících v komoře raketového systému na tuhá paliva. Všimněme si souboru základních procesů, které jsou důsledně implementovány při provozu raketového motoru na tuhá paliva v objemu dostatečném pro předběžné pochopení vnitrokomorových procesů. Pro jistotu budeme uvažovat diagram uvedený na obr. 1.

: Pracovní proces v komoře raketového motoru na tuhá paliva začíná přivedením elektrického napětí do elektrických zapalovačů nábojnic. Síla plamene z hořlavé roznětky zajišťuje zapálení zápalné slože, tvořené černým prachem nebo směsí černého prachu s pyrotechnickou složkou. Ke spalování zápalné slože dochází nejčastěji v uzavřeném objemu odolného pouzdra při tlaku větším, než je úroveň tlaku ve spalovací komoře. Produkty spalování zápalné slože vstupují do komory otvory v tělese zapalovače, které mohou být předem vyprofilovány a zazátkovány. Příliv hmoty do předního objemu raketového motoru na tuhá paliva vede ke zvýšení tlaku v něm a vytvoření kompresní vlny pohybující se do objemu trysky. Rychlost šíření kompresní vlny ve vztahu k parametrům plynu před vlnou může být buď podzvuková nebo nadzvuková. V návaznosti na vlnu se vysokoteplotní zplodiny spalování zážehového složení šíří do volného objemu komory motoru a ohřívají povrch palivové náplně v důsledku konvekčního, sálavého a konduktivního přenosu tepla.

Poté, co kompresní vlna dosáhne roviny, ve které je zátka umístěna, může se vnitrokomorový proces vyvinout podle dvou schémat

Rozložení tlakového pole po délce komory v různých časech, kdy se zátka zhroutí:

1, 2, 3 - pohyb kompresní vlny od předního dna k trysce (zátka není zničena); 4, 5 - vývoj procesu po zničení zástrčky

Rozložení tlakového pole po délce komory v různých časech s nedestruktivní zátkou:

1, 2, 3 - pohyb kompresní vlny od předního dna k trysce; 4 - kompresní vlna dosáhne roviny zátky; 5, 6 - vývoj procesu po odrazu kompresní vlny od zátky

Měření tlaku v komoře raketového motoru na tuhé palivo za provozu:

Ro- počáteční tlak v komoře motoru; R ZG - tlak destrukce zátky trysky; Pst - úroveň provozního tlaku spalin v komoře; O- zahájení procesu; 1 - okamžik zničení zástrčky; 2 - okamžik zážehu paliva; 3 - čas odpovídající šíření plamene podél povrchu paliva; 4 - čas, kdy motor dosáhne provozního režimu; 5 - konec kvazistacionární periody provozu motoru; 6 - konec chodu motoru.

Zátka se zničí, hladina tlaku v komoře se přibližně vyrovná a zůstane blízko konstantní až do okamžiku, kdy se povrch náplně paliva začne připojovat ke spalování. Vývoj procesu podle tohoto schématu je uveden na Obr. 2;

Zničení zátky je navrženo pro vysoké hodnoty tlaku.

Tato skutečnost vede k odrazu kompresní vlny od pravého okraje motoru a jejímu šíření v opačném směru. V důsledku snížení rychlosti pohybu spalin ve volném objemu komory se intenzita procesu ohřevu palivové náplně snižuje, což vede k prodloužení doby, za kterou raketový motor na tuhá paliva dosáhne kvazi - stacionární provozní režim. Vývoj procesu podle tohoto schématu je uveden na Obr. 3.

K zapálení palivové náplně dochází v okamžiku, kdy je v povrchové vrstvě palivové náplně o tloušťce měřené v mikronech dosaženo teplotního a teplotního gradientu odpovídajících určitým kritickým podmínkám zajišťujícím stabilní spalování paliva. K šíření plamene po povrchu palivové náplně může v závislosti na podmínkách zážehu a geometrii raketového motoru na tuhá paliva docházet při rychlostech 1...300 m/s.

Změna tlaku v předním objemu dálkového ovládání po celou dobu provozu je na Obr. 4.

Hlavní provozní impuls poskytuje pohonný systém na křivkovém úseku 4 -5. K odstavení raketového motoru na tuhá paliva dochází buď po vyhoření palivové náplně, nebo násilně pomocí jednotky vypínání tahu.

K dnešnímu dni dosáhly raketové motory na tuhá paliva znatelné dokonalosti, což vedlo k jejich širokému použití v praxi:

hmotnost raketového motoru na tuhá paliva může být v současnosti několik gramů nebo stovek tun;

Raketové motory na tuhá paliva lze v současnosti použít jako pohon pro nouzové odstavení systémů přepravy plynu a ropy potrubím. Zároveň lze raketové motory na tuhá paliva použít k vypouštění velkých nákladů do vesmíru;

měrný impuls pevných raketových paliv se velmi přiblížil měrnému impulsu kapalných paliv a dosáhl hodnot 3000….3500 m/s;

koeficient dokonalosti hmoty nejlepších moderních raketových motorů na tuhá paliva dosahuje 0,05...0,10 a faktor plnění vnitrokomorového objemu se blíží 0,90...0,95.

Další zdokonalování raketových motorů na tuhá paliva bude i nadále spočívat ve zlepšování energetických charakteristik složení paliv a zvyšování měrné pevnosti použitých konstrukčních materiálů. Zejména lze poznamenat, že slibným směrem je použití raketových motorů na tuhá paliva s odděleným umístěním palivových komponent. Naléhavým úkolem je rozšířit rozsah použití raketových motorů na tuhá paliva do oblasti pohonných systémů s hloubkovou regulací tahu, s možností znovupoužitelného zařazení raketových motorů na tuhá paliva atd.

Rozvoj technologie pevných paliv bude pokračovat i v budoucnu, což je dáno řadou kladných vlastností raket s motory na tuhá paliva oproti raketám s raketovými motory na kapalinu (LPRE). Níže si všimneme výhod a nevýhod raketových motorů na tuhá paliva, které na jedné straně určovaly jejich široké použití a na druhé straně omezovaly jejich použití v určitých technických objektech.

Výhody a nevýhody raketových motorů na tuhá paliva:

Široké používání raketových motorů na tuhá paliva ve vojenském vybavení začalo o něco dříve než používání pohonných systémů na kapalná paliva. A v současnosti ve vojenské technice zaujímají dominantní místo raketové motory na tuhá paliva a v kosmické technice raketové motory na tuhá paliva úspěšně konkurují raketovým motorům na kapalná paliva. Tento trend je způsoben řadou faktorů, které jsou vlastní spalovacím motorům na pevná paliva, z nichž hlavní jsou uvedeny níže.

Za jednu z hlavních výhod raketových motorů na tuhá paliva je samozřejmě třeba považovat relativní jednoduchost zařízení. Vůbec první raketové motory na tuhá paliva měly primitivní konstrukci, snadno realizovatelnou i na technologické úrovni středověku. Srovnání s motory na kapalné palivo nám umožňuje zaznamenat následující výhody konstrukce raketového motoru na tuhá paliva:

nejsou žádné jednotky spojené se skladováním komponentů paliva mimo komoru (palivové nádrže);

chybí jednotky pro dopravu komponentů paliva z nádrží do spalovací komory (potrubí, pneumatické a hydraulické ventily);

nejsou žádné prvky pro nucený přívod paliva do komory (prvky výtlačného systému, jednotky turbočerpadla, vstřikovače atd.);

počet pohyblivých jednotek je malý (a u některých provedení dokonce chybí).

Oproti raketovým motorům na tuhá paliva se výrazně komplikuje konstrukce pohonného systému jaderného paliva. Navíc při použití jaderných paliv vyvstává úkol zajistit ochranu konstrukce letadla (včetně pilotovaného) před radioaktivním zářením.

Jakékoli pokusy související s použitím meziobvodů dálkového ovládání (samostatné dálkové ovládání zařízení, hybridní motory) vedou také ke zvýšení složitosti konstrukce motoru. Relativní jednoduchost konstrukce raketového motoru na tuhá paliva je zvláště patrná při zvažování některých speciálních konstrukcí raketových motorů na tuhá paliva. Při použití motorů na tuhá paliva se tedy snadno vyřeší otázky související se zajištěním rotace rakety kolem její osy (např. u proudových střel, u kterých rotace kolem její osy vede ke zvýšení stability letu střely po trajektorii a k zlepšená přesnost střelby). Strukturálně jsou způsoby oddělování stupňů vícestupňových raket zjednodušeny.

Relativní jednoduchost konstrukce raketového motoru na tuhá paliva s sebou nese také usnadnění problémů souvisejících s provozem raket a odpalovacích zařízení, které používají raketový motor na tuhá paliva. Vzhledem k relativně malému počtu komponentů v raketovém motoru na tuhá paliva je skutečně zapotřebí malé množství práce na provádění běžné údržby pro kontrolu výkonu motorů během skladování a při přípravě na start. Lze poznamenat, že náklady na pozemní zařízení určené pro provoz komplexů s balistickými raketami dlouhého doletu ve Spojených státech činí přibližně 45 a 60 % celkových nákladů na komplex při použití raketových motorů na tuhá paliva. a při použití raketových motorů na kapalinu. Zajímavostí je, že na začátku roku 1984 měly Spojené státy 53 raket Titan-2 s raketovými motory na kapalná paliva, které provozovalo šest letek Strategic Air Command, a přibližně 1000 raket třídy Minuteman s raketovými motory na pevná paliva, které sloužilo pouze dvacet perutí.

Pro vojenskou techniku ​​je atraktivní zejména vysoká připravenost zbraní s raketovými motory na tuhá paliva k použití. Stačí poznamenat, že doba předstartovní přípravy na odpálení mezikontinentálních raket třídy MX nepřesahuje 2...5 minut, včetně možnosti přesměrování rakety a hlavic. Pro srovnání poznamenáváme, že první raketové systémy s motory na kapalné pohonné hmoty zajistily start až po 4...6 hodinách předstartovní přípravy. Doba přípravy startu moderních raket s motory na kapalné pohonné hmoty se výrazně zkrátila, přesto zůstává stále poměrně vysoká.

Důležitou vlastností raketových motorů na tuhá paliva je jejich vysoká spolehlivost. Podle některých statistických informací je po uplynutí záruční doby uložení dálkového ovladače pravděpodobnost jejich bezporuchového provozu více než 98 %. Během záruční doby je spolehlivost raketových motorů na tuhá paliva nad 99 %.

Mezi další faktory, ve kterých se projevují výhody raketových motorů na tuhá paliva ve srovnání se spalovacími motory na kapalná paliva, je třeba poznamenat následující:

ve většině případů, při řešení stejného taktického nebo strategického problému, jsou náklady na raketový systém s raketovým motorem na tuhá paliva výrazně nižší než náklady na komplex s motorem na kapalné palivo;

Hmotnostní charakteristiky moderních raketových motorů na tuhá paliva, včetně jejich koeficientu dokonalosti hmoty, převyšují podobné ukazatele pro raketové motory na kapalná paliva.

Výhody raketových motorů na tuhá paliva však nestačí k tomu, aby tyto pohonné systémy byly jediné přijatelné a nejracionálnější jak v národním hospodářství, tak ve vztahu k vojenské technice. Jako každý technický objekt mají i raketové motory na tuhá paliva určité nevýhody, což si vynucuje souběžný rozvoj velínů jiných tříd. Je třeba poznamenat následující nevýhody

• 1. Relativně nízké hodnoty měrného impulsu spalovacích motorů na tuhá paliva. Prázdný puls raketového motoru na tuhá paliva nepřesahuje 00...3500 m/s. Další zvyšování specifického impulsu raketových motorů na tuhá paliva je obtížné kvůli chemické nekompatibilitě nejlepších oxidačních činidel a nejlepších hořlavin ve složení paliv. Použití motorů s odděleně zatíženými pevnými součástmi umožňuje zvýšit specifický impuls maximálně o 20 %. Kapalná raketová paliva přitom umožňují dosáhnout specifických impulsů až 4000...4500 m/s. Ještě vyšších hodnot lze dosáhnout použitím jaderných paliv.
• 2. Technologické potíže při výrobě palivových náplní velkých hmotností a rozměrů. Tyto potíže jsou způsobeny vysokými požadavky na absenci defektů v náplni, dutin, trhlin, oddělení paliva od ochranné upevňovací vrstvy atd. S nárůstem rozměrů náloží a zvýšením měrného impulsu používaných paliv se zvyšuje nebezpečí výbuchu a požáru při výrobě a nakládání palivové náplně.
• 3. Určité provozní potíže. Část těchto obtíží spočívá v potřebě termostatovat raketové motory na tuhá paliva se směsnými palivy (v některých případech otmPTistite), aby se eliminoval výskyt trhlin v palivových náplních, snížily se změny tahu a tlaku spalin v komoře motoru. .
• 4. Určité konstrukční potíže. Tyto potíže mohou zahrnovat omezenou provozní dobu raketového motoru na tuhá paliva v důsledku rozměrů motoru a eroze jeho konstrukčních prvků. Z velkorozměrových raketových motorů na tuhá paliva, které jsou v současné době vyráběny, bylo nejdelší doby provozu (-130 s) dosaženo u pomocného raketového motoru na tuhá paliva používaného k vypuštění opakovaně použitelného raketoplánu Space Shuttle do cestovní výšky. Hmotnost tohoto raketového motoru na tuhé palivo je 586 tun.

Dalším problémem je složitost vývoje opakovaně použitelného raketového motoru na tuhá paliva. V současnosti dostupné pohonné systémy na tuhá paliva mají buď omezenou hloubku regulace, nebo i když je hloubka regulace trakční (spotřební) charakteristiky přijatelná, mají špatné ukazatele koeficientu dokonalosti hmoty.

Shrneme-li, lze však poznamenat, že výhody raketových motorů na tuhá paliva vedly k jejich plošnému zavedení do praxe.

2.3.1. Provozní období RDTT

Při zvažování pracovních procesů v raketových motorech na tuhá paliva se rozlišují tři charakteristická období (obr. 2.3):

výkon motoru do provozního režimu t; tento režim zahrnuje dobu zpoždění zapalování
a čas zapálení náplně a naplnění volného objemu motoru (čas se počítá od okamžiku, kdy je proudový impuls přiveden do roznětky);

hlavní perioda provozu motoru, nazývaná doba hoření náplně t 3 ; tato oblast představuje většinu (více než 90 %) celkové pracovní doby;

doba poklesu tlaku t , vyskytující se po spálení hlavní části náplně nebo provozu jednotky vypínání tahu raketového motoru na tuhá paliva.

Celková doba provozu motoru je určena součtem těchto období:

.

Při výpočtu procesu v období, kdy motor dosáhne provozního režimu, jsou uvažovány rovnice nestacionárního (vlna v počáteční fázi) toku spalin zapalovacího paliva a hlavní náplně, s přihlédnutím k dodatečnému spalování ve vzdušném kyslíku, zahřívání a vzplanutí paliva a počáteční zahřátí konstrukčních prvků. Pro výpočet hlavní periody jsou použity rovnice proudění plynu a spalování náplně tuhého paliva v kvazistacionární aproximaci. Předběžně je proveden geometrický výpočet vyhoření náboje.

Základ geometrického výpočtu změn v oblasti hořícího povrchu S(E) a oblast průtoku kanálu F(E)=
v závislosti na tloušťce pálené klenby E existuje předpoklad o rovnoměrnosti rychlosti hoření paliva A= de/ dt v celém objemu nabití. To znamená, že spalování vsázky probíhá v paralelních (přesněji ekvidistantních) vrstvách (obr. 2.4).

V hlavní sekci při nízkých rychlostech proudění plynu a nízkých dp/ dt rovnice hmotnostní bilance je ve tvaru splněna s dostatečnou přesností nahoru T S =pF /(srov. odstavec 3.1.1), v této části je tlak určen soustavou rovnic (0 E e 0):

;

.

Když S S

My máme
;

;

;

.

Omezení počátečního poměru tahu k hmotnosti jeviště P 0 = vypadá jako
, Kde P, jáA - počáteční tah, měrný impuls a hmotnost stupně.

Vnitrobalistické a trakční charakteristiky raketových motorů na tuhá paliva se výrazně mění v důsledku odchylek náplně a parametrů motoru od jmenovitých. Relativní změna tlaku nebo průtoku

Kde
- relativní odchylky rychlosti hoření od její průměrné (formulární) hodnoty;
- relativní rozptyl tlaku od průměrné hodnoty v důsledku náhodných odchylek náplně a parametrů motoru (viz pododdíl 3.4); T 3 - náhodné změny teploty náplně v úzkém rozsahu režimů regulace teploty.

Rýže. 2.3. Změna tlaku v motoru na tuhá paliva běhemčas.

Pokud neexistuje žádná regulace teploty, pak T 3 zohledňuje celý teplotní rozsah za daných podmínek použití

Rýže. 2.4. Pohyb hořící plochy nálože:

1 - povlak pancéřování; 2 - tuhé palivo; 3 - poloha hořící plochy při dohoření tloušťky oblouku E.

Při zohlednění změn je maximální tlak v motoru roven

.

V další aproximaci jsou zohledněny nehomogenity v rychlosti spalování v důsledku změn tlaku a rychlosti proudění plynu podél kanálu a také v důsledku místních odchylek ve fyzikálních a mechanických vlastnostech paliva, jeho teplotě a deformaci (viz. Část 1.2). Úsek poklesu tlaku během vyhoření náplně začíná, když se čelo spalování přiblíží k nějakému bodu na povrchu odpovídajícímu úplnému vyhoření střechy. V této oblasti dohoří zbývající palivová náplň a vytékají produkty spalování paliva a rozkladu povlaků. K posouzení závislosti S (E) v úseku tlakové ztráty je nutné počítat s nehomogenitami rychlosti spalování v celém objemu vsázky a náhodnými odchylkami jejích geometrických charakteristik. Se známou závislostí S (E) tlak se vypočítá pomocí předchozí soustavy rovnic upravených tak, aby zohledňovaly změny v množství plynu v objemu raketového motoru na tuhá paliva.

Ministerstvo školství Ruské federace

Jižní Ural státní univerzita

{ Yu.Yu. Usolkin}

Výpočet energeticko-hmotnostních a rozměrových charakteristik raketových motorů na tuhá paliva.

Toolkit.

Manuál představuje zjednodušenou metodiku pro konstrukční posouzení parametrů raketového motoru na tuhá paliva, která umožňuje rychle a s dostatečnou mírou spolehlivosti (pro počáteční fáze návrhu rakety) určit energetické a celkové - hmotnostní charakteristiky rakety na tuhá paliva. motor.

Příručka je zpracována na základě metodických ustanovení uvedených v , , a je určena pro praktickou práci při zjišťování charakteristik raketových motorů na tuhá paliva a projekt kurzu o konstrukci letadla na tuhá paliva.

Počáteční údaje:

Složení paliva a jeho pasportní parametry za standardních podmínek (P K / P a = 40/1);

–specifický tahový impuls [m/s];

–hustota [kg/m3];

– teplota spalování [0 K];

– plynová konstanta [J/kg∙deg];

–ukazatel procesu (adiabatický);

–zákon spalování [mm/s].

2. Požadované energetické charakteristiky motoru (získané z výsledků balistického návrhu rakety):

Р П – tah motoru ve vakuu [kN];

– tlak ve spalovací komoře [MPa];

– tlak na výstupu z trysky [MPa].

3. Průměr motoru [m].

4. Je uvažováno schéma typického raketového motoru na tuhá paliva (viz obr. 1).

Posloupnost výpočtů.

je určen snížený standardní tahový impuls

zde: a – procento obsahu Al v palivu;

.

Akceptujeme podmínku stálého průměrného tlaku ve spalovacím prostoru při chodu motoru, tzn. r k ≈ r k av = konst.

Zjišťuje se provozní doba motoru, spotřeba paliva a dostupná rezerva paliva:

průměr náboje

tloušťka hořící klenby

zde: d in – průměr vnitřního kanálu, braný d in 0,2D str

zde k je koeficient, který zohledňuje nevyužitou zásobu paliva, závisí na tvaru náplně, okruhu motoru, tvaru kanálu (k=1,01÷1,05)

Geometrické parametry motoru jsou určeny:

termodynamický komplex

oblast kritické části trysky

zde: χ – koeficient tepelné ztráty,

μ–průtokový koeficient

průměr hrdla trysky

stupeň geometrické roztažnosti trysky

oblast výstupu trysky

výstupní průměr trysky

celková délka trysky (viz obr. 1)

zde: β с – úhel polovičního otevření kuželové trysky

(pro kuželové trysky obvykle β s =12÷20 0)

délka zapuštěné části trysky

zde: f – zohledňuje stupeň recese (obvykle f=0÷0,3)

tryska vyčnívající délka

průměr trysky na výstupu ze spalovací komory

Tady

délka (výška) předního dna

,

Tady:

délka (výška) krytu trysky (zadní dno)

,

Tady:

délka válcové části spalovací komory

,

Tady: - délka vyčnívající části zapalovače (závisí na typu zapalovače a uspořádání motoru jako celku)

relativní délka náboje

5. Stanoví se hmotnostní charakteristiky motoru

hmotnost válcové části spalovací komory

,

zde: ρ c – hustota materiálu [kg/m 3 ]

σ in – mez pevnosti materiálu [ ]

f – bezpečnostní faktor

Hmotnost předního a zadního dna (kryt trysky) (bez ohledu na rozměry výřezů pro trysky)

,

hmotnost povlaku pancíře (závisí na ploše pancéřového povrchu nálože, tloušťce pancíře, hustotě materiálu ρ b)

zde: α br =0,04÷0,1 [mm/s] – konstantní koeficient pro daný povlak pancíře,

- relativní průměr kanálu,

- relativní průměr náboje,

hmotnost trysek

,

zde: k s – koeficient závislý na tvaru vsázky a velikosti kanálu, k s =2,03÷3,40;

- průměrná hustota materiálu (kov a tepelná ochrana) expanzní trysky;

α с – koeficient úměrnosti střední tloušťky stěny trysky s tepelnou ochranou k průměru spalovací komory, α с =0,004÷0,008.

tepelně ochranná hmota

zde: ρ tз – hustota tepelného ochranného povlaku;

- relativní tloušťka tepelného ochranného povlaku.

Tloušťka tepelného ochranného povlaku může být určena závislostí

a TZ je podle statistik koeficient tepelné difuzity tepelné ochrany

a tz =(0,5÷1,0)·10-6 [m 2 /s],

- bezrozměrná teplota,

- přípustná teplota ohřevu stěny spalovací komory,

-počáteční teplota stěny spalovací komory

hmotnost upevňovacích bodů pro dna, zapalovač a montážní díly

zde: K t – teplotní koeficient, v závislosti na typu paliva a provedení náplně lze vzít K t = 1,2.

hmotnost motoru

6. Stanoví se hmotnostní charakteristiky kontrolního orgánu.

Uvažujeme případ vytváření řídicích sil pomocí oscilační trysky motoru

zde: m рп – hmotnost převodky řízení (převodky řízení a regulační ventily);

m BIP – hmotnost palubního zdroje energie (pracovní kapalina, nádrž a regulační ventily);

m krep – hmota upevňovacích jednotek (do hmoty započítáváme m uk).

Hmotnost převodky řízení (RS) závisí na požadovaném výkonu, který je dán úrovní tahu motoru, velikostí a setrvačnou charakteristikou rotační (kyvné) části trysky, typu závěsu trysky, množství ovládací síla, tzn. úhel vychýlení trysky a rychlost.

Jako první přiblížení lze vzít
zde se P p bere v kN.

Hmotnost palubního zdroje závisí na výkonu RP, době provozu motoru, konstrukci kontejneru a použitém konstrukčním materiálu

Tady: - požadovaný průtok pracovní tekutiny, kg/s,

τ – doba provozu motoru, s,

α k je koeficient dokonalosti návrhu nádrže s přihlédnutím k přítomnosti výztuže.

7. Stanoví se hmotnost pohonného systému

Příklad výpočtu energetických a hmotnostních charakteristik spalovacího motoru na tuhá paliva.

Počáteční údaje:

Palivo volíme polyuretanové.

Složení: chloristan amonný (NH 4 ClO 4) – 68 %

polyuretan – 17%

hliník - 15%

Specifikace paliva: R UDST =2460 [m/s]; pT = 1800 [kg/m3]; TST = 3300 [0 K]; RST = 290 [J/kgstupeň]; k ST = 1,16; U(p k) = 5,75 r k 0,4 [mm/s]

Získáno z balistického designu:

RP = 1000 kn;

pk = 10 MPa;

p a = 0,06 MPa.

3. Průměr motoru (rakety) D p =1,6m.

Posloupnost výpočtů.

1. Určete specifický impuls tahu motoru ve vakuu:

.

Zjišťujeme charakteristiky spotřeby a zásoby paliva raketového motoru na tuhá paliva.

u=5,75-100,4=14,43 mm/s

3. Určete geometrické parametry motoru:

4. Určete hmotnostní charakteristiky motoru.

Pro výrobu skříně motoru zvolíme organoplast s pevností v tahu σ in = 1400 MPa a hustotou ρ m = 1400 kg/m 3 . K výrobě trysky používáme slitinu titanu o hustotě ρ c = 4700 kg/m 3 . K ochraně před tepelnými vlivy používáme TZP na bázi kombinovaného pojiva s ρ TZP = 1600 kg/m 3 . Pro pancéřování nálože zvolíme povlak na bázi fenolformaldehydové pryskyřice o hustotě ρ br = 1300 kg/m 3 .

hmotnost válcové části spalovací komory

Spodní váha

pancéřová hmota

hmotnost trysek

(zde se získá průměrná hustota materiálu trysky za předpokladu, že poměr tloušťky stěny trysky a tepelného ochranného povlaku je 1:2).

tepelně ochranná hmota

hmotnost upevňovacích bodů

hmotnost motoru

5. Určete hmotnost kontroly

Předpokládejme, že průtok pracovní tekutiny přes RP je roven =2 kg/s, koeficient dokonalosti návrhu α k =0,15, pak:

6. Hmotnost pohonného systému

Tím byly stanoveny všechny potřebné parametry raketového motoru na tuhá paliva pro další konstrukci rakety.

Literatura.

Návrh a testování balistických raket. Ed. V A. Varfolomeev a M.I. Kopytov, nakladatelství MO, M., 1970 – 392 s., ill.

Pavlyuk Yu.S. Konstrukce balistické střely. Učebnice pro vysoké školy. Nakladatelství ChSTU, Čeljabinsk, 1996 – 114 s., ill.