rdt 계산 방법론 우솔킨. 우주 고체 로켓 엔진

고체 추진제 엔진(고체 추진제 로켓 엔진, 고체 추진제 로켓 모터)은 현대 우주 비행에서 널리 사용되며 액체 연료로 작동하는 액체 로켓 엔진(LPRE)을 성공적으로 보완합니다. 이 두 가지 유형의 엔진의 특정 적용 영역은 비교 설계, 에너지, 운영, 재무 및 기타 특성에 따라 결정됩니다. 액체 로켓 연료의 단위 질량당 저장된 잠재적 화학 에너지의 함량이 더 높고 작동 모드(추력)를 쉽게 조절할 수 있으며 비행 중에 액체 추진제 엔진을 반복적으로 켜고 끌 수 있다는 점은 우주 비행에서 이러한 엔진의 지배적인 역할을 미리 결정했습니다. 액체 로켓 엔진은 발사체(LV) 및 우주선(SC)의 가속을 제공하고 우주선을 제동하고 다른 궤도로 이동시키는 등의 추진 엔진, 즉 주 엔진으로 널리 사용됩니다. 액체 로켓 엔진은 예를 들어 보조 엔진으로 사용됩니다. , 우주선의 거의 모든 제트 비행 제어 시스템에서.

고체 추진 로켓 엔진의 경우, 우선 장치의 속도와 단순성(따라서 신뢰성)으로 인해 이 엔진이 이러한 "보조" 작업 중에 추력을 생성하는 데 가장 적합하거나 심지어는 필수 불가결한 수단이라는 점에 유의해야 합니다. 지구 근처 궤도로 발사 우주선의 초기 단계에서 우주비행사의 긴급 구조, 발사체 단계 분리, 비행 중 안정화를 위한 로켓 단계 및 우주선 스핀업, 정상적인 발사를 위한 초기 과부하 생성 무중력 상태의 주요 액체 추진 로켓 엔진 등. 많은 경우, 우주 유지용 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 것이 바람직한 것으로 나타났습니다. 이 용량에서 고체 추진제 엔진은 발사체의 상부 단계와 우주에서 켜진 소위 상부 단계에서 널리 사용됩니다. 발사 시 스위치가 켜진 발사체에 장착된 고체 추진제 로켓 엔진을 설치하는 것은 효과적인 방법발사체의 힘을 증가시킵니다. 우주 비행 무기고에는 완전 고체 연료 발사체도 포함됩니다.

현대 우주 비행에서 고체 추진제 엔진이 차지하는 넓은 공간에도 불구하고, 우주 고체 추진제 로켓 모터는 문헌에 충분히 반영되지 않았습니다. 이 브로셔는 이러한 격차를 메워줍니다. 우주 고체 추진 로켓 엔진의 설계와 특징, 그 제작 및 적용의 역사를 알려줍니다. 고체 추진 로켓 엔진의 일반적인 개발 수준과 함께 특정 엔진 설계를 고려하고 전망을 논의합니다. 추가 개발우주 비행에서 고체 추진제 로켓 모터의 사용.

우주 고체 모터에 대한 기본 정보

고체 추진 로켓 모터는 소위 화학 또는 열화학 로켓 엔진에 속합니다. 이들 모두는 연료의 잠재적 화학 에너지를 엔진에서 나오는 가스의 운동 에너지로 변환하는 원리에 따라 작동합니다. 고체 추진 로켓 모터는 하우징, 연료 충전물, 제트 노즐, 점화기 및 기타 요소로 구성됩니다(그림 1).

고체 추진제 로켓 모터 본체는 금속(강철, 덜 자주 티타늄 및 알루미늄 합금) 또는 플라스틱으로 만들어진 원통형, 구형 또는 기타 모양의 내구성 있는 용기입니다. 이는 고체 추진제 엔진뿐만 아니라 전체 추진 시스템 및 고체 추진제 로켓(로켓 스테이지) 전체의 주요 동력 요소입니다. 하우징에는 단단히 결합된 고체 연료 충전물이 포함되어 있습니다. 일반적으로 결정성 무기 산화제(예: 과염소산암모늄)와 금속 연료(알루미늄) 및 고분자 연료 결합제(폴리부타디엔 고무)의 기계적 혼합물입니다. 이 연료가 점화기(가장 간단한 경우 전기 점화기를 사용한 불꽃 충전물)에 의해 가열되면 연료의 개별 구성 요소가 서로 화학적 산화-환원 반응을 일으키고 점차 연소됩니다. 이는 높은 압력과 온도의 가스를 생성합니다.

쌀. 1. 섹션의 고체 추진 로켓 모터 :

1 - 점화기; 2 - 연료비; 3 - 몸; 4 - 노즐

고체추진제 로켓 엔진의 몸체에는 연료 연소로 형성된 가스가 음속을 초과하는 속도로 가속되는 제트 노즐(여러 개의 노즐이 노즐 블록을 형성할 수 있음)이 부착되어 있으며, 그 작동 기능은 로켓 엔진의 연소실이기도 합니다. 그 결과, 가스 제트의 유출과 반대 방향으로 반동력 또는 추력이라고 불리는 반동력이 발생합니다. 특정 목적에 따라 우주 고체 추진 로켓 엔진은 수백분의 1뉴턴에서 수 메가뉴턴까지의 추력을 가질 수 있으며 작동 지속 시간은 몇 분의 1초에서 몇 분까지 다양합니다. 장기간 작동하는 엔진의 하우징과 노즐은 소손되지 않도록 보호해야 합니다. 이를 위해 고체 추진 로켓 모터는 단열, 절제 및 내열 재료를 사용합니다.

고체 추진 로켓 모터의 기능 다이어그램이 단순함에도 불구하고 성능 특성을 정확하게 계산하는 것은 복잡한 작업입니다. 고체 추진 로켓 모터의 내부 탄도학 방법을 사용하여 해결됩니다. 이 과학 분야는 무기 배럴 시스템의 가스 역학 과정을 연구하는 과학 분야와 유사합니다. 장약의 연소 표면의 모든 지점의 물리적 조건이 동일하고 연료가 균질한 경우 평행층으로 고르게 연소됩니다. 모든 지점에서 동일한 속도. 연소실 압력 ( 아르 자형 j) 노즐의 최소 단면적(목)의 일정한 면적에서 고체 추진제 로켓 엔진의 추력은 연소 표면의 크기와 연료 연소율( 유). 추력의 불변성 또는 시간에 따른 필요한 변화는 다음과 같은 연료를 사용하여 달성됩니다. 다른 속도로연소 및 적절한 연료 충전 구성 선택.

가장 간단한 경우 매개변수는 유에만 의존한다 아르 자형온도를 충전합니다. 사용되는 대부분의 연료에 대해 pk에 의존하는 거듭제곱 법칙이 관찰됩니다(지수는 0.2-0.9 정도입니다). ~에 아르 자형 k = 4~7MPa 매개변수이며 느린 연소 연료의 경우 2~6mm/s, 평균 연소 속도(대형 고체 추진제 엔진에 사용됨)를 갖는 연료의 경우 6~15mm/s, 30~60mm/s입니다. 빠르게 연소되는 연료용. 충전 온도가 10K 증가(감소)하면 연소율은 평균 2~5% 증가(각각 감소)합니다.

우주 고체 추진 로켓 엔진에서는 소위 채널 연소 장약이 널리 사용되며 원형, 별 모양(그림 2) 또는 기타 유형의 내부 축 채널에 의해 형성된 표면을 따라 연소됩니다. 교차 구역. 끝 표면(및 일부 내부 표면)의 연소를 방지하기 위해 신체의 열 보호에 사용되는 것과 동일한 재료를 기반으로 소위 갑옷 코팅이 적용됩니다.

순수 최종 연소 충전량(그림 2, ㅏ) 우주 고체 추진제 로켓 모터에서는 극히 드물게 사용됩니다. 시간이 지나도 연소 표면이 일정하다는 특징이 있으므로 이 경우 일정한 수준의 추력을 쉽게 얻을 수 있지만, 상당한 추력을 얻으려면 너무 큰 장약 직경을 제공해야 합니다. 고려중인 유형의 연료 충전량은 전체 연소 시간 동안 고체 추진제 모터 하우징이 연소 생성물의 직접적인 영향에 노출된다는 중요한 단점을 가지고 있습니다. 이는 하우징 벽의 열 보호 문제가 특히 심각한). 축형 채널이 있는 전하는 이러한 단점이 없습니다(그림 2, 비, 씨, 디). 또한, 이러한 탄약의 기하학적 모양(예: 높이, 직경, 광선 수)을 변경하고 표면을 부분적으로 장갑화함으로써 고체 추진 로켓 엔진의 추력 변화에 대해 매우 다른 특성을 얻을 수 있습니다. 언급된 단순한 형태의 조합으로 형성된 보다 복잡한 구성의 요금이 종종 사용됩니다.

우주 고체 추진 로켓 엔진의 추력 종료는 일반적으로 연료가 완전히 연소될 때 발생합니다. 제어 시스템의 명령에 따라 고체 추진제 모터를 끄는 것도 가능합니다. 추력을 "차단"하는 가장 입증된 방법은 고체 추진 로켓 모터 하우징의 구멍을 즉시 (파이로 장치를 사용하여) 여는 것입니다. 전체 면적은 노즐 목의 면적보다 큽니다. 이 경우 연소실의 압력이 급격히 떨어지고 연료 연소가 중단됩니다. 이러한 구멍의 방향을 적절하게 지정하고 특수 "가역적" 노즐을 설치하면 음의 추력 구성 요소를 생성할 수 있으며 이는 고체 추진 로켓 엔진의 작동을 신속하게 종료하는 데 기여합니다.

쌀. 2. 유류비의 종류

지속형 고체 추진제 로켓 모터는 발사체와 우주선의 비행을 제어하기 위해 추력 벡터 방향의 필요한 변화를 고려하여 설계할 수 있습니다. 이 목표는 노즐 출구에 가스 방향타(고체 추진 로켓 엔진 설계와 관련 없음)를 설치하고 해당 가스 또는 액체를 노즐에 비대칭적으로 도입하여(제트 기류의 회전으로 이어짐) 편향(스윙)함으로써 달성됩니다. ) 축 평면의 노즐(적절한 드라이브 사용) 및 기타 방법.

이제 우주 고체 추진 로켓 엔진의 설계와 작동에 익숙해지면 이러한 엔진의 개별 구조 요소에 대해 더 자세히 설명할 수 있습니다. 하지만 먼저 고체추진제 로켓엔진의 역사를 살펴보자. 이를 통해 우리는 우주 고체 추진제 엔진의 특징과 엔진 생성 중에 발생하는 문제, 고체 추진제 로켓 엔진의 상대적인 장단점(주로 액체 추진제 엔진과 비교)을 더 잘 이해하고 특정 평가를 할 수 있는 기회를 얻게 됩니다. 우주고체추진로켓엔진 개발의 응용분야와 전망.

우주 고체 추진체 로켓 엔진 생성의 역사.이 엔진의 역사는 제트 추진 원리가 최초로 구현된 고대의 화약 로켓으로 거슬러 올라갑니다. 고체 추진제 로켓 엔진이 우주 비행에 사용되기 전에는 긴 개발 경로를 거쳤습니다. 이 경로의 주요 단계를 고려해 보겠습니다.

고체 추진 로켓 엔진의 생성 및 개발의 역사는 무엇보다도 화약 발명의 역사입니다. 새천년 초에 중국과 인도에서 사용된 최초의 로켓 엔진의 에너지원은 현대의 엔진과 유사한 검은색 또는 연기가 자욱한 분말이었습니다. 이 고체 연료는 다음과 같은 일반적인 구성을 갖습니다: 75% 질산칼륨. (KNO 3), 15% 숯그리고 10% 황.

수세기 동안 고체 추진 로켓은 본질적으로 근본적인 변화를 겪지 않았으며 상승 기간과 하락 기간이 번갈아 나타나는 고체 추진 로켓의 개발은 매우 느린 속도로 진행되었습니다. 그 주된 이유는 흑색 화약의 불리한 물리적 특성, 주로 화학 에너지의 공급이 적고 연소 중에 형성되는 가스의 양이 적기 때문입니다. 현대 용어를 사용하면 이 경우 엔진의 높은 비추력, 즉 단위 시간당 소비되는 작동 유체의 질량에 대한 추력의 비율을 얻는 것이 불가능하다고 말할 수 있습니다. 이것은 효율성을 특징으로 하기 때문에 로켓 엔진의 가장 중요한 매개변수입니다. 특정 충격량은 속도의 차원을 가지며 많은 경우 제트기류의 속도와 값이 실질적으로 일치합니다.

또한 1~3초 이상 연소할 수 있는 흑색 화약을 생성하는 것은 해결 불가능한 문제처럼 보였습니다. 이 짧은 시간이 지나면 연소실의 압력이 급격히 증가하고 폭발이 발생했습니다. 사실 원통형 하우징에 압착되어 끝에서 연소되는 연료 충전물은 작동 압력의 영향으로 (또는 더 일찍 - 보관 중에) 깨질 수 있습니다. 더욱이, 뜨거운 가스가 하우징 벽과 충전물 사이로 침투하여 충전물의 측면을 점화시킬 수 있습니다. 이러한 표면은 금속 케이스를 통한 열로 인해 발화될 수도 있습니다.

19 세기 말 프랑스 (P. Viel, 1884), 스웨덴 (A. Nobel), 러시아 (D.I. Mendeleev) 및 기타 국가에서 훨씬 더 효과적인 무연 화약의 다양한 구성이 개발되었습니다. 이전 연기보다. 콜로이드라고도 불리는 새로운 화약은 대부분 질산의 에스테르인 유기 물질의 고용체입니다(예: 니트로글리세린에 니트로셀룰로오스를 섞은 용액). 이 두 성분은 모두 동일한 화학 원소 (C, H, O, N)를 포함하지만 비율이 다르기 때문에 화약 구성에서 니트로셀룰로오스는 산화제로 작용하고 니트로글리세린은 연료로 작용합니다.

성분이 혼합되면 액체 니트로글리세린이 고체 니트로셀룰로오스를 용해시키고, 압력을 가하여 성형할 수 있는 제품이 얻어지며, 이를 통해 압축을 통해 분말 충전물(체커)을 생성할 수 있습니다. 추가 가소제 및 기타 첨가제도 이 2성분 또는 이염기 연료에 도입됩니다.

무연 화약은 화력을 크게 높이고 발사시 전투 위치를 드러내지 않았기 때문에 즉시 포병에서 널리 사용되었습니다. 이 무렵에는 강선 총열 무기가 이미 사용 중이었고 화약 로켓은 사거리와 정확도 측면에서 지정된 무기보다 열등했기 때문에 그 역할을 거의 상실했습니다.

무연 화약의 탄생과 함께 고체 추진 로켓 엔진에 대한 관심이 다시 부활했고, 19세기 말~20세기 초에 다시 부활했습니다. 많은 국가에서 무연 분말을 사용하여 로켓을 만드는 아이디어가 표현되었을 뿐만 아니라 이에 상응하는 실험도 수행되었습니다. 1895년에 T. Unge(스웨덴)는 비슷한 로켓을 비행 중에 시험했고(그 후 그는 새로운 화약 사용을 포기했습니다), 그리고 1915년부터 1916년까지. R. Goddard(미국)는 소형 고체 추진 로켓 모터로 실험을 수행하고 무연 분말을 사용하여 달로 날아가는 로켓을 만드는 아이디어를 입증하는 데 필요한 실험 데이터를 얻었습니다. 러시아에서는 1881년에 N. I. Kibalchich가 프로젝트를 제안했습니다. 항공기항공 비행용 무연 화약에 대해, 1916년에 P.I. Grave가 신청서를 제출했고 1924년에 무연 화약을 사용한 전투 및 조명 로켓에 대한 국내 특허를 받았습니다.

그러나 포병용 화약은 로켓에 사용하기에 적합하지 않은 것으로 밝혀졌습니다. 사실 이러한 화약은 더 큰 연소 표면을 얻기 위해 곡물, 리본 및 얇은 튜브 형태로 만들어졌습니다. 발사되면 전체 분말 충전물이 즉시 수백 메가 파스칼의 압력과 발사체로 가스로 변했습니다. 고속총에서 던져졌습니다. 로켓의 경우 연소 지속 시간을 최소 초 단위로 측정할 수 있도록 충분히 큰 크기(예: 두꺼운 아치 포함)의 화약폭탄이 필요했습니다. 또한, 현저히 낮은 작동압력에서도 연소가 안정적으로 일어나는지 확인하는 것이 필요했습니다. 포병 화약으로 만든 두꺼운 아치가 있는 체커는 압축 및 건조 후에 뒤틀리고 갈라진 것으로 나타났습니다. (마지막 작업은 사용된 알코올-에테르계 용제-가소제를 제거하기 위해 진행되었으며, 이는 휘발성 제품이었습니다.)

비휘발성 용매를 사용하여 무연 분말을 기반으로 하는 고체 추진제 로켓 엔진용 연료 충전물을 만드는 것은 어려운 작업임이 입증되었습니다. 우리나라에서는 가스 역학 연구소 (N.I. Tikhomirov, V.A. Artemyev)와 러시아 응용 화학 연구소 (S.A. Serikov, M.E. Serebryakov, O. G. Filippov)의 과학자 간의 협력 결과로 20 년대 중반에 해결되었습니다. ). 1929년에 이 두 레닌그라드 조직의 직원들은 증기로 가열되는 블라인드 매트릭스의 피록실린-TNT 질량 프레싱 방법을 사용하여 두꺼운 아치가 있는 단일 채널 체커를 생산하기 위한 반생산 기술을 개발했습니다. 또한 가스 역학 연구소의 분말 작업장에서는 최대 직경 40mm의 폭탄을 제조하기 시작했습니다.

화약 로켓을 만드는 작업은 빠른 속도로 진행되었습니다. 1930년에 이 작업은 B. S. Petropavlovsky가 이끌었고 1934년에는 G. E. Langemak가 이끌었습니다. 그의 지휘 하에 Jet Research Institute는 성공적인 군사 테스트를 위한 발사체 개발을 가져왔습니다(이 발사체는 유명한 Katyusha 로켓 무기의 기초였습니다).

현대식 고체 추진 로켓 엔진 제작을 향한 마지막 단계는 40년대 후반에 실험실 직원에 의해 이루어졌습니다. 제트 엔진(미국)은 과염소산칼륨(KClO 4) 또는 과염소산암모늄(NH 4 ClO 4)의 결정질 입자를 산화제로서 고체 로켓 연료로 제안했으며, 이는 대량의 폴리황화물 합성 고무(연료)에 내장되어 있습니다. 또한, 엔진에 이러한 연료가 장착되면 액체 점성 혼합물(필요한 모든 첨가제도 도입됨) 형태로 제조된 다음 이 혼합물을 엔진 하우징에 직접 부었습니다. 얼마 후, 진행중인 화학 반응으로 인해 연료가 중합되고 몸체에 꼭 맞는 연료 충전물이 얻어졌습니다 (벽은 이전에 접착제 및 단열 특성을 가진 폴리머 조성물로 코팅되어 있음).

균질한, 즉 균질한 덩어리인 이염기 화약과 달리, 새로운 연료는 그 구조가 이질적이고 불균일하였다. 이 연료는 다양한 성분의 기계적 혼합물이기 때문에 혼합연료라고 불린다. 그 안에 들어있는 합성고무는 연료 역할뿐 아니라 연료 혼합물의 전체 내용물을 하나로 묶어주는 결합 성분(인대) 역할도 합니다.

혼합 연료는 단지 몇 메가파스칼의 압력에서도 안정적으로 연소될 수 있으므로 고체 추진 로켓 엔진 설계의 무게를 크게 줄일 수 있습니다. 여기에서 연료 충전물을 차체에 부착하는 데 불필요해진 요소를 제거하면 추가 이득을 얻을 수 있습니다. 동시에 고체 추진 로켓 엔진의 설계도 단순화되었습니다. 내부 채널(설계에 따라 제공됨)을 통해 충전물이 연소되면 고체 추진제 모터 본체가 강화되고 연료 저장소 덕분에 열 효과로부터 보호됩니다. 연료 저장소는 거의 연소 생성물의 압력 및 온도로 인한 부하를 흡수합니다. 고체 추진제 모터의 전체 작동 시간.

이 모든 결과로, 오랜 시간(수십 초에서 수백 초) 동안 안정적으로 작동할 수 있는 높은 특성(특정 충격량 및 상대 연료 함량)을 갖춘 고체 추진 로켓 엔진을 만드는 것이 가능해졌습니다. 그리고 고체 추진 로켓 엔진을 장착하는 새로운 기술과 혼합 연료 구성 요소의 안전성이 향상됨에 따라 이전보다 훨씬 더 큰 크기의 탄약을 제조하는 것이 가능해졌습니다. 나중에 혼합 연료가 고체 추진 로켓 엔진의 특정 추진력을 증가시키는 데 더 큰 잠재력을 가지고 있다는 것이 밝혀졌습니다.

혼합연료의 발명은 연료 장약 제조를 위한 새로운 기술의 개발과 함께 고체추진 로켓 엔진과 모든 로켓 기술 분야에 진정한 혁명을 가져왔습니다. 미국이 우리나라를 따라 최초의 위성을 발사하고(1958년) 우주선을 행성 간 궤적에 배치(1959년)할 수 있었던 것은 이러한 새로운 유형의 고체 추진제 엔진이었습니다. 두 경우 모두 2단계, 3단계, 4단계에서 거의 동일한 추진 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 4단계 발사체(각각 "Juno-1" 및 "Juno-2")가 사용되었습니다. 11개의 엔진 묶음, 3개의 엔진 묶음 및 단일 엔진. 이 모든 고체 추진 로켓 엔진은 6.5초 동안 작동했으며 각각 2160~2450m/s의 특정 충격량으로 약 7kN의 추력을 발생시켰습니다. 직경 150mm의 강철 원통형 고체 추진제 하우징에는 폴리황화물 연료 바인더와 혼합 연료 21~23kg이 포함되어 있습니다. 전하는 별 모양의 축 방향 채널 표면을 따라 연소되었습니다. 이 겸손한 엔진은 우주 비행에서 고체 추진 로켓 엔진이 널리 사용되기 시작했습니다.

우주 고체 추진 로켓 엔진 분야의 추가 발전은 혼합 연료의 고급 구성 개발, 수십 초 동안 작동할 수 있는 제트 노즐 설계 생성, 새로운 구조, 단열재 및 기타 재료의 사용과 관련이 있습니다. , 고체 추진제 로켓 엔진 제조를 위한 기술 프로세스 개선 등. 이제 현대 우주 고체 추진제 로켓 엔진의 제트 노즐뿐만 아니라 연료 및 연료 충전량을 더 자세히 고려해 보겠습니다.

연료 및 연료비.과염소산칼륨과 다황화물을 기반으로 한 혼합 연료는 고체 추진 로켓 엔진에 처음으로 널리 사용되었습니다. 과염소산 칼륨 대신 과염소산 암모늄을 사용하기 시작하고 폴리 황화물 고무 대신 폴리 우레탄, 폴리 부타디엔 및 기타 고무를 사용하고 추가 연료를 연료에 도입 한 후 고체 추진제 로켓 엔진의 비 충격이 크게 증가했습니다. 구성 - 분말 알루미늄. 거의 모든 현대 우주 고체 추진제 로켓 엔진에는 과염소산암모늄, 알루미늄 및 부타디엔 중합체(CH 2 = CH - CH = CH 2)로 만들어진 장약이 포함되어 있습니다.

이러한 주요 구성 요소 외에도 가소제, 경화제, 촉매 및 기타 첨가제도 연료에 도입되어 물리적, 기계적 및 기술적 특성을 개선하고 연료 결합제의 중합을 보장하며 계산된 연소 특성을 얻고 허용 저장 공간을 늘리도록 설계되었습니다. 충전 수명 등. 아래는 현대의 강력한 고체 추진 로켓 엔진에 사용되는 혼합 연료의 특징적인 구성입니다.

현대 우주 고체 추진제 엔진, 수정된 이중 베이스 또는 혼합 이중 베이스에서 추진제는 상대적으로 거의 사용되지 않습니다. 성에서 볼 때 연료 구성은 기존 이중 기반 연료와 혼합 연료의 중간입니다. 실제로 여기에는 니트로셀룰로오스-니트로글리세린 혼합물(각 구성 요소에는 추가 산화제와 연료가 포함되어 있음)을 사용하여 결합된 결정성 과염소산암모늄(산화제)과 분말 알루미늄(연료)이라는 두 가지 연료의 구성 요소가 포함되어 있습니다. 수정된 이중 염기 연료의 일반적인 구성은 다음과 같습니다.

폴리부타디엔 혼합 연료와 동일한 밀도에서 개질된 디베이스 연료는 비충격이 약간 더 높습니다. 단점은 더 높은 연소 온도, 더 높은 비용, 증가된 폭발성(폭발 경향)입니다. 비충격을 증가시키기 위해 혼합 및 변형된 이염기 연료 모두에 폭발성이 높은 결정성 산화제(육소겐(CH 2 NNO 2) 3, 옥토겐(CH 2 NNO 2) 4 등)을 도입할 수 있습니다. 이들의 함량은 증가에 따라 제한됩니다. 연료의 폭발 위험.

고체추진제 로켓엔진에 혼합연료를 충전하는 대표적인 기술과정은 다음과 같다. 먼저 하우징 내부 표면을 준비 (세척, 탈지 등)하고 연료 덩어리를 준비합니다. 그런 다음 여러 합성 고분자 재료를 지정된 표면에 연속적으로 적용하여 접착제, 열 보호 및 다시 접착제의 세 가지 층을 형성합니다(그림 3). 또한 기술 프로세스는 연료 혼합물의 응고와 함께 마지막 층의 가황이 완료되는 방식으로 계산됩니다. 이 작업은 원래 구성 요소가 걸쭉하고 점성이 있는 액체로 변환되는 혼합기에서 준비됩니다. 이 작업과 그에 따른 혼합물을 고체 추진제 로켓 본체에 붓는 작업은 주로 진공 상태에서 수행되어 로켓에서 공기와 용해된 가스를 제거합니다. 혼합하여 충전물에 공극이 형성되는 것을 방지합니다.

연료를 채우기 위해 고체 추진제 모터 하우징은 공기 가열 및 환기 시스템을 갖춘 특수 기술 챔버에 배치됩니다. 내부 채널로 충전을 얻기 위해 적절한 모양의 맨드릴(막대)이 하우징 내부에 장착됩니다(나중에 제거됨). 고체 추진제 모터 하우징에 연료를 부은 후 공정 챔버를 닫고 약 60°C의 온도에서 3~7일 동안 유지하여 연료 질량의 응고를 보장합니다. 지정된 기간이 만료되기 전에 챔버를 잠시 열어 제조 중인 탄약의 특정 표면에 폴리머 장갑 코팅을 적용할 수 있습니다. 이 코팅은 연료 질량과 함께 경화됩니다.

완성된 충전물은 단단한 고무나 플라스틱처럼 보입니다. 냉각 후에는 질량의 연속성과 균질성, 연료의 차체에 대한 강한 접착력 등을 세심하게 제어합니다. 충전물의 균열과 기공, 특정 장소에서 차체로부터의 분리는 허용되지 않습니다. , 이는 작동 시간의 감소(연소 표면의 증가로 인해), 신체 소손 및 심지어 폭발까지 감소함에 따라 고체 추진 로켓 엔진의 추력이 불합리하게 증가할 수 있기 때문입니다. 이러한 방식으로 장착된 선체의 품질을 확인하기 위해 X선, 초음파 및 기타 비파괴 결함 탐지 방법이 사용됩니다.

쌀. 3. 고체 추진제 로켓 모터 본체에 연료 충전물을 부착하는 방식:

1 - 본체; 2, 4 - 접착제 조성물; 3 - 단열층; 5 - 연료비

혼합물을 본체에 부어서 제조되는 연료 충전물은 본질적으로 고체 추진 로켓 엔진의 동력 구조의 필수적인 부분입니다. 이는 발생하는 정적, 동적 및 열 하중을 견딜 수 있을 만큼 강력하고 동시에 탄력적이어야 합니다. 고체 추진제 모터의 제조, 운송 및 보관 중, 그리고 마지막으로 비행 중.

충전 강도를 계산하는 것은 컴퓨터를 사용하여 수행되는 복잡한 절차입니다. 특히, 직면하는 어려움은 다른 폴리머와 마찬가지로 혼합 연료가 점탄성 물질이기 때문에 가능한 전하 변형이 적용된 하중의 특성에 따라 달라진다는 사실로 설명됩니다. 일반적인 경우, 낮은 탄성 계수, 높은 상대 신율, 상당히 높은 인장 강도 및 뚜렷한 항복 강도를 특징으로 합니다. 혼합연료는 온도가 상승함에 따라 경도와 강도를 잃고, 저온에서는 단단하고 부서지기 쉬운 상태(유리 상태로 변형)가 됩니다. 하중(주기적인 하중 포함)의 영향으로 전하의 구조적 교란이 "축적"되어 궁극적으로 전하의 자유 표면에 균열이 발생하거나 본체에서 전하가 분리됩니다. 혼합연료는 하중이 천천히 가해지면 상당히 소성이지만, 하중이 빠르게 가해지면 부서지기 쉽습니다. 마지막 경우는 예를 들어 고체 추진 로켓 엔진이 발사되는 순간, 엔진의 압력이 급격히 증가하는 순간에 해당합니다.

연료의 이러한 모든 특성 외에도 고체 추진 로켓의 강도 계산에서는 연료, 본체 재료 및 그 사이의 재료에 대한 특성(열팽창 계수 등)의 상당한 차이도 고려해야 합니다. 연료 충전물과 단열층 사이의 연결 무결성을 보장하는 것은 안정적으로 작동하는 고체 추진제 로켓 모터를 만드는 데 중요한 조건입니다. 충전 자체뿐만 아니라 이러한 연결의 강도는 궁극적으로 연료에 포함된 연료 결합재의 강도에 따라 결정됩니다.

고체 추진 로켓 엔진을 설계하고 발사체 및 우주선의 일부로 제조 및 추가 작동을 위한 기술 프로세스를 개발할 때 고체 연료뿐만 아니라 장갑, 단열, 접착제도 고려해야 합니다. 및 기타 고분자 재료"노화", 즉 폴리머에서 발생하는 화학적 및 물리적 과정으로 인해 되돌릴 수 없는 특성 변화가 발생합니다. 그러므로 언제 장기 보관고체 추진 로켓 엔진을 장착하면 충전물의 에너지 및 탄도 내부 매개변수가 저하될 수 있고, 외부 영향에 대한 연료의 민감도가 증가할 수 있으며, 다양한 구조 요소의 강도가 감소하고 기타 바람직하지 않은 변화가 발생할 수 있습니다. 이러한 상황으로 인해 고체 추진 로켓 엔진 및 로켓 연료 개발자는 폴리머 재료의 구성 요소를 신중하게 선택하고 개별 안정성뿐만 아니라 안정성에도 주의를 기울여야 합니다. 상호 호환성을 위해. 고체 추진제 로켓 모터는 적절한 조건과 취급 규칙을 준수하여 보관됩니다. 대개 보증기간저장은 연료 충전물과 인접한 접착층의 강도 특성 감소에 의해 결정됩니다.

제트 노즐.이제 연료 충전과 관련된 기본 문제를 논의했으므로 고체 추진제 로켓 노즐로 넘어가겠습니다. 엔진의 전체 작동 시간 동안 노즐은 초기 온도가 최대 3500K이고 압력이 최대 7MPa 이상인 가스 흐름에 노출되어 3km/s에 도달하는 속도로 움직입니다. 노즐 출구). 액체 연료 구성 요소를 사용하여 액체 추진제 엔진 챔버를 냉각하는 경우 고체 추진제 로켓 엔진을 만들 때 내열성, 단열성 및 기타 특수 재료의 사용에만 의존할 수 있습니다.

현대 우주 고체 추진 로켓 엔진의 일반적인 노즐 설계가 그림 1에 나와 있습니다. 4. 노즐 벽이 다양한 재질의 여러 층으로 구성되어 있음을 보여줍니다. 그들 각각은 매우 구체적인 기능을 수행합니다. 노즐의 외부 쉘(재킷)은 주요 동력 요소입니다. 고강도 강철, 티타늄, 알루미늄 합금, 강화 플라스틱으로 만들어졌습니다. 재킷은 연소 가스와 직접 접촉하는 내부 쉘에 의해 가스 흐름의 열 및 침식 효과로부터 보호됩니다. 노즐 넥은 매우 강한 열 및 침식 효과를 받기 때문에 극소수의 재료만이 견딜 수 있습니다.

고체 추진 로켓 모터에 도달하는 높은 온도에서는 흑연, 특히 열분해가 가장 좋은 특성을 갖습니다. 후자는 침식에 잘 저항할 뿐만 아니라 결정화 표면을 따라 열을 잘 전도하고 이 방향에 수직인 방향으로 단열 특성을 가지며 열팽창 계수가 낮다는 장점도 있습니다. 노즐 목에 설치되는 링 인서트 또는 얇은 보호판(파이로그라파이트)을 만드는 데 다양한 유형의 흑연이 사용됩니다. 그러나 이러한 구조 요소는 주로 소형 고체 추진제 엔진에 일반적입니다. 왜냐하면 엔진 시동 시 열충격으로 인해 큰 흑연 부품이 깨질 위험이 있기 때문입니다. 피로흑연의 광범위한 사용은 높은 비용으로 인해 크게 방해를 받습니다.

쌀. 4. 고체 추진제 노즐:

1 - 외부 껍질; 2 - 내부 쉘; 3 - 단열 쉘

대부분의 경우 우주 고체 추진제 로켓 엔진의 내부 부품은 흑연, 탄소, 실리카, 석영 또는 석면 섬유가 페놀-포름알데히드 수지를 사용하여 하나로 묶인 내열성 플라스틱으로 만들어집니다. 수지는 바인더입니다). 고체 추진제 로켓 엔진이 작동할 때 뜨거운 가스와 접촉하는 이들 물질의 표면층은 융해, 즉 용융, 증발, 분해 및 화학적 침식을 겪은 후 가스 흐름에 의한 대량 비말동반을 겪습니다.

위에 나열된 절삭 재료 중에서 가장 부식에 강한 재료는 노즐 목에 사용되는 탄소 및 흑연 플라스틱입니다. 다른 지역에서는 저항력이 덜하지만 가격이 더 저렴한 다른 플라스틱을 사용하려고 합니다. 내부 절삭 쉘과 노즐의 외부 파워 재킷 사이에는 일반적으로 석면 또는 실리콘 플라스틱으로 만들어진 단열층이 제공되며, 이는 열 전도성이 낮고 가열로부터 재킷을 추가로 보호하는 역할을 합니다.

플라스틱 노즐 부품을 제조하는 과정에는 일반적으로 프로파일이 있는 맨드릴에 적절한 재료의 테이프를 감은 다음 최대 7MPa의 압력과 약 150°C의 온도에서 제품을 경화시키는 과정이 포함됩니다. 가공결과 공작물을 필요한 치수로 만듭니다. 노즐을 조립할 때 플라스틱 부품은 에폭시 접착제를 사용하여 설치되며 이후 일반적인 환경 조건에서 경화됩니다.

논의된 내용에 따르면 고체 추진제 로켓 엔진은 구조적 단순성이 특징인 반면 액체 추진제 엔진은 연료 탱크, 공급 파이프라인, 충전 및 배수 및 배수 안전 밸브를 포함하는 추진 시스템의 일부일 뿐임이 분명합니다. , 기타 여러 요소 그 자체로 고체 추진 로켓 모터는 본질적으로 추진 시스템입니다. 그러나 우리가 본 것처럼 이 "간단한" 엔진을 만들려면 이론적 지식, 화학 공학, 기술의 극도로 높은 발전이 필요합니다. 생산 공정, 많은 기술적 "비밀"을 숙지하고 있습니다.

앞서 언급한 것 외에 우주 비행에서 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 데 유리한 몇 가지 고려 사항을 제공하는 것이 유용합니다. 우선 고체 추진제 로켓 엔진의 단순성과 높은 밀도의 고체 연료로 인해 구조가 전체 질량의 5~7%만 차지하는 추진 시스템을 만들 수 있다는 점에 주목해 보겠습니다. 액체 추진제 엔진의 경우 이 수치는 1.5배 더 나쁩니다.) 이러한 상황은 액체 추진 로켓 엔진에 비해 고체 추진 로켓 엔진의 낮은 비추진력을 크게 보완합니다. 이 가장 중요한 매개변수 측면에서 고체 추진 로켓 엔진은 액체 산소-액체 수소 연료로 작동하는 최고의 액체 추진 로켓 엔진보다 1.5배 열등합니다. 이러한 효율적인 연료는 달까지의 유인 비행을 성공적으로 수행할 수 있었던 요인 중 하나로 알려져 있습니다. 그러나 증발하는 극저온 구성 요소(특히 액체 수소)의 손실을 제거하기 위해 특별한 조치를 취해야 할 필요성과 관련되어 있으므로 이의 사용이 항상 권장되는 것은 아닙니다. 그리고 이는 자연스럽게 설계가 더 무겁고 복잡해지며 전체 항공기의 신뢰성이 저하됩니다.

따라서 추진 시스템에 작은 총 추력 추진력만 필요한 경우, 그리고 차량이 우주로 발사된 후 몇 시간 또는 며칠 후에 추진 시스템을 켜야 하는 경우에는 소위 높은 추진력을 사용하는 것이 더 유리합니다. - 구성 요소가 액체인 끓는 연료 정상적인 조건. 이러한 전형적인 연료는 예를 들어 사산화질소와 비대칭 디메틸히드라진의 조합입니다.

그러나 비충동력 측면에서는 액체연료가 고체연료보다 10% 더 우수하다. 따라서 동일한 총 추력을 얻으려면 액체 연료보다 고체 연료를 10% 더 많이 소비해야 합니다. 그러나 고체 연료의 밀도가 더 높기 때문에(특정 액체의 경우 1.21g/cm 3 대비 1.76g/cm 3) 소모 가능한 고체 연료의 전체 공급을 수용하는 데 더 적은 양이 필요합니다. 이는 연료 절감을 의미합니다. 구조의 무게와 결과적으로 초기 연료 추진 시스템의 질량은 액체 및 고체 연료에 대해 동일할 수 있습니다. 이 경우 두 번째를 선호하여 선택됩니다.

위의 고려 사항은 우주 비행에서 고체 추진 로켓 엔진이 널리 사용되는 이유를 크게 설명합니다. 고체 추진제를 선호하는 또 다른 사실은 충전 기술을 포함하여 고체 연료의 유형을 숙지하면 고체 추진제를 사용하는 추진 시스템을 더 짧은 시간에 더 적은 비용으로 만들 수 있다는 것입니다. 그들이 말했듯이 동일한 추력을 가진 액체 로켓 엔진을 설치하는 것보다 "위험이 적습니다". 이러한 고려 사항은 다음과 같은 경우에 특히 중요해집니다. 우리 얘기 중이야매우 높은 추력 수준에 대해. 추진 고체 추진 로켓 엔진 섹션에서 논의될 가장 큰 고체 추진 엔진은 가장 강력한 현대 액체 추진 로켓 엔진보다 추력이 1.7배 더 높습니다. 제작 중에는 전체 크기 샘플에 대한 벤치 테스트가 4번만 수행되었으며, 강력한 액체 추진 로켓 엔진을 개발하는 동안 이러한 테스트는 수백 번 수행되었습니다.

1965년 미국에서는 몸체 직경이 6.6m인 실험용 고체 추진 로켓 엔진이 벤치에서 테스트되었습니다. 이 엔진에는 730톤의 연료가 포함되어 있으며 최대 26MN의 추력이 발생했습니다. 동일한 출력을 갖는 액체 추진 로켓 엔진을 만드는 것은 여전히 큰 어려움을 안겨줍니다. 따라서 고체 추진 로켓 엔진의 성능은 결코 고갈되지 않으며 구현은 개발 중인 우주 비행의 요구에 따라 달라집니다.

보조 공간 솔리드 모터

현재 이러한 엔진은 응급 구조 시스템(ERS) 및 우주선 연착륙, 우주선 비행 제어, 발사체의 단계 분리 및 발사 페어링 시스템, 발사체 회전 등에 널리 사용됩니다. 이러한 엔진의 광범위한 사용은 주로 긴급 상황에서 유인 우주선 승무원을 구출할 때 특히 중요한 설계의 단순성, 응답 속도 및 높은 신뢰성

예를 들어, 보조 기능을 갖춘 고체 추진제 로켓 모터는 최초의 완전 고체 추진제 발사체 "Scout"(1960년 이후)에 사용되었습니다. Scout 발사체에서는 네 번째 단계가 회전에 의해 안정화되었습니다(이 단계를 회전시키는 데 추력이 0.18kN인 4개의 고체 추진 로켓 엔진이 사용되었습니다). 그 후, 우주 비행에서 보조 고체 추진 로켓 엔진의 사용 범위가 수 뉴턴의 추력을 가진 고체 추진 로켓 엔진(예: 위성 회전 및 방향 조정용)에서 수백 킬로뉴턴(우주선의 비상 구조 시스템용)으로 확장되었습니다. . 이 섹션에서는 발사체와 우주선에 보조 고체 추진 로켓 엔진을 설치하는 가장 일반적인 예를 살펴보겠습니다.

소련 우주선의 긴급 구조 및 연착륙 시스템을 위한 고체 추진 로켓 엔진. "동쪽". 우주 비행사는 발사 및 착륙 중에 주요 위험에 직면했기 때문에 선박에 특수 안전 시스템을 장착하기 위한 조치가 취해졌습니다. 본질적으로 일시적인 발사체의 폭발 및 화재 발생시 발사시 구조의 특성으로 인해 구조 수단의 자동 활성화가 필요했습니다. 이것. 자동화는 특정 순서에 따라 우주선의 해치 덮개를 발사하기 위한 불꽃 수단을 가동하고 우주비행사와 함께 방출 좌석에 장착된 두 개의 고체 추진 로켓 엔진을 켰습니다. 고체 추진제 로켓 모터는 우주비행사가 수백 미터 거리의 화재원에서 제거되도록 보장했습니다. 그 후 낙하산 착륙 시스템이 가동되었습니다.

고체 추진 로켓 엔진이 장착된 방출 좌석이 비상 상황에서 우주 비행사를 구출하는 수단으로만 사용되었던 미국 우주선 Gemini와 달리 Vostok 우주선에서는 착륙 중에 방출도 사용할 수 있습니다. 이 경우 고도 약 7km에서 하강 차량의 해치 덮개가 떨어지고(기압 센서의 신호에 따라) 우주비행사가 탈출했습니다. 그 후 제동 낙하산이 활성화되고 주 낙하산이 열렸습니다. 하강 차량에는 조종사와 주 낙하산이 포함된 독립 낙하산 시스템도 있었습니다.

보스토크 우주선의 6차례 발사 중 모두 성공했으며 특정 지역에 착륙이 이루어지면서 발사체와 우주선의 높은 신뢰성은 물론 비행 안전 보장을 위한 조치의 효율성도 높아졌습니다. .

"해돋이". 이 유형의 선박은 프로토타입인 Vostok 선박과 크게 달랐습니다. 후자의 높은 신뢰성을 확신한 설계자들은 부피가 크고 무거운 배출 시트를 포기했습니다. 착륙 시스템도 변경되었습니다. 이제 다음 작업이 포함됩니다. 고도 약 5km에서 낙하산 컨테이너의 뚜껑이 벗겨지고 대기 제동으로 인해 하강 차량의 하강 속도가 이미 감소했을 때 낙하산 시스템이 작동되었습니다. 220m/초. 약 6분 뒤 배는 지구 표면에 도달했고, 땅에 닿기 전 고체 추진 로켓을 장착한 제동 추진 시스템이 작동돼 착륙 속도가 거의 0으로 떨어졌다.

연착륙 고체 추진 로켓 엔진의 사용은 1964년 Voskhod-1 우주선의 비행 중에 시작되었습니다.

"노동 조합". 승무원이 온보드 시스템을 점검하는 모드에서 하강 모듈에 있을 때 화재 또는 폭발 구역을 신속하게 떠나기 위해 소유즈 우주선에는 특수 비상 발사 탈출 시스템이 장착되어 있습니다. 소유즈 우주선의 비상 구조 시스템(ESS)은 1967년 3단 보스토크 발사체의 더욱 발전된 버전이 등장하면서 사용되기 시작했습니다. SAS는 서비스 인력이 이미 발사 위치를 떠나 LV와 우주선 서비스 팜이 분리된 발사 전 준비의 마지막 단계에서 도입될 수 있습니다. 이 시스템의 도움으로 선박은 비상 구역에서 하강 모듈을 분리하고 낙하산 착륙 시스템을 활성화하기에 충분한 높이까지 제거됩니다.

소유즈 우주선의 SAS 추진 시스템은 세 가지 유형의 고체 추진 로켓 엔진을 설치한 것입니다(표지 첫 페이지 그림 참조). 시스템 상단에는 SAS 구획의 다중 노즐 고체 추진 로켓 엔진과 로켓이 밀도가 높은 대기층을 통과하는 동안 공기 역학적 가열로부터 선박을 보호하는 페어링이 있습니다. 발사체의 세로 축에 대해 30° 각도로 배향된 12개의 노즐이 있는 주 고체 추진 로켓 엔진(추력 750kN, 연료 충전 중량 1톤)이 페어링에 직접 부착됩니다. 이 엔진 페어링 아래에는 4개의 제어용 고체 추진 로켓 모터가 있어 하강 모듈과 우주선의 궤도 구획이 위험 구역에서 회전 및 후퇴하도록 보장합니다.

SAS 활성화의 결과로 선박은 최대 1200m 높이까지 상승할 수 있으며 발사 지점에서 최대 3km 거리(풍향에 따라 다름)까지 던져질 수 있습니다.

고체 추진 로켓 엔진은 (낙하산 시스템과 함께) 소유즈 우주선의 착륙 시스템에 적용되는 것으로 나타났습니다. 하강 차량은 이렇게 착륙합니다. 지구 바로 근처, 착륙 10분 전, 더 이상 필요하지 않은 전면 방열판이 분리되어 하강 차량 전면부에 위치한 연착륙 엔진을 덮습니다. 동시에 승무원들은 착륙 준비를 시작하고 우주 비행사들이 모여 있는 좌석의 충격 흡수 시스템이 작동됩니다. 지구 근처의 약 1m 고도에서 6개의 연착륙 고체 추진 로켓 모터가 켜집니다(추력 수 킬로뉴턴, 고체 추진 로켓 모터 충전 질량 9kg, 작동 시간은 1초 미만). 이 엔진은 최종적으로 하강 차량이 낙하산으로 감소하는 속도(약 7~8m/s)를 거의 0m/s로 줄입니다.

미국 우주선의 비상 구조 시스템의 고체 추진 로켓 엔진. "수은". 최초의 미국 우주선에서는 발사 및 초기 발사 단계에서 사고가 발생할 경우 고체 추진 로켓 모터를 갖춘 비상 구조 시스템이 사용되어 선박이 최대 760m 높이까지 당겨졌습니다. 그리고 낙하산 시스템을 이용해 배는 물 위에 착륙할 수 있었다. Mercury 선박의 고체 추진제 SAS 엔진(그림 5)은 최대 30의 과부하를 생성할 수 있습니다. g~ 1초 동안 230kN의 추력을 발생시킵니다. 고체 추진 로켓 엔진은 발사체의 비행 경로를 기준으로 횡방향으로 선박이 분리되도록 하기 위해 3개의 노즐에 의해 발생된 추력이 선박의 질량 중심을 기준으로 이동되도록 설치되었습니다.

우주선을 발사체에서 안전한 거리까지 분리한 후 이미 작업을 완료한 후퇴 고체 추진 로켓 엔진에서 트러스를 재설정할 계획이었습니다. 이를 위해 1.5초 동안 3.6kN의 추력을 발생시킬 수 있는 또 다른 고체 추진 로켓 엔진(3개의 노즐 포함)이 설계되었습니다. 정상적인 비행 과정에서 SAS는 특정 고도에서 투하되었으며 발사체와 함선은 계속해서 비행했습니다.

머큐리 우주선의 유인 비행에서는 SAS가 사용되지 않았습니다. 그러나 이 시스템은 실험용(무인) 머큐리 우주선(1961년 4월 25일)의 첫 번째 발사 중에 활성화되었으며 인간의 호흡, 온도 및 언어를 시뮬레이션하는 특수 설치물("로봇")을 탑재하여 궤도로 발사되었습니다. 발사체는 발사 30초 만에 지구로부터의 명령에 의해 폭파됐으나, 폭발 직전 SAS가 우주선을 분리해 낙하산을 타고 물 위로 떠오른 뒤 발사 25분 만에 헬리콥터에 인양됐다. 이 사례는 우주선 비상 구조 시스템에 고체 추진 로켓 엔진을 사용할 수 있는 가능성이 실제로 입증되었습니다.

쌀. 5. 머큐리 우주선의 긴급 구조 시스템:

1 - 선박 철수용 고체 추진제 로켓 모터; 2 - SAS 재설정 고체 추진제 모터; 3 - 농장; 4 - 우주선; 5 - 궤도에서 발사체로부터 선박을 분리하기 위한 고체 추진제 로켓 모터; 6 - 궤도 이탈 중 선박을 제동하는 고체 추진 로켓 모터

쌀. 6. 아폴로 우주선 긴급 구조 시스템:

1 - 비행 경로를 제어하기 위한 고체 추진제 로켓 모터(선박을 측면으로 이동) 2 - SAS 재설정 고체 추진제 모터; 3 - 선박 철수용 고체 추진제 로켓 모터; 4 - 승무원 구획

"쌍둥이 자리". 방출좌석을 이용한 우주비행사의 긴급 구조는 방출 순간의 비행 속도와 고도에 의해 제한됩니다. 일부 우주선은 SAS 대신 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 방출 좌석을 사용했습니다. 예를 들어, 제미니(Gemini) 우주선에서는 두 우주비행사 중 한 사람이 두 우주비행사를 퇴출시키라는 신호를 보낼 수 있었으며, 이를 위해 그는 다리 사이에 설치된 컨테이너에서 링을 꺼내야 했습니다. 우주 비행사의 좌석 뒤에는 방출 중에 가이드 역할을 하는 레일이 있었습니다. 배출은 스퀴브를 사용하여 수행되었습니다. 또한 차단 시스템은 폭발 볼트를 사용하여 착륙 해치(2개가 있음)가 열리기 전에 카트리지가 발사되는 것을 방지하여 우주비행사가 있는 좌석이 던져졌습니다.

스퀴브가 발사된 후 우주비행사가 탑승한 좌석이 배 밖에 있을 때 좌석에 장착된 고체 추진 로켓 모터가 켜져(작동 시간 0.27초, 총 충격량 8.4kN s) 좌석이 비스듬히 앞으로 던져졌습니다. 선박의 세로축에 대해 49°이다. 배출 중 최대 가속도 24 g. 계산에 따르면 발사 시 사고가 발생할 경우 이러한 고체 추진 로켓 엔진은 우주비행사가 있는 좌석을 로켓에서 150m 떨어진 곳으로 던져야 했습니다. 실험 중에 좌석은 측면으로 300m, 140m 떨어진 곳에 던져졌습니다. 나 일어나.

버려진 후 의자가 분리되고 팽창식 풍선이 전개되어 의자를 안정시키고 제동한 다음 낙하산이 전개됩니다. 승무원은 물 위에 착륙했습니다.

"아폴로". SAS는 비상 시 승무원이 탑승한 구획을 발사체에서 멀리 던지고(앞으로) 던지기 위한 것이었습니다. 긴급 상황발사시 및 Apollo 우주선 비행의 초기 단계 (최대 고도 ~ 80km). SAS에는 3개의 고체 추진 로켓 모터가 장착된 프레임이 포함되어 있습니다(그림 6). 이 구조물의 총 중량은 4톤, 길이는 7m입니다.

약 3m 높이의 잘린 사면체 피라미드 모양의 프레임은 파이프 (티타늄 합금)로 용접되어 폭발성 볼트로 승무원 실에 부착되었습니다. 승무원실을 위쪽(전방)으로 던지기 위해 설계된 고체 추진 로켓 엔진에는 엔진 세로축에 대해 35° 각도로 설치된 4개의 노즐이 있습니다. 고체 추진 로켓 모터 길이 4.6m, 직경 0.66m, 무게 2.18t(연료 제외 - 0.73t). 고체 추진 로켓 추력 700kN, 작동 시간 6초, 생성 가속도 9 g.

비상 상황이 발생하면 승무원이 있는 구획을 옆으로 던지도록 설계된 또 다른 고체 추진 로켓 모터를 동시에 켜야했습니다. 길이 0.6m, 직경 0.23m, 무게 23kg의 이 고체 추진 로켓 엔진은 15.1kN의 추력을 발생시키고 0.5초 동안 작동했습니다. 이들 2개의 고체추진제 엔진의 작동이 정지된 후, 2노즐 고체추진제 로켓모터의 스위치를 켜서 SAS를 재설정하였다. 길이 1.5m, 질량 0.25톤으로 150kN의 추력을 발휘하고 1초 미만 동안 작동했습니다.

SAS가 버려진 후 승무원실은 낙하산으로 하강했습니다. 승무원이 탑승할 수 있도록 격실 상부에 배치된 낙하산이 전개될 수 있도록 격실은 특별한 방향으로 배치되어 바닥이 먼저 하강했습니다. 발사 시 또는 비행 초기 단계(최대 고도 36km)에 비상 상황이 발생한 경우 SAS 본체 상단에 장착된 특수 공기역학적 표면을 통해 승무원실의 방향이 보장되었습니다. 선박을 이동시키기 위한 고체 추진제 로켓 모터의 작동이 끝날 때까지 이러한 표면은 선체에 밀착된 다음 열립니다.

구획의 지정된 방향이 보장된 후에만 승무원이 SAS를 구획에서 분리할 수 있었습니다. 공기역학적 표면의 효과적인 작동을 위해 대기밀도가 부족한 고도 36~80km에서 비상상황이 발생할 경우 고체추진제 로켓 모터 작동 종료 직후 SAS를 승무원실에서 분리했다. , 구획실에 장착된 액체 추진 로켓 엔진 방향 시스템을 사용하여 구획의 특정 방향이 보장되었습니다.

발사 시 비상 상황이 발생하지 않고 비행 초기 단계에서 고도 약 80km에 도달하면 엔진이 있는 프레임이 승무원이 있는 구획에서 분리되어 고체 추진제 로켓 모터를 회전해야 합니다. SAS를 재설정하고 배를 옆으로 이동합니다.

행성 간 우주선의 고체 추진 로켓 엔진.고체 추진 로켓 엔진은 많은 위성과 수많은 행성 간 우주선에서 보조 로켓 엔진으로 사용됩니다. 그 예로는 Mars-2 및 Mars-3 우주선(1971년 발사)이 있습니다. 이 우주선에는 다양한 작업을 수행하는 여러 개의 고체 추진 로켓 모터가 장착되어 있습니다(그림 7). 공기 역학적 제동 콘에는 두 쌍의 고체 추진 로켓 엔진(각각 0.5kN의 추력)이 있었습니다. 우주선에서 하강 차량과 함께 분리된 후 공기 역학적 원뿔을 회전시키기 위해 화성에 접근할 때 한 쌍의 전원이 켜졌습니다(작동 시간 0.3초). 스핀업은 하강 차량의 공기역학적 원뿔이 화성 방향을 향한 후에 수행되었습니다. 스핀업 작업은 화성 대기의 밀도가 높은 층에 진입할 때 우주선에 특정 방향 위치를 제공해야 하기 때문에 발생합니다.

그런 다음 주 고체 추진 로켓 모터가 발사되어(해당 장착 프레임과 함께) 차량을 하강 궤적으로 이동시키고 두 번째 고체 추진 로켓 엔진 쌍을 켜서(작동 시간 0.26초) 공기 역학적 회전을 중지했습니다. 원뿔. 이 쌍의 고체 추진제 노즐은 첫 번째 쌍의 고체 추진제 노즐과 반대 방향으로 향합니다.

차량의 공기 역학적 제동 후 고체 추진 로켓 모터를 켜서 낙하산 시스템 커버를 재설정하고 조종 슈트를 삽입했습니다(추력 6.5kN). 고체 추진제 모터의 작동 시간은 0.24초이다. 동시에 공기 역학적 제동 콘이 발사되고 조종사 낙하산이 주 낙하산을 당겼습니다. 후자는 낙하산 컨테이너에서 낙하산이 하강 차량을 덮지 않도록 낙하산 시스템을 편향시키기 위한 고체 추진제 로켓 모터(추력 9kN)와 연착륙을 위한 고체 로켓 모터(추력 56kN)를 꺼냈습니다.

쌀. 7. Mars-3 행성 간 정거장의 하강 차량:

1 - 공기 역학적 브레이크 콘; 2 - 파일럿 슈트 작동을 위한 고체 추진제 로켓 발사기; 3 - 차량을 하강 궤도로 이동시키는 고체 추진 로켓 모터; 4 - 주 낙하산; 5 - 하강 차량

이어 하강체에 장착된 고도계가 작동돼 이륙용 고체추진 로켓 모터와 연착륙하는 고체추진 로켓 모터가 분리됐다. 첫 번째는 낙하산을 옆으로 던졌고 (작동 시간은 1 초) 두 번째의 도움으로 하강 차량이 화성 표면에 연착륙했습니다 (작동 시간은 1.1 초). 연착륙 고체추진제 로켓모터 작동이 끝난 후 하부 1.5개 낙하산 컨테이너가 발사되고, 연착륙 고체추진제 위에 설치된 측면 고체추진 로켓모터 2개(총 추력 1kN, 작동시간 4e)가 장착됐다. 로켓 모터가 켜졌습니다. 이들의 임무는 연착륙하는 고체 로켓 모터를 하강 차량 본체에 부딪히지 않도록 옆으로 이동(버리는)하는 것입니다.

보조 고체 추진 로켓 엔진은 우주선 "Mars-5", "Mars-6", "Ranger"(51페이지의 그림 12 참조) 등에 사용되었습니다.

발사체의 보조 고체 추진 로켓 엔진.고체 추진 로켓 엔진은 발사체의 헤드 페어링에 가스 발생기로 적용되어 비행을 제어하고 발사체 방향 시스템(예: Tor-Able 발사체), 발사체 단계 분리 시스템(예: , Titan-3C, Saturn 발사체 ", MTKK "Space Shuttle") 등

"새턴-5". 연속적으로 배치된 세 단계 모두에 추진 로켓 엔진을 갖춘 이 발사체에는 몸체 주변에 총 18개의 보조 고체 추진 로켓 엔진이 설치되어 있습니다. 또한, 첫 번째 단계의 꼬리 부분에는 이 단계를 분리하기 위해 8개의 브레이크 고체 추진 로켓 엔진(0.54초의 작동 시간 동안 각각 337kN의 추력을 생성함)이 있습니다. 두 번째 단계 아래의 전환실에는 연료를 탱크에 "고정"시키기 위한 4개의 고체 추진 로켓 엔진(각각 102kN의 추력을 발생시키고 3.8초 동안 작동)이 있습니다. 그리고 마지막으로 세 번째 단계의 하단에는 연료의 "고정"을 위한 2개의 고체 추진 로켓 엔진(각각 3.9초의 작동 시간으로 15 kN의 추력 개발)과 4개의 추가 고체 추진 로켓 엔진(1개 포함)이 있습니다. 2단계 부서의 경우 각각 155kN의 추력, 1.5초의 작동 시간.

나열된 고체 추진 로켓 모터의 작동 순서는 다음과 같습니다. 사용된 단계의 추진 로켓 엔진을 끄라는 명령이 나온 후 0.5~0.7초 후에 고체 추진 로켓 엔진이 켜져 다음 단계의 탱크에 연료가 "안정"되도록 합니다. 0.1~0.2초가 더 지나면 브레이크 고체 추진제 로켓 모터가 켜져 소모된 단계를 분리합니다. 현재 주 엔진의 추력은 여전히 공칭값의 10% 수준이다. 제동 고체 추진 로켓 엔진은 계속 작동하고 다음 단계인 0.1~0.6초 내에 관성과 고체 추진 로켓 엔진 추력의 영향을 받아 연료가 "정착"되는 상태로 비행합니다(예: 1 첫 번째 단계와 두 번째 단계가 분리된 후 두 단계 사이의 거리는 2m에 이릅니다. 그런 다음 추진 로켓 엔진을 켜라는 명령이 내려집니다. 3~6초 후에는 공칭 작동 모드에 도달하고 연료를 "고정"하는 고체 추진제 로켓 모터의 작동이 중지되고 곧 이러한 고체 추진제 로켓 모터가 재설정되어 스테이지의 "수동" 질량을 줄입니다. 재설정 작업은 불꽃 시스템과 스프링 푸셔를 사용하여 수행됩니다.

새턴 5호 발사체의 보조 고체추진 로켓 엔진은 설계가 동일하다. 강철 원통형 케이스에는 과염소산암모늄과 폴리황화물 고무를 기반으로 한 혼합 연료로 만든 내부 별 모양 채널이 있는 장약이 들어 있습니다. 가장 큰 것은 첫 번째 단계의 브레이크 고체 추진제 로켓 모터입니다. 높이는 2.24m, 직경은 0.39m, 무게는 228kg(연료 126kg 포함)입니다. 3단계 탱크에서 연료의 "정착"을 보장하는 가장 작은 고체 추진 로켓 엔진에는 27kg의 연료가 들어 있습니다.

"타이탄-3S", "우주 왕복선". 두 개의 고체 연료 "장착" 엔진(나중에 논의됨) 각각에는 두 개의 블록으로 그룹화된 8개의 구획 고체 추진 로켓 모터가 있습니다. Titan-ZS 고체 추진 로켓 모터는 전원을 켜는 순간 표지의 마지막 페이지에 표시됩니다. 다음으로, Titan-ZSi 발사체 엔진과 다른 더 나은 특성을 갖는 우주 왕복선 고체 추진 로켓 모터를 살펴보겠습니다. 그들은 95kN의 추력을 개발하고 0.7초 동안 작동합니다(추력 증가 및 감소 과정을 고려 - 1.2초). 각 엔진의 총 추력 충격량은 82kN·s입니다. 16개 별 모양의 내부 채널(큰 연소 표면 제공)이 있는 35kg의 연료 충전물이 직경 32.6cm의 원통형 하우징에 배치됩니다. 엔진의 전체 길이는 88cm이고 무게는 나갑니다. 74kg.

고체 추진 로켓 엔진실에서 연료가 연소되면, 고압(약 13 MPa) 이는 연료의 잠재적 화학 에너지를 매우 효율적으로 사용할 수 있게 해줍니다. 고체 추진제 로켓 모터 하우징과 노즐 장착 부분은 알루미늄 합금으로 만들어졌으며 노즐 출구는 강철, 비냉각식, 노즐 목은 흑연입니다.

우주 왕복선 구획의 고체 추진제 로켓 엔진을 설계할 때 고체 추진제 로켓 엔진에서 흐르는 가스의 제트 기류가 비행 중에 이 장치의 열 보호 코팅을 손상시키지 않도록 특별한 주의를 기울였습니다. 따라서 외부 고체 입자(점화기 부품 및 열 보호 코팅 등)가 가스 제트에 들어갈 가능성을 배제해야 했습니다. 고체 추진 로켓 엔진의 구성도 연소 생성물에서 이러한 입자의 함량이 작도록 선택되었습니다. 혼합 연료에는 알루미늄이 2%만 포함되어 있습니다(나머지는 과염소산암모늄과 하이드록실 말단 그룹이 있는 폴리부타디엔입니다).

마킹 공간 단단한 도로

또한, 발사체 및 우주선 엔진의 특정 샘플을 사용하여 브로셔 시작 부분에 나열된 우주 추진 고체 추진 로켓 엔진의 적용 분야를 설명합니다. 문제의 샘플은 다음과 같은 아이디어를 제공합니다. 현재 상태개별 국가 및 전 세계의 우주 고체 추진 로켓 엔진 개발, 가능한 기술 솔루션, 구현된 설계의 다양성, 우주 고체 추진 로켓 엔진의 생성 및 사용 시 발생하는 몇 가지 문제, 이러한 엔진의 중요성. 최신 개발 중 하나로 이야기를 시작하겠습니다.

SRM 엔진.영어로 번역된 전체 이름은 "고체 연료 로켓 엔진"을 의미합니다. SRM은 높이 38.2m, 몸체 직경 3.71m, 무게 568톤의 데이터를 특징으로 하는 현대 고체 추진 로켓 엔진 중 가장 크며, 엔진은 122초 동안 작동하여 거의 1300MN s의 최대 추력을 생성합니다. 최대 추력은 ~ 14 MN입니다.

쌀. 8. SRM 모터

SRM은 혼합연료, 조성 등을 사용합니다. 그 특성은 13페이지에 나와 있습니다. 엔진은 502톤(즉, 전체 질량의 88.4%)에 달하는 연료 충전량의 질량이 4개 섹션에 거의 균등하게 분포되어 있다는 특징을 가지고 있습니다(그림 8). , 별도로 제조된 다음 수동으로 설치된 잠금 핀이 있는 기계식 잠금 장치를 사용하여 하나의 장치로 연결됩니다. 이 단면 설계는 대형 고체 추진 로켓 엔진의 제조 및 운송과 관련된 문제를 해결합니다. 분해된 상태로 제조 공장에서 우주 비행장으로 직접 운송되어 하루 이내에 조립될 수 있습니다.

개별 SRM 섹션의 하우징은 고강도 강철로 제작되었으며 석면 및 실리카 필러가 포함된 니트릴 부타디엔 고무로 제작된 단열층으로 소손으로부터 보호됩니다. 전하와 열 보호 사이에는 카르복실 말단 그룹이 있는 충전된 폴리부타디엔 중합체로 이루어진 고정 접착층이 있습니다. 이러한 폴리머 재료는 탄약의 끝 표면을 보호하는데도 사용되며 전체 구조 질량의 11%를 차지합니다.

SRM 추력의 주요 부분은 작은 테이퍼의 중앙 원형 채널 표면을 따라 전하의 연소로 인해 생성되는 반면, 전면 섹션에서는 전하가 11개 별 형태의 초기 채널을 갖습니다. 연소 표면의 이러한 구성 덕분에 고체 추진 로켓 엔진의 추력은 초기에 증가하여 대략 비행 20초에 최대값에 도달한 후 다음 40초에 1.5배 감소한 후 약간 증가합니다. 비행 85초부터 다시 감소합니다(처음에는 부드럽게, 110초부터 급격히). 설명된 추력 변화의 특성은 항공기의 상당히 높은 초기 가속, 비행 중간 단계에서 구조물에 대한 제한된 동적 압력 및 작은 과부하(3)를 보장합니다. g) 비행이 끝날 때.

소형 단기 고체 추진제 로켓 모터가 SRM 전면에 설치되어 0.3초 이내에 연료 충전을 점화합니다(이러한 점화기를 발열성이라고 함). 후면 부분에는 약 10톤 무게의 제트 노즐이 부착되어 전체 길이의 1/4을 차체 안으로 밀어넣습니다. "함몰형" 노즐이라고 불리는 이러한 노즐은 엔진의 축방향 치수를 줄이는 것을 가능하게 하고 기타 여러 가지 장점을 제공합니다.

노즐의 주요 건축 자재는 강철과 알루미늄 합금입니다. 이들의 열 보호는 탄소 직물 강화 페놀릭의 융제 코팅과 유리 섬유 강화 페놀릭의 중간 단열층에 의해 제공됩니다. 마지막 페놀 플라스틱은 노즐 출구 부분의 구조 재료로도 사용됩니다. 연료 충전물이 연소되면 온도 3400K, 압력 4.4MPa의 가스가 형성됩니다(최대 압력은 1.5배 더 높음). 노즐에서 팽창할 때 지구 표면에서는 2480m/s, 진공에서는 2600m/s에 해당하는 특정 충격력이 발생합니다.

SRM 엔진은 1981년 비행이 시작될 미국 최초의 우주 왕복선인 MTKK(우주 왕복선 재사용 수송 우주선)용으로 제작되었습니다. 병렬 구성으로 설치되고 3개의 액체 추진제 엔진과 함께 작동하는 2개의 고체 추진 로켓 엔진이 MTKK의 발사와 고도 45km까지의 상승을 보장합니다. 고체 추진 로켓 엔진이 분리된 후 표시된 로켓 엔진은 우주 왕복선이 첫 번째 우주 속도와 거의 동일한 속도에 도달할 때까지 6분간 더 작동합니다.

MTKK의 비행 경로를 제어하기 위해 노즐 목 주위의 각 고체 추진제 모터에 직경 약 2m, 질량 3톤 이상의 범용 유연한 베어링이 설치되어 (유압 드라이브와 함께) 회전을 제공합니다. 노즐은 ±8°의 각도로 두 개의 축 평면에 있고 결과적으로 추력 벡터가 변경됩니다. 두 개의 노즐을 적절하게 돌리면 피치, 헤딩 및 롤 제어가 이루어집니다. 이 베어링의 기본은 단일 블록에 접착된 교대로 강철과 고무 링 플레이트로 구성됩니다.

우주 왕복선의 설계 비행 프로그램은 개별 고체 추진 로켓 엔진의 작동 특성(발사 시 공칭 모드에 도달하는 시간, 각 순간의 추력 값 등)에서 그다지 크지 않은 특정 범위로만 유지될 수 있습니다. .). 그렇지 않으면 비행 제어 시스템이 새로운 궤도 교란을 "패리"할 수 없습니다. 안정적인 SRM 성능을 보장하기 위해 초기 연료 구성 요소의 품질과 연료 충전물 제조 기술에 대한 엄격한 요구 사항이 개발되었습니다. 각 특정 SRM 쌍에 대한 요금은 동시에 제조되어야 합니다. 또한, 하나의 용기에 준비된 연료 혼합물은 두 고체 추진제 로켓 모터의 해당 세그먼트에 교대로 부어집니다.

SRM 엔진의 작동과 분리가 완료된 후에는 낙하산 시스템이 활성화되어 재사용을 위해 고체 추진 로켓 엔진이 바다 표면에 연착륙할 수 있도록 해야 합니다. 이러한 점에서 SRM은 고체 로켓 엔진 중에서도 독특합니다. 하우징은 예를 들어 20회 사용하도록 설계되었으며 유연한 베어링은 10회 사용 가능합니다. 몸체와 노즐의 열 보호 장치는 각 비행 후에 제거되고(제트의 제트와 함께) 다시 적용됩니다. 회수 가능한 고체 추진 로켓 엔진 구조의 동적 하중을 제한하기 위해 비행 경로 상단에 있는 폐 엔진의 노즐의 플라스틱 출력 부분을 폐기하기로 결정했습니다. 폐기된 노즐 껍질은 환상 초전하에서 생성된 가스에 의해 차단됩니다.

SRM과 같은 대형 엔진을 제작할 때 스탠드에서 실제 크기의 실험용 고체 추진 로켓 엔진에 대한 화재 테스트를 4번만 수행하면 된다는 점에 유의해야 합니다. 따라서 엔진 개발 비용은 적었습니다. 이러한 상황은 특히 SRM을 개발한 Thiokol 회사가 아래에서 설명할 또 다른 대형 고체 추진 로켓 엔진을 만들고 작동하는 과정에서 미국에서 축적된 경험을 최대한 활용했다는 사실로 설명됩니다.

엔진 UA-1205. United Technology Center에서 제작한 이 고체 추진 로켓 엔진은 1965년부터 Ti-tan-3 계열의 다양한 발사체의 초기 가속을 위해 사용되었습니다. 우주 왕복선과 마찬가지로 두 개의 고체 추진 로켓 엔진이 병렬로 설치되어 발사부터 고도 45km까지 작동합니다. 이러한 발사체 중 하나가 브로셔 표지 마지막 페이지에 표시됩니다(비행 중, 사용된 고체 추진제 로켓 모터 분리 시).

UA-1205는 현재까지 운용 중인 고체 추진 로켓 엔진 중 가장 큰 엔진이다. 직경 3.05m의 원통형 강철 몸체에는 약 193톤의 고체 연료가 들어 있으며 연소 시 추력은 5.3MN에 이릅니다. 엔진 작동 기간은 125초이고, 발생된 총 추력 충격량은 약 500MN s입니다. UA-1205(그림 9)는 단면 설계를 갖고 있으며 SRM 엔진에 사용되는 것과 구성이 유사한 혼합 연료로 작동됩니다. 폭약 구성은 SRM에 사용된 것과 유사하지만 개별 섹션(총 7개)의 후미에는 장갑이 없습니다. 이로 인해 고체추진 로켓 엔진의 작동 초기에는 추력이 최대값(위에 표시된 대로)에 도달한 다음 점차 ~ 70%로 감소하고 마지막 20초 동안 급격히 0으로 떨어집니다.

그림 9 고체 추진 로켓 모터 UA-1205를 사용한 추진 시스템

SRM과 달리 UA-1205에는 "매립형" 노즐이 아닌 일반 노즐이 있습니다. 그 디자인에는 흑연 링 라이너(목 부분)와 절제 재료(실리카 및 기타 직물로 강화된 표현형체)가 포함됩니다. 노즐에서 가속되는 연소 생성물은 2610m/s(진공에서)의 특정 충격량을 엔진에 전달합니다.

각 발사체의 비행을 제어할 목적으로, UA-1205 엔진에는 노즐의 초음속 가스 흐름에 보조 작동 유체(사산화질소)를 비대칭적으로 입력하는 방식을 기반으로 하는 추력 벡터 제어 시스템이 장착되어 있습니다. 이를 위해 전기적으로 제어되는 노즐이 제공되며, 이는 대략 확장 부분의 중앙에 있는 노즐 주위에 위치합니다. 단면의 각 사분면에는 6개의 연동 노즐이 있으며, 전원을 켜면 노즐의 해당 위치에 측면 제어력이 생성됩니다. 이는 흐름의 동적, 화학적 상호작용과 보조 작동 유체의 제트에 의해 생성된 힘 충격으로 인해 발생합니다.

추력의 축방향 성분이 증가하더라도 고체 추진 로켓의 결과적인 특정 추력은 여전히 감소합니다. 이 방법은 하나의 엔진을 사용할 때 피치와 방향으로 로켓 비행을 제어하고, 두 개의 엔진(예: Titan-3 발사체 제품군에서와 같이)을 사용하는 경우 롤에서도 제어할 수 있습니다. UA-1205에서는 사산화질소가 특수 탱크에 담겨 있으며, 이 탱크에서 압축된 질소로 대체됩니다. 비행 중에는 약 4톤에 달하는 액체 보유량의 약 80%가 소비됩니다.

분리 시스템의 고체 추진 로켓 엔진을 고려하면 UA-1205 기반 추진 시스템은 높이 26m, 질량 230톤에 이른다.

Titan-3 발사체 제품군은 작동 중인 직렬 로켓의 탑재량 용량을 늘리기 위해 "장착된" 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 효과를 보여주는 명확한 예입니다. 이러한 발사체의 역사는 우주로 페이로드를 발사하는 데 적합한 Titan-2 2단계 대륙간 로켓으로 시작되었습니다. 1965~1966년에 사용된 이 로켓의 가속도. Gemini 유인 우주선을 발사하기 위해 순차적으로 켜진 두 개의 액체 로켓 엔진의 도움이 제공되었습니다. 첫 번째는 1913kN(지구 기준)의 추력을 개발하여 150초 동안 작동했고, 두 번째는 180초 동안 445kN의 추력을 발생시켰습니다.

Titan-2 상단에 또 다른 액체 스테이지가 설치되고 선체 양쪽에 "장착된" 고체 연료 엔진 UA-1205가 부착된 후 발사체의 발사 중량이 147톤에서 630톤으로 증가했으며 탑재량 용량도 증가했습니다. (타이탄-2에 발사된 탑재체의 질량) 지구 저궤도 원형 궤도)가 약 3.5톤에서 13톤으로 증가했습니다. 발사체의 특정 현대화는 짧은 시간에 수행되었으며 비용은 훨씬 저렴했습니다. 동일한 전력을 갖춘 완전히 새로운 발사체를 만드는 것이 필요했을 것입니다.

2개의 UA-1205 엔진의 총 추력은 발사체를 지상에서 들어 올려 수십 킬로미터 높이까지 끌어올리기에 충분한 것으로 밝혀졌습니다. (액체 추진 로켓 엔진은 고체 추진 로켓 엔진이 켜진 후에 켜집니다.) 운영완료). Titan-3 발사체 제품군의 다양한 변형에 대한 추력 대 중량 비율을 계산하면 발사체 현대화 이후 이 수치가 1.3에서 1.7로 증가한 것으로 나타났습니다. g. 따라서 발사체가 더 빠르게 가속되기 시작했고 결과적으로 중력의 영향과 관련된 속도 손실이 감소했습니다 (공기 역학적 항력을 극복하는 손실은 크게 증가하지 않았습니다).

비유적으로 말하면, "장착된" 고체 추진 로켓 엔진은 타이탄 로켓에 새로운 생명을 불어넣어 미국 우주 프로그램 실행에 널리 사용되도록 보장했습니다. 이 유형의 미사일은 최근 몇 년간 운용된 가장 강력한 미국 발사체입니다. 우주 비행의 많은 성과는 그 사용과 관련이 있습니다. 따라서 1977에서는 Titans의 도움으로 두 개의 Voyager 행성 간 스테이션이 발사되었으며 목성과 위성에 대한 가장 귀중한 정보를 전송한 후 계속해서 토성을 향해 이동했습니다. 비행 시간을 줄이기 위해 표시된 우주선에 세 번째 탈출 속도가 부여되어 태양계를 넘어갈 것입니다.

보이저호는 Titan-3 제품군의 5단 발사체를 사용하여 가속되었습니다. 첫 번째 단계에는 UA-1205 고체 연료 엔진이 장착되었고 다음 세 단계에는 액체 추진 로켓 엔진이 장착되었으며 상단(소위 상단 단계) ) 고체 추진제 로켓 엔진을 사용합니다. 이 고체 추진제 엔진에 대해 더 자세히 논의하고, 여기서는 우주 프로그램에서 널리 사용되는 또 다른 발사체에 사용되는 고체 추진제 로켓 모터를 살펴보겠습니다.

LV "델타"의 엔진.미국에서 이 발사체는 "우주 비행의 일꾼"이라고 불립니다. 이 발사체는 다른 어떤 외국 로켓보다 더 많은 탑재체를 우주로 발사했으며 이러한 탑재체는 다양한 목적을 가지고 있습니다.

처음에 델타는 처음 두 단계에 액체 추진 로켓 엔진을, 세 번째 단계에 고체 추진 로켓 엔진을 갖춘 3단 로켓이었습니다. 약 48톤의 발사 질량으로 270kg의 페이로드를 고도 370km의 원형 궤도에 배치하거나 45kg의 페이로드를 185 x 36,000km의 긴 타원 궤도(소위 정지궤도 이동 궤도)에 배치할 수 있습니다. 1960년 첫 비행 이후 Delta는 여러 가지 변화를 겪었으며 그 동안 3개(1964), 6개(1970), 9개(1972) 장착 고체 추진 로켓 엔진을 장착한 보다 강력한 발사체가 등장했습니다. "Delta"의 최신 버전 중 하나가 그림 1에 나와 있습니다. 10개를 별도의 구성 요소로 나눕니다. 이 로켓의 높이는 35m, 발사 중량은 132톤이며, 그 중 42톤은 9개의 고체 추진 로켓 엔진에 장착됩니다.

인공위성을 정지궤도에 발사할 때 이 발사체 버전의 엔진 작동 순서를 고려해 보겠습니다. "시작" 명령에 따라 912kN의 추력을 생성하는 중앙 블록(1단계)의 액체 엔진과 942kN의 추가 추력을 생성하는 6개의 고체 연료 엔진이 켜집니다. 결과적으로 로켓의 초기 가속도는 1.4가 됩니다. g. 39초 후 고체 추진 로켓 모터의 작동이 멈추면 델타는 약 400m/s의 속도로 가속되어 약 5km 높이까지 상승합니다(이때 발사체의 피치 회전이 이미 시작되어 " 낮은 지구 궤도로 페이로드를 원활하게” 발사합니다. 그런 다음 나머지 세 개의 고체 추진제 모터가 켜집니다. 이러한 일련의 작업은 액체 연료 구성 요소가 있는 탱크 바닥에 작용하는 과부하를 제한해야 하기 때문에 발생합니다.

마지막 고체 추진제 모터가 약 20km 고도에서 작동을 멈춘 후 약 10초 후에 9개의 고체 추진제 엔진이 모두 동시에 분리됩니다. 액체 스테이지는 대략 비행 230초째까지 계속 작동합니다. 동시에 발사체는 95km 상승하여 5300m/s로 가속됩니다. 관성에 의해 몇 초 동안 이동하면서 델타는 10km를 더 상승한 후 2단계 로켓 엔진이 13분 간격으로 두 번 켜집니다. 46kN의 추력 수준에서 총 300초 동안 작동한 특정 액체 추진 로켓 엔진은 탑재량을 약 180km 고도까지 전달하여 최초의 탈출 속도를 제공합니다.

그 다음에는 스핀업(안정화 목적)과 세 번째 고체 연료 단계(위성과 함께)의 분리가 이어집니다. 67kN 추력 엔진은 비행 24분 만에 켜지고 44초 만에 위성 속도를 7.9km/s에서 10.25km/s로 증가시킵니다. 이 경우 위성은 적도면에 대해 약 29°의 기울기를 가지며 185 x 35,790km의 궤도 근지점에 해당하는 적도 위 지점으로 발사됩니다(원지점은 지구의 반대 지점에 해당). 여기서 위성은 자체 로켓 엔진을 사용하여 분리되고 독립적으로 정지 궤도로 전환합니다. 해당 섹션(49페이지 참조)에서 비행의 마지막 단계를 고려하겠지만 지금은 "델타"로 돌아가겠습니다.

쌀. 10. 델타 발사체

위의 발사 다이어그램에서 장착된 Delta 고체 추진 로켓 엔진(각각 개별적으로는 더욱 그렇습니다)이 모든 LV 엔진에서 발생하는 총 추력 충격량의 상대적으로 작은 부분을 차지한다는 것을 쉽게 알 수 있습니다. 짧은 시간 동안 작동하며 낮은 고도에서 분리됩니다. 따라서 우주 왕복선과 타이탄 발사체에서 해당 고체 추진 로켓 모터가 본격적인 단계를 형성한다면 c. "델타"는 로켓 단계와 로켓 가속기 사이의 특성이 중간입니다. 구조적으로 이러한 엔진은 유지형 고체 추진 로켓 엔진 중에서 가장 단순한 엔진 중 하나입니다. 특히 그렇지 않습니다. 추력 벡터를 변경하는 장치가 포함되어 있으며 델타 발사체의 비행 제어는 중앙 장치의 액체 추진 시스템을 사용하여 수행됩니다.

1968년부터 델타 발사체의 3단에는 Surveyor 우주선 제동 엔진을 기반으로 제작된 Star-37 시리즈의 고체 추진 로켓 모터가 장착되었습니다. 여기에는 직경 935mm의 티타늄 합금으로 만들어진 본체와 "매입형" 노즐이 포함되어 있습니다. 처음에는 구형 몸체를 갖춘 고체 추진 로켓 엔진 버전이 사용되었으며 이는 다음과 같은 특성을 갖습니다: 혼합 연료 폴리부타디엔 - 과염소산암모늄 - 알루미늄 653kg(즉, 91%)을 포함하여 무게 718kg, 최대 추력 46.7kN, 특정 충격량 2850m/s. 44초 동안 작동한 엔진은 평균 추력 42kN에 해당하는 1860kN·s의 총 추력 충격을 발생시켰습니다.

1972년에는 중간 원통형 단면을 도입하여 고체추진제 로켓 엔진의 몸체(및 이에 따른 연료 충전량)를 362mm 늘렸고, 이에 따라 고체추진제 로켓 엔진의 질량은 약 400kg 증가했으며, 연료 함량이 92.6%로 증가했습니다. 총 추력 충격량은 2910 kN s에 도달했습니다. 엔진 작동 시간이 동일하게 유지되었기 때문에 추력은 이에 비례하여 증가했습니다(최대 66.7kN).

이와 관련하여 고체 추진제 로켓 엔진과 액체 추진제 엔진을 비교하는 것은 흥미롭습니다. 액체 추진 로켓 엔진을 갖춘 추진 시스템의 경우 연료 공급이 증가(감소)하면 엔진 작동 시간이 그에 따라 증가(감소)되고 추력은 변하지 않고 유지되는 경우 고체 추진 로켓 엔진의 경우 반대 효과가 관찰됩니다. 따라서 고체 추진 로켓 엔진의 추력은 단순히 길이를 변경함으로써 상당한 한계 내에서 변경될 수 있습니다. 연료비. 이와 관련하여 단면형 고체 추진제 로켓 모터(이전에 논의한 SRM 및 UA-1205와 유사)는 "유연합니다". 단면 수를 변경하면 다양한 추력을 가진 엔진을 쉽게 얻을 수 있습니다.

델타 발사체의 엔진과 관련된 문제에 대한 논의를 마무리하면서 우리는 1977-1978년에 주목했습니다. 고체 추진제 엔진 분야의 많은 최신 기술을 구현한 Star-37 시리즈 고체 추진제 로켓 모터의 새 버전이 탄생했습니다. 이제 우리는 프랑스에서 만들어진 우주 고체 추진 로켓 엔진을 고려해 보겠습니다.

고체 추진 로켓 발사기 "Diamant".이 발사체의 두 번째 및 세 번째 단계에는 고체 추진제 엔진이 설치되었으며, 그 도움으로 1965~1975년에 여러 프랑스 위성이 발사되었습니다. (로켓의 첫 번째 단계에는 액체 추진 로켓 엔진이 사용되었습니다.) Diamant는 프랑스에서 제작된 유일한 발사체입니다. 미국 발사체와 마찬가지로 이 발사체도 출력 증가를 목표로 여러 가지 개선을 거쳤습니다.

최신 버전의 Diamant는 직경 1.5(2단계) 및 0.8m(3단계)의 짧은 유리 섬유 케이스를 갖춘 단일 노즐 고체 추진제 로켓 엔진을 사용했으며, 여기에는 각각 4톤과 0.685톤의 혼합 연료가 들어 있었습니다. 이러한 고체 추진 로켓 엔진 중 첫 번째 엔진은 프레온을 노즐에 주입하여 추력 벡터 제어를 제공합니다. 이를 통해 피치 및 헤딩 평면에서 로켓의 비행을 제어할 수 있습니다. 이 엔진은 180kN의 일정한 추력 수준에서 62초 동안 작동합니다. 3단계 고체 추진 로켓 엔진 “Diamant”에 해당하는 매개변수는 46초 및 ~ 30kN(평균값)입니다. 2단 고체추진 로켓 엔진과 마찬가지로 이 엔진에는 흑연 목이 있는 고정 노즐이 포함되어 있지만 추력 벡터를 제어하는 장치는 없습니다.

그림에서. 이 고체 추진 로켓 모터가 제시된 1에서는 연료 충전물에 가로 슬롯이 있는 중앙 원형 채널이 있음이 분명합니다. 이러한 충전 구성은 일정한 연소 표면을 보장하고 이에 따라 작동 중 일정한 엔진 추력을 보장합니다. 내부 전하 공동의 정확한 치수는 기계적 처리를 통해 보장됩니다.

연료는 엔진 총 중량의 91%를 차지하며 구성은 과염소산칼륨 60%, 폴리우레탄 21%, 알루미늄 19%(반올림 값)입니다. 상대적으로 비효율적인 이 연료의 사용으로 인해 고체 추진 로켓 엔진의 특정 추진력은 약 2730m/s에 불과했습니다. Diamant 발사체(폴리우레탄 연료도 사용)의 2단계 고체 추진 로켓 엔진의 경우 이 매개변수는 훨씬 더 낮습니다(약 2680m/s).

Diamant 로켓 엔진은 고체 추진 로켓 엔진 분야에서 프랑스의 성공을 완전히 반영하지 못한다는 점에 유의해야 합니다. 예를 들어, 이 나라에서 제작된 장거리 탄도 미사일은 질량이 16톤에 달하고 연소 시간이 76초에 달하는 연료량을 갖춘 고체 추진 로켓 엔진을 사용합니다. 1969년에 한 프랑스 회사가 전시회에서 직경 3m의 실험용 폭약을 시연했습니다.

고체 추진 로켓 엔진 분야의 많은 현대적 성과는 1980년부터 우주선에 사용하기 위해 프랑스, 이탈리아, 독일의 전문가들이 공동으로 개발한 고체 추진 로켓 엔진에서 실현되었습니다. 이 고체 추진 로켓 엔진은 총 질량이 692kg입니다. 1900kN·s의 총 추력 충격량과 2890m/s 이상의 특정 충격량을 발생시킵니다. 그러나 우주선 엔진으로 넘어가기 전에 우리는 더 많은 발사체의 엔진을 고려할 것입니다.

고체 추진 로켓 엔진 "Vexuing".이 엔진은 그림 1에 나와 있습니다. 11은 1971년 영국 최초의 위성 Prospero가 발사된 데 도움을 받아 영국 Black Arrow 발사체의 세 번째 단계에 사용되었습니다. 비록 "Vexuing" 및 이와 유사한 엔진이 널리 사용되지는 않지만, 이 고체 추진 로켓 엔진을 고려하면 우주 고체 추진 로켓 엔진의 가능한 설계, 그 특징 및 제작 과정에서 해결된 문제에 대한 더 완전한 이해를 제공할 것입니다.

Vaxuing 고체 추진 로켓 엔진은 직경 712mm의 얇은 벽(0.6~0.8mm) 강철 용기 형태의 몸체를 사용합니다. 엔진에는 312kg의 평범하지 않은 혼합 연료가 들어 있습니다. 이는 과염소산암모늄(63%), 황산암모늄(14%), 알루미늄(12%) 및 가소화된 폴리이소부틸렌을 기반으로 한 가연성 바인더(11%)로 구성됩니다. 이 연료는 충전물 제조가 표시된 성분을 두꺼운 페이스트(밀도 1.77g/cm3) 상태로 혼합하는 것으로 줄어들고 후속 경화가 수행되지 않는다는 점에서 특이합니다. 60°C의 온도에서 연료 질량은 매우 플라스틱이 되어 진공 상태에서 고체 추진제 모터 하우징에 채워질 수 있습니다.

장전 후 프로파일 바늘이 연료에 삽입되어 내부 연소 채널을 형성합니다. 적절한 정수압을 생성하여 단열층(충진 클로로설폰 폴리에틸렌)과 접착제 조성물(니트릴 고무)로 사전 코팅된 본체에 전하가 단단히 밀착됩니다.

Vaxuing 고체 추진 로켓 엔진을 갖춘 추진 시스템은 질량이 352kg(연료가 이 값의 89%를 차지함)이고 37초 동안 작동하여 약 2710m/s의 특정 충격량을 발생시킵니다. 처음 15초 동안 고체 추진 로켓의 추력은 점진적으로 증가하여 ~ 29kN에 도달하고(동시에 챔버의 압력은 ~ 2.8MPa로 증가함) 이후 점차적으로 감소합니다. Wexwing의 제작자는 발사체의 1단계 및 2단계 엔진 작동 중 가속의 영향으로 작은 하중에서 매우 탄력적인 페이스트 모양의 연료 충전물이 "흐를" 것을 두려워했습니다. 그러나 해당 실험에서는 과부하의 위험 수준이 실제 위험 수준을 크게 초과하는 것으로 나타났습니다.

쌀. 11. 고체 추진 로켓 엔진 "Vexuing"

Wexwing 고체추진 로켓 엔진을 제작할 때 발사체가 시험장의 안전지대를 벗어날 경우 비상 정지 가능성을 제공해야 했습니다. 이를 위해 선체 전면 바닥에 링 폭발물을 배치했으며 폭발시 바닥에 직경 약 200mm의 구멍을 뚫었습니다. 이 경우 엔진 작동 압력이 급격히 감소하고 연료 연소가 중단됩니다.

위성을 발사할 때 Wexwing 엔진은 중간 궤도의 정점에서 켜지고 위성이 극궤도로 이동하는 것을 보장했습니다. 위성 분리 이후 로켓단은 가열된 단열재의 열분해 생성물이 유출되면서 계속해서 이동했다. 높은 온도. 그 결과 무대가 위성을 추월하고 충돌 중에 원격 측정 안테나가 손상되었습니다. 이 사실은 우주 고체 추진 로켓 모터를 만들고 사용할 때 고려해야 할 많은 "놀라움" 중 하나입니다.

완전 고체 추진체 발사체의 엔진.이러한 3단 및 4단 로켓의 가속은 모든 단계에 설치된 고체 추진 로켓 엔진의 도움으로만 수행됩니다. 이러한 발사체를 개발할 때 궁극적인 목표는 제조 비용이 많이 들지 않고 사용하기 쉬우며 복잡한 발사 단지와 광범위한 발사 전 준비가 필요하지 않은 페이로드를 우주로 전달하는 수단을 만드는 것이었습니다. 이 모든 것을 달성하는 데 중요한 것은 발사체의 모든 단계에 소형이고 설계가 간단한 유지형 고체 추진 로켓 엔진을 선택하는 것이었습니다.

고려중인 발사체는 크기가 작고 발사 질량 및 그에 따른 탑재량 질량 측면에서 다른 현대 발사체보다 훨씬 열등합니다. 가장 주목해야 할 것은 1960년부터 운용된 미국의 4단 스카우트 발사체다. 당초 이 발사체의 발사 질량은 16톤으로 무게 45kg의 인공위성을 가까운 거리에 발사할 수 있었다. -지구 궤도는 고도 280km. 스카우트 발사체는 사용 초기부터 출력을 높이기 위해 여러 번 현대화되었으며, 개별 고체 추진 로켓 엔진도 수정되거나 새롭고 더 발전된 모델로 교체되었습니다.

현대 버전의 발사 질량이 21.4톤인 발사체는 고도 560km의 저궤도에 181kg의 페이로드를 운반할 수 있습니다. 발사체의 높이는 23m, 몸체의 최대 직경은 1.13m입니다. 이 로켓의 유지 고체 추진 로켓 엔진은 활성화 순서에 따라 476, 275, 125 및 25kN의 추력을 발생시킵니다. ) ~75(첫 번째 단계)에서 ~30초(마지막 단계)까지 작동합니다.

이 엔진에는 추력 벡터를 변경하는 장치가 없으며 Scout 발사체의 비행은 첫 번째 단계에 설치된 공기 역학 및 가스 방향타와 후속 단계에 설치된 고정식 저추력 로켓 엔진을 사용하여 제어됩니다. 또한, 2단과 3단은 과산화수소 분해생성물을 작동하는 액체추진 로켓엔진을 사용하고, 4단은 세로축을 중심으로 단에 회전운동을 전달하는 보조 고체추진 로켓엔진을 사용한다.

스카우트 로켓의 지속형 고체추진 로켓 엔진 중에서 1965~1973년 4단계에서 사용된 FW-4 엔진에 대해 자세히 살펴보겠습니다. 직경 508mm의 원통형 본체를 갖고 있으며 장착된 엔진의 무게는 ~300kg입니다. 더욱이, 이 질량의 91%는 부타디엔, 아크릴로니트릴, 아크릴산 및 알루미늄의 공중합체인 과염소산암모늄을 함유한 혼합 연료를 차지합니다.

연료 충전의 초기 부분에서 연소 표면은 중앙 원통형 채널로 형성되고, 그 다음에는 환형 가로 슬롯이 뒤따르고 다시 축 방향 원형 채널이 형성되어 확장되는 원추형 구멍으로 변합니다. 언급된 간격은 두 가지 역할을 수행합니다. 고체 추진 로켓 엔진의 저장 조건이 변경될 때 발생하는 온도 응력을 보상하고 추력 변화의 적절한 특성을 보장합니다. 작동 첫 11초 동안 21에서 21로 불균등하게 증가합니다. 30kN이고 다음 19초 동안 점차 감소합니다. 고체 추진 로켓 엔진실의 평균(작동 중) 압력 값은 5.3 MPa입니다.

노즐에서 흘러나오는 연소 생성물은 2805m/s의 특정 충격량을 발생시킵니다. 노즐은 단열 알루미늄 합금 플랜지를 통해 본체에 부착됩니다. 노즐 목은 흑연 링으로 형성되고 확장 부분은 원뿔형 스테인레스 스틸 쉘(두께 0.25mm)로 형성되며 흑연 직물(초기 섹션)과 실리콘-페놀 재료로 내부로부터 보호됩니다.

FW-4 엔진 하우징은 산화규소로 채워진 니트릴 부타디엔 고무로 만든 단열층으로 인해 연소되지 않도록 보호됩니다. 원통형 벽 두께가 2mm인 본체 자체는 유리 섬유와 폴리머 바인더 성분(이 경우 에폭시 수지)을 기반으로 한 재료인 유리 섬유로 만들어졌으며 이는 FW-의 놀라운 특징입니다. 4 이전에 논의한 SRM 및 UA-1205와 비교합니다.

유리섬유 선체를 만드는 가장 일반적인 방법은 수지가 함침된 연속 유리 테이프를 회전하는 맨드릴에 감는 것입니다. 권선 구조는 열 경화를 거친 후 맨드릴이 하우징에서 제거됩니다. 이를 위해 접을 수 있거나 파괴할 수 있도록 제작됩니다(예: 석고). 고체 추진 로켓 모터에 플라스틱 하우징을 사용하는 것은 여러 가지 특정 문제를 해결해야 하는 필요성과 관련이 있으며, 그 중 하나는 작동 압력이 가해졌을 때 구조의 기하학적 치수가 크게 변경되는 것입니다. 이는 증가된 ( 금속에 비해) 플라스틱의 변형.

예를 들어 FW-4를 테스트할 때 이 엔진과 관련된 다음과 같은 문제가 발견되었습니다. 주 고체 추진제 로켓 모터가 발사되기 직전에 스카우트 발사체의 4단계는 안정화를 위해 (위에서 언급한 보조 고체 추진제 로켓 모터의 도움으로) 120~160rpm으로 회전됩니다. 일부 탑재체는 스테이지에서 분리되지 않으며, 주 고체추진 로켓 엔진 작동 종료 후 탑재체 회전 속도를 늦추는 메커니즘이 켜지면 엔진 하우징에 추가 하중이 가해집니다. 회전을 시뮬레이션한 첫 번째 FW-4 샘플에 대한 벤치 테스트에서는 이러한 하중이 나선형 권선의 내부 레이어와 가로(원형) 권선의 외부 레이어에 의해 형성된 유리 섬유 하우징의 박리를 유발할 수 있음을 보여주었습니다. 따라서 하나의 권선과 다른 권선을 번갈아 가며 케이스가 만들어지기 시작했습니다.

강화 플라스틱은 현대 우주 고체 추진 로켓 엔진의 하우징 구조 재료로 널리 사용됩니다. 금속 케이스에 비해 플라스틱 케이스는 무게가 가볍습니다. 이는 플라스틱의 비강도가 더 높기 때문입니다. 이 매개변수는 재료 밀도에 대한 인장 강도의 비율로 정의됩니다. 소개 전 국제 시스템밀도 대신 단위(SI)를 사용했습니다. 비중, 이 경우 지정된 매개변수는 길이의 차원을 가졌습니다. 따라서 이전 차원에서 SRM 및 UA-1205 엔진에 사용된 강철의 비강도는 20km이고 FW-4에 사용된 유리 섬유는 약 50km입니다.

현대 기술 장비를 사용하면 커넥터 없이 플라스틱 케이스를 전체적으로 생산할 수 있으며 특성의 안정성이 보장됩니다. 섬유를 서로 다른 각도로 감고 특정 위치에 적절한 수의 섬유를 선택함으로써 제조된 몸체의 구조의 동일한 강도가 달성됩니다. 이 모든 기능을 통해 플라스틱의 고강도 특성을 최대한 활용할 수 있습니다.

기술 프로세스의 높은 생산성과 상대적으로 낮은 원자재 비용으로 인해 유리 섬유로 만든 고체 로켓 모터 하우징 (가장 큰 용도로 사용되는 플라스틱)은 금속 하우징보다 훨씬 비싸지 않습니다. 우선, 발사체의 상부 엔진과 우주에서 작동하는 장치에 플라스틱을 사용하는 것이 유리하며, 구조물의 질량을 줄이면 탑재량의 질량이 최대로 증가합니다.

Scout 발사체의 엔진에 대한 설명을 마무리하면서 1979년 6월 3일에 이 로켓의 100번째 발사가 이루어졌다는 점에 유의해야 합니다. 이때까지 연속 37회(1967~1975년)를 포함하여 95회 발사가 성공적으로 수행되었습니다. 후자의 수치는 외국 발사체의 기록이다.

미국 외에도 일본과 인도에서도 전고체 추진체 우주 발사체가 만들어졌습니다. 1974년부터 Mu 시리즈의 3단 발사체의 다양한 버전이 일본에서 사용되었습니다. 그 특징은 첫 번째 단계에 고체 추진제 부스터가 장착되어 있어 짧은 시간 동안 주 고체 추진 로켓 엔진의 추력에 추가 추력을 생성한다는 점입니다. 예를 들어, Mu 시리즈 발사체 변형 중 하나(발사 중량 42톤)에 대한 엔진 특성을 나타냅니다. 주 고체 추진 로켓 엔진의 추력(포함 순서에 따라) - 867, 279 및 57kN, 작동 시간 - 각각 61, 69 및 53. 이 발사체는 직경 0.3m, 추력 95kN의 가속기 8개를 사용하며 8초 동안 작동합니다.

따라서 발사체의 시작 추력은 거의 1630kN이고 발사체는 약 4의 가속도로 시작됩니다. g. 최근 몇 년 동안 Mu 시리즈 발사체의 처음 두 단계는 추력 벡터 제어 시스템(특히 노즐로의 액체 분사가 사용됨)이 장착된 추진 고체 추진 로켓 엔진을 사용했습니다. 세 번째 단계는 회전에 의해 안정화됩니다. LV의 높이는 최대 25m, 최대 본체 직경은 1.4m입니다(부스터 제외). 발사 중량이 50톤을 초과합니다.

Scout 미사일의 원래 버전과 유사한 것은 최근 인도에서 제작된 고체 연료 발사체였습니다. 이 4단 로켓은 높이 23m, 최대 몸체 직경 1m로 발사 질량 17톤으로 고도 400km의 저궤도에 40kg의 탑재량을 발사해야 한다. 1979년 8월에 실시된 이 발사체의 발사는 실패했습니다.

우주선의 고체 추진제 로켓 엔진.우선, 우리는 우주선을 지구 근처 궤도로 발사할 때 최종 가속 추진력을 생성하는 데 널리 사용되는 고체 추진제 엔진을 고려할 것입니다. 이를 달성하려면 많은 에너지 비용이 필요하며 행성 간 궤도에서 달성해야 합니다. 예를 들어, 현재까지 발사된 정지궤도 위성의 대부분에는 우주선 설계에 직접 포함된 분리할 수 없는 고체 추진 로켓 엔진이 장착되어 있습니다.

이전에 우리는 정지궤도 위성을 발사할 때의 작동 순서를 조사하여 발사체의 마지막 단계의 작동이 종료되는 순간과 그에 따른 위성이 정지 궤도로 진입하는 순간으로 제한했습니다. 이제 비행 궤적 계산을 통해 위성의 최종 기동을 완료하려면 추가 속도를 제공해야 하는 것으로 알려진 경우 위성에 탑재된 고체 추진제 로켓 모터의 특성을 계산해 보겠습니다. ? V? 1840m/초. 해당 가속 펄스는 이동 궤도의 정점에서 생성되며, 이 경우 탑재된 고체 추진 로켓 엔진을 정점이라고 합니다.

다음과 같은 초기 데이터를 추가로 설정해 보겠습니다. 로켓 단계에서 분리되는 순간 위성의 질량은 1000kg이고 고체 추진 로켓 엔진의 특정 충격량( 나 y) 2850m/s, 고체 연료 보유량은 고체 추진 로켓 엔진 전체 질량의 90%입니다. 우리의 사례에 대해 다음 형식으로 작성하는 잘 알려진 Tsiolkovsky 공식을 사용하겠습니다. ? V = 나 y 로그[( 중 T+ 중 K+ 중 PG)/( 중 K+ 중 PG)], 여기서 중 T - 연료의 질량, 중 K는 고체추진제 로켓 엔진의 질량이고, 중 PG는 탑재체(즉, 고체 추진 로켓 엔진을 제외한 위성)의 질량입니다. 초기 데이터를 이 공식에 대체하면 다음과 같은 (반올림된) 값(킬로그램)을 얻습니다. 중티 = 465, 중 K = 50, 중 PG = 485(이 숫자의 합은 1000) 값을 더 곱해 보세요. 중티와 나 와이, 고체 추진 로켓 엔진의 총 추력 충격량은 1325 kN s입니다.

원칙적으로 이 값은 단기간의 높은 추력 작용과 장기간의 낮은 추력 작용을 통해 실현될 수 있습니다. 고체 추진제 로켓 엔진의 특정 매개변수를 선택할 때 전체 우주선의 구조와 개별 요소에 허용되는 과부하뿐만 아니라 사용된 고체 추진제의 탄도 특성, 압력의 영향을 고려해야 합니다. 구조물의 질량, 치수 및 특정 충격 등에 대한 연소실. 궁극적으로 온보드 고체 추진 로켓 엔진의 특징적인 작업 시간은 약 40초로 밝혀지며, 이는 위의 총 값으로 충격량은 ~30kN의 평균(작동 시간 동안) 추력에 해당합니다. 이러한 매개변수는 해당 섹션에서 고려한 Delta 발사체의 상단 엔진과 동일한 순서입니다.

디자인과 외관면에서 우주선의 고체 추진 로켓 모터도 발사체 상단 엔진과 다르지 않습니다. 따라서 두 고체 추진제 로켓 엔진은 모두 동일한 등급의 엔진에 속할 수 있습니다. 특히 고체 추진제 상부 단계는 첫 번째 탈출 속도에 도달한 후 대부분 켜져 있기 때문에 즉, 자체적으로 우주선으로 간주될 수 있습니다. 여기에는 또한 지구 근처 궤도에도 포함되어 있으며 인공 위성 발사 및 자동 행성간 스테이션 가속을 위한 다양한 발사체의 일부로 사용할 수 있는 통합 로켓 단계인 상단 단계의 고체 추진 로켓 모터도 포함됩니다.

특히, 이미 우리에게 알려진 Star-37 유형의 엔진은 상위 단계에서 널리 사용되었으며, 이는 38페이지에서 논의된 보이저 행성 간 우주선의 발사에 사용되었습니다. 1060kg의 고체 연료를 고려하면 1.22톤이며, 소비 후 우주선의 속도는 2km/e 증가했습니다. 이 블록은 액체 단일추진제(히드라진)로 작동하는 마이크로모터를 사용하여 안정화되었습니다.

고체 추진 로켓 모터는 우주선 탑재 및 자동 행성 간 우주선에도 사용되며, 상대적으로 작은 추력 충격을 발생시키는 제동 엔진 역할을 합니다. 작업이 완료되면 이러한 고체 추진제 모터가 우주선에서 분리됩니다.

1961~1962년 달 표면에 떨어지는 기구 용기의 속도를 줄이기 위해 약 23kN의 추력과 95kg의 질량(플라스틱 본체 포함)을 갖는 제동 고체 추진제 로켓 모터가 레인저 우주선에 설치되었습니다(그림 12). ). 엔진은 고도 16km에서 작동해 330m 높이까지 10초 동안 작동하도록 되어 있었다. 다음으로 레인저의 구형 컨테이너는 33m의 속도로 달 토양에 자유낙하하도록 되어 있었다. /s, 과학 장비의 안전을 보장합니다. 다양한에 따르면 기술적인 이유지정된 유형의 모든 레인저 우주선 발사가 실패로 끝났습니다. 그러나 비행은 1966~1968년에 성공했습니다. 몇몇 Surveyor 우주선이 달 표면에 착륙할 때 탑재된 고체 추진 로켓 엔진이 사용되어 우주선 속도를 120m/s로 감소시켰습니다(나중에 연착륙을 위한 액체 추진 로켓 엔진이 포함되었습니다). 매개변수 측면에서 이 고체 추진제 엔진은 수정에 가깝고 이후 델타 발사체의 일부로 사용되었습니다.

Mercury(1962~1963) 및 Gemini(1965~1966) 우주선이 착륙할 때 고체 추진제 엔진이 지구 궤도에서 하강 궤도까지 하강하는 것을 보장했습니다. Mercury 선박의 제동 추진 시스템에는 몸체 직경이 300mm이고 각각의 추력이 4.45kN이며 작동 시간이 10초인 3개의 고체 추진 로켓 엔진(그림 13)이 포함되어 있습니다. 이 엔진의 활성화(그 위치는 그림 5에 표시됨)는 우주비행사가 직접 수행했습니다. 수동 시스템관리.

쌀. 12. Ranger-3 우주선의 고체 추진 로켓 엔진:

1 - 프로모션 노즐; 2 - 고체 추진제 추진제 하우징; 3 - 브레이크 고체 추진제 로켓 모터

쌀. 13. 수성 우주선의 제동 고체 추진제 로켓 모터

Gemini 제동 시스템은 직경 ~320mm, 초기 질량 31kg의 구형 몸체(티타늄 합금으로 제작)를 갖춘 4개의 고체 추진 로켓 엔진으로 구성되었습니다. 고체 추진 로켓 엔진에는 과염소산암모늄, 다황화물 연료 결합제 및 알루미늄을 함유한 혼합 연료가 장착되었습니다. 이 연료가 연소되었을 때 약 11kN의 추력이 발생했습니다. Mercury와 달리 Gemini의 제동 고체 추진제 로켓 모터는 동시에 활성화되지 않고 순차적으로 활성화되었습니다.

고체 연료 제동 시스템은 Voskhod 우주선(1964-1965)에도 백업용으로 제공되었습니다. 액체 추진 시스템이 고장난 경우 작동하도록 되어 있었습니다(그러나 안정적인 작동을 입증했습니다). .

70년대에는 화성과 금성 탐사를 위해 우주선에 제동 고체 추진 로켓 모터가 사용되었습니다. 28 페이지에는 소련 하강 차량의 이동을 보장하는 이러한 엔진 중 하나가 언급되었습니다. 화성-2와 화성-3 우주선은 비행 경로에서 행성과의 만남의 궤적까지. 4kN의 추력과 55초의 작동 시간을 갖는 이 고체 추진 로켓 엔진이 그림 1에 나와 있습니다. 7 우주선의 일부로. 최근 1978년 12월, 추력 18kN의 탑재된 고체 추진 로켓 엔진이 미국 우주선 Pioneer-Venera-1(초기 질량 550kg)을 비행 경로에서 금성 궤도로 이동시켜 우주선의 속도는 1060m/s이다. 직경 622mm의 구형 엔진 케이싱에는 약 200kg의 고체 연료가 들어 있으며, 이는 약 30초 내에 소모됩니다. 동일한 고체 추진 로켓 엔진이 이전에 Skynet 정지궤도 위성의 정점 탑재 엔진으로 사용되었습니다.

우주고체로켓 개발에 대한 전망

연구 방향과 달성된 결과.우선, 기존 고체 로켓 연료의 개조 또는 새로운 고체 로켓 연료 탐색과 관련된 작업에 주목해야 합니다. 동시에 연료의 특성을 개선하는 방법에도 특별한 중요성이 부여되었습니다. 연료 구성의 개발은 하나의 품질을 향상시키는 요소가 다른 품질에 바람직하지 않은 변화를 일으키는 경우가 많기 때문에 복잡한 작업입니다.

앞으로는 보다 효율적인 연료를 사용하여 고체 추진 로켓 엔진의 특정 추진력을 증가시킬 수 있는 가능성이 상당히 제한될 것으로 보입니다. 알루미늄 대신 베릴륨을 함유한 금속화 연료를 사용하면 이 매개변수의 가장 큰 증가(약 200m/s(즉, 7%))를 기대할 수 있습니다. 이 경우 특정 충격량의 증가는 연소 온도의 증가와 함께 연료의 분자량 감소(베릴륨이 알루미늄보다 3배 적기 때문에)로 설명됩니다. 현재까지 베릴륨 함유 연료를 사용하여 작동하는 고체 추진 로켓 모터 샘플이 만들어지고 테스트되었지만 베릴륨(및 그에 따른 연료 연소 생성물)의 독성이 매우 높기 때문에 광범위한 구현이 방해를 받습니다. 게다가 베릴륨은 비싸다. 따라서 분명히 이 연료는 상대적으로 작은 고체 추진제 엔진에만 적용되며 이미 우주에 포함될 것으로 예상됩니다.

베릴륨 대신에 수소화물(BeH 2)을 사용하면 약 200m/s의 추가 비충격 증가를 얻을 수 있습니다. 그러나 이것은 (독성 외에도) 화합물의 화학적 불안정성(저장 중 수소의 "누출")과 충분히 조밀한 조성물을 제조하는 어려움으로 인해 방해를 받습니다. 우리가 고려한 새로운 금속 함유 연료는 더 높은 비충격(단점)에서 더 낮은 밀도를 특징으로 한다는 점에 유의해야 합니다. 왜냐하면 이 매개변수에서 베릴륨은 알루미늄보다 거의 1.5배 열등하고 베릴륨 수소화물은 4배 이상.

보다 활성이 높은 산화제와 가연성 바인더를 사용하면 고체 연료의 에너지 특성을 높일 수 있습니다. 계산에 따르면, 혼합 연료에 과염소산니트로늄 NO 2 ClO 4 를 사용하면(산소 함량이 거의 절반인 과염소산암모늄 대신) 최대 300m/s의 특정 충격량 증가를 제공합니다. 그러나 이 새로운 산화제의 사용은 흡습성, 기존 바인더와의 낮은 상용성 및 폭발성으로 인해 방해를 받습니다. 외부 영향에 대한 과염소산니트로늄의 민감도를 줄이기 위해, 특히 이를 암모니아 기체로 처리하여 과염소산암모늄의 "수동" 표면층을 형성하는 방법이 제안되었습니다. 높은 감도는 혼합 연료에 F, N, H 원자를 포함하는 플루오로아민 바인더의 사용을 방지합니다. 특정 충격량 측면에서 이러한 연료는 옥토젠을 함유한 변형된 이염기 연료와 동일합니다.

비추진력을 높이는 것과 같은 방식으로 고체 로켓 연료의 다른 특성도 개선할 수 있습니다. 기계적 성질, 안정성, 제조 가능성. 고체 연료의 바람직한 특성은 상온에서의 중합 가능성입니다. 이를 통해 고체 추진제 로켓 모터와 이 공정에 사용되는 장비를 제조하는 기술 공정을 단순화할 수 있을 뿐만 아니라 연료 충전 시 열 응력(고온에서 중합 중에 발생하는)을 방지할 수 있습니다. 이를 위해 다양한 촉매가 제안되었으며, 이를 도입하면 충전물의 기계적 특성이 동시에 향상됩니다.

주어진 최적의 특성 조합을 가진 고체 연료를 얻을 수 있게 해주는 소위 다기능 및 복합 첨가제의 사용도 효과적인 것으로 간주됩니다. 원하는 효과는 알려진 구성 요소의 구조를 변경하고, 새로운 제조 또는 처리 방법을 사용하고, 연료 준비의 화학 기술을 변경하여 얻을 수도 있습니다.

초기 특성의 저하 없이 고체 추진 로켓 엔진의 장기간 작동을 보장하기 위해서는 내식성 구조 및 열 차폐 재료와 이를 이용한 부품 제조 방법의 개발이 매우 중요합니다. 이는 특히 노즐 목과 같은 고체 추진 로켓 엔진의 응력을 받는 부분에 해당됩니다. 최근까지 장기간 작동 및 고효율 연료 사용을 위해 설계된 대형 고체 추진 로켓 엔진의 목 부분은 다른 부품과 결합된 열분해 흑연 링 또는 테이프로 감은 흑연 직물을 사용했습니다. 첫 번째 구조는 작동 중에 박리되는 경향이 있는 반면, 두 번째 구조는 심각한 침식을 받기 쉽습니다.

이러한 단점은 섬유가 3차원(3차원) 배향된 직물을 사용하여 탄소-탄소 재료(여기서는 강화 섬유와 탄소 바인더 모두)를 감아서 목이 만들어지는 새로 생성된 노즐에서 발생하지 않습니다. 이러한 방식으로 얻은 부품은 열적 부하와 기계적 부하(가스 압력)를 동시에 감지합니다. 새로운 설계의 신뢰성과 높은 내식성은 실험적인 고체 추진 로켓 엔진의 테스트를 통해 확인되었습니다. 그들은 노즐이 150초 동안 알루미늄 함량이 18%인 혼합 연료의 연소 생성물을 성공적으로 견딜 수 있음을 보여주었습니다. 평균 목 침식 속도는 0.04 - 0.05mm/s를 초과하지 않습니다. 이런 상황이 열리네요 충분한 기회고체 추진 로켓 엔진에 새롭고 더 효율적인 연료를 사용하고 고체 추진 로켓 엔진의 작동 시간을 늘리는 것입니다.

고체 추진 로켓 엔진 구조 질량의 상당 부분(40~50%)이 몸체에 떨어집니다. 따라서 구조재료의 강도를 높이는 데 많은 관심이 집중되고 있다. 마스터링된 금속 합금의 특성은 적절한 열처리를 통해 향상될 수 있습니다. 그러나 새로운 금속 합금과 기술적 가공 방법의 사용은 경제적 제한으로 인해 방해를 받습니다. 고체 추진 로켓 엔진의 에너지 매개변수가 증가할 뿐만 아니라 비용도 증가한다는 점을 고려해야 합니다.

고체 추진 로켓 엔진에 유기 플라스틱으로 만들어진 구조 재료를 사용하는 것과 관련하여 고체 추진 로켓 엔진을 개선할 수 있는 추가 전망이 열리고 있습니다. 유기 섬유 형태의 강화 충전재가 포함된 이러한 플라스틱은 유리 섬유 플라스틱보다 낮은 밀도에서 더 높은 기계적 특성을 갖습니다. 이미 사용된 유기 플라스틱과 에폭시 바인더의 비강도는 약 75km입니다. 강화 섬유의 특성을 개선하고 최고의 수지 바인더를 사용함으로써 가까운 시일 내에 이 수치가 90~100km로 증가할 것으로 예상됩니다. 후자의 방법은 또한 층간 전단에 대한 플라스틱의 저항을 증가시켜 결과적으로 구조의 연결 부분의 크기와 무게를 줄일 수 있습니다. 현대 유기 플라스틱의 단점은 (유리 섬유에 비해) 상대적으로 높은 비용입니다. 그러나 이러한 재료가 더욱 널리 사용됨에 따라 비용은 꾸준히 감소할 것입니다.

최근 몇 년 동안 단열재 분야에서 상당한 진전이 이루어졌습니다. 감소된(10-15%) 밀도에서 증가된 내식성을 특징으로 하는 조성물이 만들어지고 사용되고 있습니다(예: 미세구로 채워진 플라스틱) , 느슨한 탄소).

또한 높은 신뢰성, 속도, 낮은 에너지 소비, 낮은 중량을 특징으로 하며 눈에 띄는 문제로 이어지지 않는 고체 추진 로켓 엔진의 추력 벡터에 대한 효과적인 시스템 및 제어를 생성하는 데 큰 진전이 이루어졌습니다. 고체 추진 로켓 엔진의 특정 추진력 손실(노즐의 가스 흐름 중단 및 제트 기류의 편향으로 인해 발생) 이러한 제어 요소의 예로는 예를 들어 34페이지에 설명된 고체 추진 로켓 엔진에 사용되는 탄성 베어링 또는 소위 액체 베어링이 있는데, 그 특징은 스윙 지점에서 노즐 목 주위의 닫힌 공간. 노즐이 방향을 바꾸면(액추에이터 사용) 이 액체는 한 공동에서 다른 공동으로 흐르므로 노즐이 차지하는 총 부피는 변하지 않습니다. 이 디자인을 사용하면 거의 힘을 가하지 않고도 40도/초의 속도로 노즐의 방향을 바꿀 수 있습니다.

고체 로켓 모터의 최신 발전 중 다수는 IUS 우주 예인선용으로 개발 중인 고체 로켓 모터 설계에 구현되고 있습니다. 영어로 번역된 전체 이름은 "관성 상부 단계"를 의미하는 이 장치는 우주 왕복선이나 타이탄-3 발사체를 사용하여 낮은 지구 궤도로 발사됩니다. IUS 설계는 크고 작은 두 가지 기본 고체 추진 로켓 모터 모듈의 사용을 기반으로 하며 그 매개변수는 57페이지의 표에 나와 있습니다.

표에 제시된 IUS 엔진의 매개변수를 분석할 때, 특히 더 큰 엔진의 공칭 작동 시간(152초)이 현대 고체 추진 로켓 모터의 기록이라는 점에 유의해야 합니다. 이 엔진의 상대적 연료 질량도 기록적인 수준인 94.6%입니다. 따라서 구조는 장착된 고체 추진 로켓 엔진 질량의 약 5%를 차지합니다.

IUS 우주 예인선의 고체 추진 로켓 모터 매개변수

매개변수 대형 고체 추진제 로켓 소형 고체 추진제 엔진 높이, m 2.97 1.90 선체 직경, m 2.31 1.61 총 질량, kg 10 250 2910 상대 연료 질량, 총 % 94.6 93.3 총 추력 충격량, kN s 27 900 7760 최대 추력, kN 266 106 작동 시간, s 152 106 특정 충격량, m/s 2863 2841

이러한 기록적인 성능은 650~700K의 온도에서 작동할 수 있는 고체 추진 로켓 모터 하우징에 고온 수지를 기반으로 한 구조용 플라스틱을 사용하여 향상될 수 있습니다. 이렇게 하면 단열재의 질량이 줄어듭니다. 앞으로는 천천히 연소되는 고체 연료를 기반으로 한 단열재의 사용도 기대할 수 있습니다. 고체 추진 로켓 엔진 설계의 무게를 줄이기 위해 기술적인 맨드릴을 사용하지 않고 플라스틱 케이스를 연료 장전물에 직접 감는 가능성이 탐구되고 있습니다. 이번 작업이 성공하면 연결고정 장치가 불필요해질 뿐만 아니라, 고체추진체 로켓엔진을 제조하는 공정도 단순화될 전망이다.

우주 고체 추진제 엔진에 사용되는 추력 벡터 제어 시스템 외에도 고체 추진제 로켓 엔진 자체의 챔버에서 제거된 연소 생성물을 사용하여 개선된 가스 동적 시스템(작동 원리는 36페이지에 설명되어 있음), 제어 가스로도 사용할 수 있습니다. 여기서 가장 어려운 점은 고온 가스 환경에서 작동할 수 있는 밸브를 만드는 것입니다.

최근 몇 년간 가변 형상 노즐의 개발은 중요한 기술적 성과입니다. 배출구(확장) 부분은 여러 개의 세그먼트로 구성되어 있으며, 이동할 때 노즐은 텔레스코픽 파이프처럼 확장되거나 우산처럼 열립니다. 이러한 구조물이 즉시 적용되는 분야에는 발사체와 우주선의 상부 단계가 있습니다. 고체 추진 로켓 엔진이 켜지기 전에는 노즐이 접힌 위치에 있으므로 미사일 전환 구획의 크기와 무게가 크게 줄어듭니다. 결과적으로, 탑재체 질량은 고체추진 로켓 엔진의 비추진량이 100~250m/s 증가하는 것과 같은 정도로 증가될 수 있다. 가변 형상 노즐은 발사체의 첫 번째 단계 엔진에 사용하는 데에도 유리합니다. 로켓이 상승할 때 점진적으로 열리면 제트 가스 제트가 주변 압력에 가까운 압력으로 팽창하며 이는 다음을 얻기 위한 조건입니다. 최대 특정 충동.

고체 추진제 로켓 모터는 설계가 간단하지만 엔진 제조에 사용되는 잘 정립된 기술 프로세스를 엄격하게 준수해야만 안정적인 작동이 가능합니다. 이러한 공정의 개선과 함께 제조된 고체 추진 로켓 모터의 안정적인 품질 관리를 보장하는 수단과 방법에 대한 연구가 진행 중입니다. 이 분야의 최신 혁신은 고에너지 방사선원, 수신 화면 및 민감한 텔레비전 카메라로 구성된 전자 스캐닝 장치입니다. 이러한 장치를 사용하면 결과를 비디오 테이프에 기록하여 몸체 전체 표면에 걸쳐 고체 추진제 로켓 모터의 품질 관리가 이루어집니다.

고체 추진제 로켓 모터의 새로운 응용 분야.지금까지 고체 추진제 엔진은 다른 행성으로 비행하는 우주선에 거의 사용되지 않았습니다. 행성 간 궤적에서 행성 근처 궤도로 우주선을 발사할 때 고체 추진 로켓 엔진이 거의 사용되지 않는 이유 중 하나는 고체 추진 로켓 엔진을 작동할 때 특정 우주선의 설계 및 장비에 과도한 가속이 부여되기 때문입니다. 따라서 엔진은 상당히 오랜 시간 동안 소량의 추력을 개발하는 것이 필요합니다. 최근 몇 년 동안 이 방향에서 상당한 진전이 이루어졌으며 250초 동안 작동하는 효과적인 고체 추진 로켓 엔진을 만드는 것이 가능해지고 있습니다. 필요한 낮은 수준의 추력은 특히 (특정 구성을 선택하고 장약 제조 기술을 개발하여) 매우 낮은 연료 연소 속도(약 3mm/s)를 달성하고 챔버 내 낮은 작동 압력(0.7mm)을 유지함으로써 보장됩니다. MPa 이하), 단면을 따라 충전 연소가 가능합니다.

위에서 논의된 고체 추진제 로켓 엔진 분야의 이러한 발전과 기타 발전은 근거리 및 심우주 모두에서 고체 추진제 엔진을 더 광범위하게 사용할 수 있는 기회를 열어줍니다. 예를 들어 설계 연구에 따르면 고체 추진 로켓 엔진은 화성 표면의 토양 샘플을 사용하여 차량을 발사하는 데 매우 적합한 엔진일 수 있습니다.

우주 비행에서 고체 추진제 로켓 엔진의 사용에 대한 전망은 비행 중 고체 추진제 로켓 엔진을 반복적으로 끄고 켜고 추력량을 조절하기 위한 허용 가능한 방법과 수단을 개발할 수 있는지 여부에 크게 좌우됩니다. 다른 긍정적인 특성과 결합된 고체 추진 로켓 모터의 속도는 우주선의 비행 경로 및 공간 위치에 대한 제트 제어 시스템 개발자로부터 이러한 엔진에 특별한 관심을 끌고 있습니다. 그러나 이러한 시스템의 엔진은 수년간 작동하도록 설계된 지구의 통신 위성과 같이 최대 수십만 번까지 여러 번 켜져야 합니다.

근본적으로 간단한 방법으로고체 추진 로켓 모터의 다중 작동을 보장하기 위해 인접한 섹션이 단열 개스킷으로 분리되고 각 섹션에 자체 점화 시스템이 있는 다중 섹션(소위 웨이퍼) 충전을 사용하는 것이 제안되었습니다. 그러나 섹션 수가 증가함에 따라 고체 추진제 로켓 엔진 설계의 복잡성, 무게 및 비용이 증가함에 따라 실제로 그 수는 기껏해야 수십에 달할 수 있습니다 (이러한 실험적인 고체 추진제 로켓 엔진이 생성되었으며 테스트 벤치에서 테스트됨).

고체 추진 로켓 엔진의 포함 수에 대한 기존 제한을 극복하려는 시도로 인해 완전히 특이한 실험 설계가 탄생했습니다. 그 중 하나는 테이프에 캡을 적용하여 촬영하는 어린이 권총과 유사합니다. "피스톤"은 몇 뉴턴의 추력을 가진 소형 고체 추진 로켓 엔진으로 약 0.1초 내에 연소됩니다. 이러한 "피스톤"을 적절하게 공급함으로써 현재 필요한 최대 추력이 달성됩니다. 그러나 설명된 장치는 지금까지 고체 추진 로켓 엔진이 거의 또는 전혀 사용되지 않은 분야에서 성공적으로 사용되는 현대식 저추력 액체 로켓 엔진과 경쟁할 수 없습니다.

고체추진제 로켓엔진의 추력값을 조절하는 방법 중 현재 가장 많이 개발된 방법은 노즐 축을 따라 설치된 프로파일 니들('중앙체')을 기계적으로 움직여 노즐 목의 면적을 바꾸는 방식이다. 노즐의 흐름 영역의 변화는 챔버의 압력의 반대 변화로 이어지기 때문에 바늘의 움직임에 대한 추력의 의존성은 매우 복잡합니다. 적절한 연료 구성을 사용하면 노즐 목을 완전히 열면 장약을 소화할 수 있습니다. 고체 추진 로켓 엔진의 재점화는 다중 충전 점화기를 사용하여 수행할 수 있습니다. 그러나 우주 고체 추진 로켓 엔진에서는 설명된 추력 제어 시스템이 사용되지 않습니다. 이는 구조물의 상당한 복잡성과 무게(및 기타 바람직하지 않은 결과)를 초래하기 때문입니다.

고체 추진 로켓 엔진의 추력은 가스나 액체를 챔버에 도입함으로써 특정 한계 내에서 조정될 수 있습니다. 이 방법의 단점은 추진 시스템에 보조 작동 물질이 존재한다는 점입니다.

고체 추진 로켓 엔진과 환경 보호 문제.고체 연료 엔진의 개발 및 사용에 대한 전망은 현재 점점 더 주목받고 있는 환경 보호 문제와 직접적인 관련이 있습니다. 현대 고체 추진 로켓 엔진에 사용되는 효율적인 연료는 이 점에서 완벽과는 거리가 멀습니다. 예를 들어, 우주 왕복선이 발사될 때마다 100톤 이상의 염화수소 기체를 포함하는 ~1000톤의 고체 연료 연소 생성물이 대기 중으로 방출되어야 합니다. 이들 제품의 상당 부분은 고도 1~1.5km 이하에서 바람의 영향을 받아 수평으로 이동하는 구름에 집중되어 있으며, 이 구름의 아래쪽 부분은 지면에 가깝습니다. 대기 습도가 증가할 경우 발사 단지에서 최대 100km 떨어진 곳에서 독성, 산 함유 강수량이 구름 밖으로 떨어질 수 있다는 우려가 표명되었습니다. 과거에는 대형 고체추진 로켓 엔진의 작동으로 인한 강수로 인한 식생 피해 사례가 이미 수 킬로미터 떨어진 곳에서 관찰된 바 있다. 이와 관련하여 발사 지역의 기상 조건을 고려하는 것이 특히 중요합니다. 우주 왕복선의 빈번한 발사 중 고체 추진 로켓 엔진의 연소 생성물이 상층 대기의 오존층 파괴로 이어질 수 있다는 우려도 표명되었습니다. (자연적으로 촉매작용을 하는 이 파괴 메커니즘은 다시 염화수소와 연관되어 있으며, 광분해로 인해 유리 염소가 형성되어 오존에 영향을 미칩니다.) 문제에 대한 자세한 연구에서는 이러한 두려움이 확인되지 않았습니다. 그럼에도 불구하고 필요한 경우 허용되는 연료 대신 사용할 수 있는 다른 연료가 고려되었습니다.

불필요한 고체 연료 잔류물을 태우는 것과 관련하여 미국의 여러 지역에서는 이미 지방 당국에서 이를 금지했습니다. 이러한 상황에서 벗어날 수 있는 방법을 찾기 위해 혼합 연료를 개별 구성 요소(산화제, 연료 결합제, 알루미늄)로 분리하려는 고무적인 시도가 이루어졌습니다. 폭발물 생산을 위해 나머지 알루미늄과 연료 결합제 또는 분쇄 연료를 사용하는 것도 제안되었습니다.

환경에 대한 위험은 고체 추진제 로켓 엔진의 연소 생성물뿐만 아니라, 그와 관련된 물질에도 있습니다. 기술 프로세스고체 연료 제조: 석면 및 기타 섬유, 유기 경화제 및 용제 등. 향후 10~20년 동안 이러한 물질 및 공정의 안전성에 대한 요구 사항이 증가할 것으로 예상되며, 이로 인해 고체 추진 로켓 엔진의 가격. 그러나 이러한 상황은 현재 고체추진 로켓 엔진의 개발 및 활용에 부정적인 영향을 미칠 수 있는 요인으로 간주되지는 않는다.

따라서 우리는 가까운 미래에 우주 고체 추진제 로켓 엔진이 그 역할을 잃지 않을 것이며 로켓 및 우주 시스템에서 고체 추진제 로켓 엔진과 액체 추진제 엔진의 합리적인 조합이 계속해서 중요한 전제 조건이 될 것이라고 합리적인 확신을 가지고 말할 수 있습니다. 우주비행 발전을 위해 결론적으로, 우주 고체 추진 로켓 엔진의 사용에 대한 즉각적인 전망에 대해 몇 마디 말씀드리겠습니다. 이는 주로 미국에서 개발 중인 우주 수송 시스템과 관련이 있습니다. 이러한 시스템에는 우주 예인선과 덜 강력한 로켓 조립체(예인선 사용이 비용 효율적이지 않은 경우에 사용됨)와 결합된 재사용 가능한 셔틀이 포함됩니다.

지정된 운송 시스템행진하는 고체 추진 로켓 엔진이 할당됩니다 큰 역할. 강력한 재사용 가능한 고체 추진제 엔진은 셔틀의 첫 번째 단계의 기초를 형성하며, 예인선 및 유사한 로켓 장치는 서스테이너 고체 추진제 로켓 엔진 설치 전용으로 설계되었습니다. 80년대에는 이러한 장치가 미국 영토에서 우주로 페이로드를 발사하는 주요 수단이 될 것으로 믿어집니다.

미국은 첨단 일회용 발사체를 퇴역시킬 계획이지만, 다른 나라들은 그러한 미사일을 계속 사용하고 개발할 것입니다. 이는 특히 고체 추진 로켓 엔진이 미국 라이센스에 따라 일본에서 제조되는 다양한 버전의 델타 발사체의 일부로 계속 사용될 것임을 의미합니다. 또한, 일본의 우주 프로그램은 일본에서 제작된 완전 고체 추진체 발사체의 추가 개선을 제공합니다. 이러한 발사체의 개발 및 적용도 인도 국가 프로그램의 일부입니다. 또한 유럽 우주 프로그램의 틀 내에서 고체 추진제 부스터를 설치하도록 설계된 개선된 버전의 Ariane 발사체가 개발되고 있습니다. 이들의 사용은 Ariane의 첫 번째 운항 비행 직후부터 시작됩니다. 현재로서는 위성 탑재 엔진으로 고체 추진 로켓 엔진을 더욱 광범위하게 사용하는 데 제한이 없을 것으로 예상됩니다. 마지막으로, 고체 로켓 추진 장치는 가까운 미래에도 우주 비행 지원 작전에서 계속해서 역할을 수행할 것입니다.

노트

1

액체 로켓 엔진에 대해서는 V. N. Bychkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa를 참조하십시오. 우주 액체 추진 로켓 엔진(시리즈 “Cosmonautics, Astronomy”, 9). -M .: 지식, 1976.

2

따라서 고체 추진제 로켓 엔진에는 고체 작동 물질(예: 중탄산암모늄, 수소화리튬)이 승화 중에 가스로 변환되고 이 가스가 주변 공간으로 유출되는 소위 승화 엔진이 포함되지 않습니다. 환경은 추력을 발생시킵니다. 승화 엔진에서 작동 물질의 화학 에너지가 추력을 생성하는 데 사용되지 않는다는 것은 매우 분명합니다.

3

"셔틀"에 대해서는 V. I. Levantovsky를 참조하십시오. 운송 공간 시스템. - 중.; 지식, 1976.

4

때때로 "델타"라는 이름은 발사체의 두 번째 단계에만 사용되며, 이 경우 첫 번째 단계는 수정된 "토르" 중거리 탄도 미사일이기 때문에 전체 로켓을 "토르-델타"라고 부릅니다.

5

이 엔진은 1965~1970년에도 사용되었습니다. 델타 발사체의 세 번째 단계에는 이전에 Scout 로켓의 네 번째 단계의 다른 고체 추진 로켓 엔진이 사용되었습니다. 델타 탑재 고체 추진 로켓은 스카우트 발사체의 두 번째 단계에 사용되는 엔진의 변형입니다.

CS 고체 추진 로켓 모터의 불안정한 작업 프로세스 유형.

1. 설정된 한계를 넘어서는 특성을 갖는 작동 매개변수의 자체 진동 프로세스를 불안정하다고 합니다. 고체 추진 로켓 모터의 불안정성은 엔진의 신뢰성을 크게 감소시키고 탄도 내부 특성을 악화시키며 개발 시간을 늘리고 항공기 비용을 증가시키며 탑재 장비를 손상시키고 엔진과 항공기를 파괴할 수 있습니다.

고체 추진 로켓 엔진의 연소실에서 불안정한 작동 과정이 발생할 수 있는 결과는 그림 1에 나와 있습니다. 불안정한 엔진에서 전달되는 높은 진폭의 기계적 진동으로 인해 로켓 제어 시스템이 고장납니다(상단 그림). 엔진 매개변수의 과도한 탄도 교란으로 인한 설계 외 궤적(평균 도면) 연소실의 지속적인 압력 증가로 인한 엔진의 기계적 파괴(아래 그림)

그림 1. 고체 추진제 로켓 엔진의 불안정성으로 인한 일부 결과:

1 - 압력 변동; 2 - 실제 가치; 3 - 디자인 가치

고체 추진 로켓 엔진 연소실의 불안정한 작동 과정은 주로 수 헤르츠에서 수십 킬로헤르츠에 이르는 주파수의 종방향, 횡방향, 횡방향 및 접선 방향에서 제어되지 않는 저주파 및 고주파의 압력 진동 형태로 나타납니다. . 고체 추진 로켓 모터의 진동 모드의 예가 그림 1에 나와 있습니다. 2와 3은 좌표에서의 실험 결과를 그래프 형태로 나타낸 것이다. (무차원 압력 편차) - (무차원 엔진 작동 시간).

그림 2. 고체 추진 로켓 엔진 연소실의 저주파 압력 변동의 일반적인 형태:

a - 진동 발달의 질적 그림; b - 충전 점화 중 최고 압력으로 인한 진동 발생; c - 시동 중 압력 피크로 인한 저주파 불안정성으로 인해 후속 점화로 충전물이 꺼집니다. d - 매우 낮은 주파수에서 불안정한 진동을 일으키기 쉬운 고체 추진제 모터 테스트의 오실로그램; d - 시동 기간 중 저주파 압력 변동

쌀. 3. 좌표계에서 고주파 진동의 진화:

- 무차원 시간 τ.

볼 수 있듯이 이러한 모드는 모든 작동 매개변수가 충전물 연소 중에 상대적으로 느리고 원활하게 변경되고 내부 형상의 변화로 인해 엔진의 안정적인 작동 조건과 매우 다릅니다.

압력파를 형성하는 교란이 있는 경우 고체 추진 로켓 모터의 다양한 불안정한 작동 모드가 실현됩니다. 결과적으로, 연소 생성물의 흐름 특성에 편차가 발생하고, 이는 연소 표면의 매개변수와 불안정한 방식으로 상호 작용합니다. 압력파의 영향으로 열 방출 및 가스 형성 속도의 국지적 변화가 발생하기 때문에 공정의 평형 흐름이 중단됩니다. 이 경우 관찰된 파동의 주파수와 모양은 상호 작용 메커니즘과 엔진실의 내부 기하학적 구조에 따라 달라집니다. 연소 생성물의 흐름은 주로 연소 표면뿐만 아니라 열 보호 코팅이 된 곡선형 바닥 벽과 노즐의 임계 부분에 의해 제한됩니다.

열 및 가스 방출의 변동이 적절한 단계에 있고 에너지 손실을 극복할 만큼 충분한 진폭을 갖는 경우 파동의 강도가 증가합니다. 이러한 증폭 과정은 새로운 에너지 균형을 위한 조건이 나타날 때까지 계속됩니다.

이러한 조건은 매우 광범위한 파동 강도에 대한 특정 물리적 매개변수에 따라 설정됩니다. 일반적으로 특정 패션이 지배적입니다. 이 모든 것은 연소실에서 발생하는 진동 과정에 대한 수학적 설명을 크게 복잡하게 만듭니다.

일반적으로 챔버의 압력 변동 조건에서 고체 연료의 연소 속도가 증가합니다. 이는 설계 모드에 비해 압력과 추력이 증가하고 충전 연소 시간이 감소합니다. 또한 추력은 진동 성분을 받아 로켓 본체로 전달되는데, 이는 제어 시스템 등을 포함한 장비 고장의 원인이 됩니다. 압력이 크게 증가하면 엔진(또는 충전물) )이 파괴될 수 있습니다. 엔진이 안정적이면 결과 진동은 허용 가능한 진폭을 가지거나 방해하는 힘의 에너지에 대한 에너지 소산의 우세로 인해 단순히 사라집니다.

2. 현재 가장 일반적인 방법은 고체 추진제 로켓 모터 챔버의 주기적인 진동을 주파수에 따라 분리하는 것입니다. 가장 밝은 부분 낮은 빈도그리고 고주파연소실의 진동.

저주파 불안정성은 최소 고유 음향 주파수보다 낮은 주파수를 갖는 연소실의 자체 진동에 의해 결정됩니다. 이러한 저주파의 범위는 100Hz 이하의 주파수를 갖는 진동으로 제한됩니다. 저주파 진동의 경우 연소실의 압력은 볼륨의 모든 지점에서 동일하게 변경됩니다. 즉, 이 볼륨은 전체적으로 나타납니다. 이 유형의 불안정 영역을 주로 결정하는 특성은 챔버의 길이가 감소한 것입니다.

연소실의 부피는 어디에 있습니까? - 노즐의 임계(최소) 단면 영역, 이러한 유형의 불안정성을 종종 불안정성(특히 외국 문헌에서)이라고 합니다. - 불안정성은 소형 고체 추진 로켓 모터에서 가장 자주 발생합니다. } 그리고 상대적으로 낮은 압력에서.

고주파수 불안정성은 연소실의 고유 음향 주파수 중 하나에 가까운 주파수를 갖는 연소실의 자체 진동에 의해 결정됩니다.

고주파수 불안정 동안, 음파는 연소실에서 전파되며 연소 표면에서 음향 에너지가 유입되어 연소 표면에서 반사될 때 증폭됩니다(그림 4). 일반적으로 음향 불안정 시 압력 변동은 매우 작은 진폭 값에서 큰 진폭 값으로 점차 증가합니다(그림 3 참조). 이러한 진동을 다른.

그림 4. 연소 영역과 음파 사이의 상호 작용 방식

페이딩음향 진동은 진폭이 점차 감소합니다. 을 위한 주기적(또는 규칙적인) 진동은 일정한 진폭과 주파수를 특징으로 합니다.

연소실의 주기적인 음향 진동은 다음과 같습니다. 세로 방향그리고 횡축.

세로 방향- 이는 카메라 축을 따른 고주파 진동입니다(그림 5 참조). ㅏ).

횡축연소실의 진동은 연소실 축에 수직인 평면에서 발생하는 고주파 진동입니다. 진동 운동의 방향에 따라 이러한 진동은 다음과 같이 나뉩니다. 접하는, 방사형그리고 혼합된가로 진동 (그림 5b, c 참조).

그림 5. 세 가지 종류의 음파:

a - 가장 낮은 주파수의 종방향 진동(여기서 a는 볼륨의 평균 음속) b - 접선 횡단 ( ); in - 방사형 가로( ).

가장 간단한 형태로 진동 시스템은 다음 파동 방정식으로 설명할 수 있습니다.

(2)

작은 압력 교란은 어디에 있습니까? ㅏ- 음속; τ - 시간.

연소실의 절대적으로 단단한 벽에 대한 원통형 좌표계에서 이 방정식의 일반적인 해는 다음과 같은 형식을 갖습니다.

어디 케이, 엠, 엔- 정수; 나는- 제1차 차수의 베셀 함수 티; -케이방정식의 근; 임의의 상수입니다. 는 임의의 위상각입니다. - 원형 주파수; 디- 챔버 직경; φ 그리고 아르 자형- 원통형 좌표.

이 경우 일반적으로 챔버 내 연소 생성물의 고유 음향 진동 주파수를 결정하는 공식은 다음과 같은 형식을 갖습니다.

(4)

회원 m = 0;N ≠ 0 ; 케이 = 0 주파수가 있는 세로 모드에 해당

회원 m = 0;N = 0 ; 케이≠ 0 첫 번째 방사형 진동 모드의 주파수를 갖는 방사형 모드에 해당합니다 ( 케이 =1):

회원 케이 = 0 , N = 0 , 중 ≠ 0 - 첫 번째 접선 진동 모드의 주파수를 갖는 접선 모드( 중 =1):

연소실에서도 세로-횡 진동이 관찰될 수 있습니다.

길이 대 직경 비율(L/D> >10)이 큰 엔진에서는 특정 임계값을 초과하는 교란이 있는 경우 연소실에서 자체 유지 세로 진동이 발생할 수 있습니다(고주파 가로 진동이 자발적으로 발생함). , 자체 진동의 부드러운 여기가 있는 경우 매우 작은 진폭부터 시작합니다. 종방향 음향 모드는 100~1000Hz의 주파수 범위를 차지합니다.

진폭이 발달된 음향 진동은 비선형 방정식을 사용한 연구가 필요합니다. 그래서 그들은 호출됩니다 비선형, 달리 선의선형 미분 방정식을 사용하여 분석되는 작은 진폭의 진동.

고체 추진 로켓 엔진의 작업 공정 불안정성의 한계 사례는 연소가 폭발로 변하는 강한 충격파의 발생으로 인해 연소 생성물의 모든 매개변수 값이 급격히 증가하는 것입니다.

이러한 모든 유형의 불안정성은 동적 불안정성에 속합니다. 왜냐하면 정적 불안정성과 달리 비정상 연소 과정에 의해 결정되기 때문입니다. 예리한 감도로 인해 안정적인 연소가 중단되고 연소실의 압력이 무제한으로 증가하는 경우가 발생합니다. 압력 변화에 따른 고정 연소율. 이 유형의 불안정성은 다음과 같은 경우에 발생합니다. V>엘. 따라서 실제로는 다음과 같은 연료를 사용합니다. V

3. 고체 추진 로켓 모터의 진동 메커니즘에 대한 일반 정보입니다. 실제 조건에서 불안정한 고체 추진제 로켓 모터 모드는 지속적으로 변화하는 다양한 주파수의 복잡한 혼합 진동을 유발합니다. 예를 들어, 포세이돈 로켓의 두 번째 단계 엔진에서는 처음 10초 동안 9개의 서로 다른 주파수의 고조파 진동이 관찰되었습니다. 처음 2초 동안 미니트맨 II 로켓의 고체 추진 로켓 모터에서 300Hz 주파수의 진동이 나타났으며, 이는 10~15초 동안 ~500Hz 주파수의 진동으로 바뀌었습니다. Minuteman III 로켓의 고체 추진 로켓 모터에서는 발사 직후(0.1...0.2초 후) ~850Hz 주파수의 진동이 4초 동안 나타난 다음 Ω = 330Hz(지속 ~ 12초)로 나타났습니다. . 이러한 모든 변동은 상당히 심각했으며 사고로 이어지지 않으면 온보드 전자 장비 손상에 대한 실제 전제 조건을 만들었습니다. 고체 추진 로켓 엔진 챔버의 불안정한 작동 과정에 대한 알려진 수학적 모델은 아직 실제 과정을 충분히 설명할 수 없습니다. 따라서 특히 주어진 파동 방정식 (2)는 이동 속도가 낮고 가스 진동의 진폭이 작은 균질한 가스 혼합물로 채워진 이상적인 원통형 공동에 대해 작성되었습니다. 이 방정식은 충전 소진으로 인한 캐비티 부피의 변동성, 부피에 따른 연소 생성물 구성의 변동성, 챔버 벽 및 충전의 진동 가능성, 고체 연소 영역의 공정 불균일성을 고려하지 않습니다. 로켓 연료 등 결과적으로 챔버에서 진동이 발생하고 유지되는 이유를 설명할 수 없습니다.

고체 추진 로켓 모터는 연소 생성물로 채워진 챔버의 일부, 에너지원 및 진동 시스템에 에너지를 공급하는 메커니즘*(또는 일련의 메커니즘)을 포함하는 자체 진동 시스템입니다. 고체 추진 로켓 모터의 불안정성을 연구할 때 설명이 필요한 가장 중요한 문제는 진동의 여기(또는 억제) 메커니즘을 식별하고 진동 발생에 대한 경계** 또는 임계값, 진폭 및 주파수를 결정하는 것입니다.

초기 연구에서는 저주파 불안정성의 메커니즘은 챔버에서 나오는 가스의 압력 및 흐름의 교란과 관련하여 (표면의 온도 구배로 인한) 연소 속도 변화의 지연에 의해 결정된다고 믿어졌습니다. .

현재 비음향 저주파 발진의 여기 메커니즘은 음향적 관점에서 설명될 수 있다고 믿어지고 있습니다. 따라서 일반적인 경우 고체 추진 로켓 엔진이 불안정한 이유는 연소실 공동과 연소 연료 표면의 상호 작용에서 찾아야합니다 (그림 4 참조).

연소율은 압력이 증가함에 따라 증가하므로 연소 표면 근처의 작은 압력 변동으로 연소율의 국지적 증가가 발생하여(연소 영역으로의 열 흐름 증가로 인해) 새로운 압력 증가에 기여합니다. 후자는 연소율 등을 다시 증가시킵니다. 그 결과 진동의 진폭이 증가하여 불안정성을 초래합니다. 이 요소 외에도 진동 모드의 원인은 충전 표면으로 이동하는 맥동 열 흐름이 존재하기 때문입니다. 이러한 열 흐름의 맥동은 고체 연료 내부에 감쇠된 온도 파동의 존재를 결정하며, 그 결과 이 파동의 최고점에서 (지수 아레니우스 법칙에 따른) 연료 분해 속도가 정상 연소 속도를 초과하여 우울증에서 속도를 늦추는 것보다 더 큰 범위. 이러한 맥동 열 흐름의 전반적인 효과는 분해 속도의 증가로 이어집니다. 그러므로, 연료가 온도 파동을 향상시키는 발열 반응을 특징으로 한다면, 그러한 연료는 고주파수 변동에 더 민감합니다. 분명히 흡열 연료 반응의 경우 온도 파동은 자체 감쇠됩니다. 이러한 모든 현상은 고체 추진 로켓 엔진의 진동 모드에 대한 다양한 이론적 모델에서 고려됩니다. 그러나 고체 추진 로켓 모터의 불안정한 작동 모드 발생에 대한 질적 그림은 진동이 나타나는 이유를 설명할 수 없는 경우가 많습니다.

* 이 경우 메커니즘은 인과관계로 결합된 물리적, 화학적 과정을 의미하기도 합니다.

** 연소실 작업 과정의 안정성 경계는 안정성 영역과 불안정 영역을 구분하는 작동 매개변수 값 집합입니다.

고체 모터 모터의 고주파수 불안정성

1. 이론적 관점에서 고체 추진 로켓 엔진의 고주파 불안정 문제를 해결하는 것은 챔버의 음향 내부 특성을 고려하여(당연히 해당 경계 조건을 사용하여) 음파 방정식을 해결하는 것으로 귀결됩니다. 축적된 실험 자료를 통해 이 체제에 특정한 다음 기능을 식별할 수 있었습니다.

a) 고체 추진 로켓 모터의 챔버에 진폭이 큰 음향 진동이 나타나며 때로는 평균 작동 압력에 도달합니다.

b) 그러한 진동은 일반적으로 산발적으로 나타나며, 엔진 작동 중에 하나 또는 여러 진동 모드가 사라지기 위해 여기될 수 있으며, 일정 시간 동안 안정된 작동 후에 새로운 모드 조합으로 다시 나타날 수 있습니다. 포함하지 않음
이전 것 등을 포함하십시오.

c) 불안정 모드의 주파수-시간 스펙트럼을 재현하려면 동일한 연료 구성, 외부 조건 등을 유지하면서 세심한 정확도로 테스트 조건을 반복해야 합니다.

d) 종종 큰 진폭 진동은 평균 연료 연소율의 증가를 동반합니다.

2. 고체 추진 로켓 모터의 고주파수 불안정성과 같은 복잡한 현상을 이론적으로 설명하려면 챔버를 가장 쉽게 여기될 수 있는 공진 주파수가 많은 음향 공진기로 간주해야 합니다. 작은 소란이 하나 이상의 사람을 흥분시키나요?
공진기로서 챔버의 특징적인 모드는 음향 에너지의 도착과 손실 사이의 관계에 따라 달라집니다. 고체 추진제 로켓 엔진 챔버의 음향 증폭 및 에너지 손실 메커니즘에 대한 도식적 표현이 그림 6에 나와 있습니다. 엔진 모델에는 벽이 상당히 두꺼운 챔버 설계가 포함되어 있습니다. 이 원통형 껍질의 한쪽 끝에는 노즐이 있고, 내부에는 고체 연료와 고온 및 고압의 기체 연소 생성물이라는 두 가지 물질이 있습니다. 이들 사이의 경계는 연소 표면에 의해 결정되며 기하학적으로 가장 불확실할 수 있습니다. 온도 구배가 크고 에너지 속도가 높으며 물질 전달 과정이 복잡하고 화학 반응이 수반될 수 있습니다. 연소 생성물의 흐름은 또한 매우 복잡합니다. 이는 연소 생성물의 연소 표면에 수직인 작은 유출 속도에서 임계 단면의 음파 속도로 전환되는 것이 특징입니다.

그림 6. 엔진 안정성에 영향을 미치는 요소

엔진 안정성에 영향을 미치는 요소는 다음과 같습니다. A - 가스 압력 및 속도와 관련된 연소 표면; B - 열복사; C - 연료의 점탄성 손실; 흐름 내 입자의 감쇠 효과, 기타 점열 감쇠, 이완 감쇠, 잔류 화학 반응을 포함한 연소실의 D 효과 E - 벽, 외부 영향 등에 대한 점열 손실의 영향을 결정하는 엔진 하우징; F - 노즐 감쇠 효과. 연소 표면은 음향 에너지의 원천이며 다른 모든 요소는 손실입니다. 음향 손실이 음향 이득을 초과할 때까지 불안정성이 가능하므로 음향 손실을 결정하는 것이 결코 중요하지 않습니다.

연소 표면의 특정 음향 전도도 또는 연료의 전달 함수로 정량적으로 설명할 수 있는 연소 영역의 음향 특성을 아는 것이 중요합니다. 고체연료의 특성은 두 가지 탄성계수에 의해 음향학적 관점에서 결정되는데, 그 실수부는 전단과 팽창으로 인한 교란의 전파속도와 관련되고, 허수부는 이들로 인한 에너지 손실을 나타낸다. 방해. 연소영역은 센티미터나 긴 음향파장에 비해 그 두께가 현저히 얇아 표면에 속한다고 볼 수 있다. 이를 통해 챔버의 연소 표면과 기타 경계면이 음향 전도도에 의해 특성화될 수 있으며, 실제 부분은 음향 진동의 증폭 또는 감쇠를 설명합니다.

3. 고주파수 불안정성 문제를 이론적으로 고려하려면 위의 효과를 고려하여 물리적, 화학적 프로세스를 설명하는 방정식을 풀어야 합니다. 이러한 과정은 음향 진동 장에 추가 에너지를 공급할 수 있는 복잡한 경계로 분리된 고체 및 기체 매체를 포함하는 공간에서 발생합니다. 이 경우 주요 쟁점은 주의를 집중할 프로세스 형태를 선택하는 것입니다. 모델의 수학적 설명에서 모델이 충분히 현실적이고 명확한 해석이 가능하며 수학적으로 처리될 수 있도록 가정 및 단순화를 선택하는 것입니다.

이 길에는 두 가지 방향이 있습니다. 하나는 안정성 경계의 작은 진폭 진동에 대한 연구와 관련이 있으며 문제 해결은 작은 교란 분석을 사용하여 수행됩니다. 선의미분 방정식. 선형 이론의 주요 질문은 로켓 엔진에서 항상 발생하는 무작위의 작은 압력 교란의 진폭이 증가할지 여부입니다. 작은 교란이 있을 때의 안정성은 필요하지만 일반적으로 안정성을 위한 충분조건은 아닙니다. 이러한 이유로 두 번째 방향에서는 진폭이 발달한 진동도 연구합니다. 비선형미분 방정식.

고체 추진제 로켓 엔진 (고체 추진제 로켓 엔진)

고체 로켓 모터는 고체 로켓 연료로 작동하는 로켓 엔진입니다. 고체 추진 로켓 모터는 다양한 등급의 미사일과 로켓의 발사 및 추진 엔진으로 널리 사용됩니다. 항공 및 우주 기술에서는 항공기 이륙 가속기로 사용되며 우주 로켓의 사용된 단계를 분리 및 제거하고 화물을 떨어뜨릴 때 연착륙을 보장하며 항공기 승무원을 위한 비상 구조 시스템 등에서 사용됩니다.

고체 추진 로켓 엔진의 공통 요소는 하우징 1(연소실), 고체 로켓 연료 충전물 2, 노즐 블록 3, 점화기 4, 전기 점화기 5 및 열 보호 장치입니다. 연료 충전물은 하나 또는 여러 개의 블록 형태로 연소실에 느슨하게 삽입되거나 반액체 상태로 연소실에 연료를 붓고 응고하여 벽에 고정됩니다. 고체 추진 로켓 엔진의 작동 시간에 따른 연소 표면의 변화는 엔진 추력 변화의 성격을 결정합니다(추력은 일정하고, 증가하고, 감소하고, 단계적으로 변경됩니다). 채널 슬롯, 별 모양, 끝 및 기타 요금이 사용됩니다. 연소 과정에서 제외되어야 하는 표면 영역은 고무 직물 재료로 만들어진 코팅으로 보호됩니다. 고강도 강철, 알루미늄 및 티타늄 합금, 복합 재료는 고체 추진제 로켓 모터 하우징을 제조하는 데 사용됩니다. 점화 장치는 일반적으로 하우징의 전면 바닥에 위치하며 압력을 생성하고 연료 충전을 점화하는 역할을 합니다. 노즐 블록은 연료 연소 생성물의 열 에너지를 가스 제트의 운동 에너지로 변환합니다. 고체추진 로켓엔진에서 가장 열응력을 많이 받는 요소로 노즐목을 형성하는 노즐블럭인서트는 내화재료(흑연, 텅스텐, 몰리브덴)나 내식성 프레스재료로 제작된다. 고체 추진제 로켓 모터 하우징의 내부 벽과 노즐 벨, 유리, 탄소 및 유기 플라스틱의 열 보호를 위해 석면 및 페놀 수지를 기반으로 한 프레스 재료가 사용됩니다.

열 보호의 주요 요구 사항은 낮은 열 전도성과 고온 가스 흐름에 노출되었을 때 파괴되는 속도가 낮다는 것입니다.

고체 추진 로켓 모터에는 추력 벡터를 제어하는 데 사용되는 추가 장치가 있을 수 있습니다. 노즐의 임계 부분을 조정하거나 역추력 노즐을 열어 추력을 변경합니다. 연료 충전물의 연소 중단(예: 궤적의 활성 섹션 끝에서 주어진 속도를 보장하기 위해)은 특수 장치를 열어 연소실의 압력을 급격히 방출함으로써 달성됩니다. 창문이나 냉각수 주입. 추력 벡터의 방향은 유출되는 가스 흐름에 배치된 가스 방향타, 회전 노즐, 비대칭 액체 주입 또는 노즐의 초음속 부분에 가스 주입 등을 사용하여 변경됩니다. 추력의 상대적으로 낮은 특정 추력(2.5-3km)에도 불구하고 /s) 고체 추진제 로켓 엔진에는 생물체, 장점이 있습니다. 높은 추력을 얻을 수 있는 능력(최대 12 MN 이상); 높은 수준의 발사 준비, 장기 보관 가능성; 디자인의 단순성과 컴팩트함; 높은 신뢰성과 작동 용이성.

고체 연료 로켓 엔진은 충전 축을 가로질러 위치한 연료 층으로 구성되며 물질 층의 교대 폭발을 보장하는 개시 시스템을 갖추고 있습니다. 폭발 용량이 높은 연료 층은 연료 폭발의 임계 두께보다 훨씬 큰 두께를 가지며 폭발 용량이 낮은 물질의 다른 연료 층과 산재되어 있으며 그 두께는 그 두께보다 훨씬 작습니다. 임계 폭발 두께, 그러나 높은 폭발 능력을 가진 후속 층의 높은 폭발 용량 능력으로 이전 층으로부터 폭발의 전달을 방지하기에 충분합니다. 폭발 능력이 높은 연료층과 폭발 능력이 낮은 연료층이 서로 결합되어 있습니다. 개시 시스템은 주어진 일정 또는 가변 주파수로 물질 층의 교대 폭발을 보장합니다. 본 발명을 통해 높은 추력 추력과 넓은 범위에 걸쳐 추력을 변화시킬 수 있는 능력을 갖춘 로켓 엔진을 만드는 것이 가능해졌습니다. 1 병.

고체 추진제 로켓 엔진(고체 추진제 로켓 모터)은 액체 추진제 엔진에 비해 한 가지 중요한 장점을 가지고 있습니다. 고체 추진제 엔진은 설계가 매우 간단합니다. 하우징은 고체 연료로 채워져 있고 하우징에는 노즐이 있는 구멍이 있습니다. 연료 연소는 압력을 받는 하우징에서 발생합니다. 연료의 안정적인 연소를 보장하는 압력입니다. 더 높은 칼로리(에너지) 연료로 전환하는 경우 안정적인 연소를 위해 일반적으로 훨씬 더 큰 압력이 필요합니다. 이 모든 것이 선체를 더 내구성 있게 만들어 더 무겁게 만들어야 하며, 이는 고칼로리 연료로의 전환 효율성을 부분적으로 감소시킵니다.

고체연료 로켓엔진은 잘 알려져 있으며, 목적에 따라 다양한 설계로 널리 사용되고 있다. 이러한 엔진의 모든 버전에는 노즐 블록이 있는 연소실과 연소실에 고체 연료를 충전하는 것이 필요합니다. 충전물을 연소함으로써 생성된 가스에 축적된 위치 에너지가 방출되어 고온으로 가열됩니다. 가스의 연소 충전물로부터의 가스 유입과 흐르는 교차를 통한 가스 유출의 비율에 따라- 노즐 블록의 섹션에 따라 연소실의 반밀폐된 부피에 특정 압력이 설정됩니다. 압력의 영향으로 가스가 노즐을 통해 흘러 고속으로 가속되어 일정량의 움직임을 얻습니다. 따라서 로켓은 동일한 양의 움직임을 얻습니다. 잠재적인 화학 에너지는 엔진에서 부분적으로만 유용한 기계적 운동 에너지로 변환되며 부분적으로는 냉각되지 않은 가스에 의해 운반되는 열의 형태로 손실됩니다.

고체 추진제 모터 다이어그램

1 - 고체 로켓 연료 충전, 2 - 챔버 본체, 3 - 오목한 노즐, 4 - 점화기

고체 추진 로켓 모터의 주요 구성 요소 설계:

리모콘(가스 발생기)의 작동 과정에서 나열된 구성 요소의 역할을 살펴보겠습니다.

위에서 언급한 바와 같이, 고려 중인 시스템의 에너지원과 가스 연소 생성물은 연료 충전량이며, 점화(플래시) 온도라고 하는 특정 온도로 가열되면 화학 반응이 가스 연소의 방출로 시작됩니다. 열이 많이 나는 제품.

충전물이 삽입된 고체 추진 로켓 모터:

1 - 고체 추진제 로켓 모터 하우징의 원통형 쉘; 2 . - 전면 바닥;., 3 - 노즐 바닥; 4 - 전하 고정 장치; 5 - 연료비; 6 - 점화 시스템; 7 - 노즐; 8 - 노즐 플러그; 9 - 열 보호 코팅 및/또는 보호 고정 층

두 바닥과 함께 PS 하우징은 연료 연소가 발생하는 부피를 제한하여 주어진 수준의 구현된 탄도 내 매개변수를 보장하고 지지 구조 역할을 합니다.

연소 생성물의 유출은 초음속 노즐을 통해 수행되며, 그 역할은 고체 추진제 로켓 엔진 챔버에서 방출된 열 에너지를 챔버 밖으로 흐르는 생성물의 운동 에너지로 변환하는 효율을 높이는 것입니다. 노즐의 모양은 연소 생성물의 초음속 가속을 보장하여 추진 시스템의 추력을 높이는 데 도움이 됩니다. 현재 노즐 블록 자체가 없는 소형 고체 연료 추진 시스템이 있다는 점에 유의해야 합니다. 설계 추력의 증가는 노즐 블록의 프로파일에 가깝게 선택된 출구 섹션 부근의 연료 충전 채널의 프로파일을 변경함으로써 달성됩니다. 많은 경우에 이러한 고체 추진 로켓 모터는 에너지 성능에 대한 기술 사양 요구 사항을 충족하는 동시에 가능한 한 단순하게 유지합니다.

고체 추진제 로켓 엔진실의 연소 생성물 온도는 매우 높고 3500...3700 K 수준에 도달할 수 있으며 열 흐름 값은 10 6 ...10 7 W/m 2 이므로, 엔진의 설계 요소가 과열되지 않도록 보호하고 작업 기간 동안 파손되지 않도록 보호할 필요가 있습니다. 이 기능은 전면 하단부터 시작하여 초음속 노즐의 출구 부분까지 본체 구성 요소의 내부 표면에 적용할 수 있는 열 보호 코팅을 통해 제공됩니다.

화학 반응이 시작되는 온도까지 연료 충전물 표면의 가열은 점화 시스템에 의해 보장됩니다. 실제로 가장 간단하고 가장 자주 사용되는 방법은 작동 기간 동안 내구성을 유지하거나 파괴될 수 있는 하우징에 수용된 흑색 화약 또는 불꽃 구성 요소를 사용하여 점화 시스템을 구현하는 것입니다. 히치는 전기 점화기를 사용하여 점화됩니다.

삽입된 장약의 고정은 예를 들어 고체 추진제 로켓 엔진의 쉘과 전면 및 노즐 바닥의 연결부 근처에 위치한 다이어프램에 의해 제공됩니다. 강하게 고정된 구조에서는 차체와 연료 재료의 열팽창 계수에 큰 차이가 있는 경우 차체와 연료 사이의 중간층(소위 보호 고정 층)을 사용해야 합니다.

추력의 크기와 방향을 조절하기 위해 로켓 엔진에는 조종 요소, 노즐 경로의 기하학적 변화를 제공하는 장치 등이 포함될 수 있습니다.

고체 추진제 로켓 엔진의 보관 기간과 엔진 작동의 특정 지점까지 추진 시스템 챔버 내 연소 생성물의 특정 압력에서 붕괴되는 멤브레인으로 내부 부피를 막아야 합니다. 멤브레인의 존재는 챔버의 내부 표면을 보호하고 대기 영향, 기계적 오염으로부터 전하를 보호해야 하며 경우에 따라 발사 전 상태에서 챔버의 내부 부피에 가스를 유지해야 하기 때문입니다. 특정 부스트 압력.

고체 연료 추진 시스템(가스 발생기)은 다음과 같은 매개변수 세트로 특성화될 수 있습니다.

연료 질량 W T ;

전체 고체 추진 로켓 엔진의 질량 m c.d. 그리고 각 노드의 질량 m i ;

엔진 구조의 상대적 중량 b c.d. , 고체 추진제 로켓 질량에 대한 언로드 질량의 비율 x cm로 정의됩니다. ;

노드에 대해 개별적으로 그리고 일반적으로 전체 고체 추진 로켓 엔진 설계에 대한 질량 중심의 위치;

챔버 내부 부피를 연료로 채우는 밀도(계수) ew 는 챔버의 내부 부피에 대한 연료 충전량의 비율로 정의됩니다(전면 바닥에서 임계 단면의 평면까지).

추진 시스템의 추력 및/또는 질량 2차 유량(P, 티);

추진 시스템의 작동 시간 f p ;

총 I 및 특정 충격 I Y 고체 추진 로켓 모터;

전체 치수 - 길이 엘,전체 엔진 직경 D 그리고 노드별로.

나열된 매개변수 세트는 완전한 것이 아니며 허용되는 유일한 매개변수도 아닙니다. 예를 들어 bk.d 매개변수 대신 다음을 사용할 수 있습니다.

상대 연료 공급;

d 등의 엔진 품질 계수

다음 세 가지 매개변수를 연결할 수 있습니다.

로켓 엔진 비행기

추진 시스템의 알려진 적용 범위와 함께 나열된 매개변수 세트를 통해 고체 추진 로켓 엔진의 효율성, 구성 요소 개발의 장점 또는 단점을 판단할 수 있습니다. 이러한 의미에서 가장 대표적인 매개변수는 b c입니다. 이자형 승 . 현재까지 MX급 대륙간 탄도 미사일(bc. d ~ 0.05...0.08; e w « 0.92...0.95)을 개발하는 동안 이러한 수량 중 가장 좋은 값이 얻어졌습니다.

특히 이 연구는 고체 연료 로켓 시스템의 챔버에서 발생하는 작업 과정을 설명하는 데 중점을 두고 있습니다. 챔버 내부 프로세스를 사전에 이해하기에 충분한 양의 고체 추진제 로켓 모터가 작동하는 동안 순차적으로 구현되는 일련의 기본 프로세스에 대해 살펴보겠습니다. 명확성을 위해 그림 1에 제시된 다이어그램을 고려해 보겠습니다. 1.

: 고체 추진제 로켓 엔진실의 작업 과정은 스퀴브 카트리지의 전기 점화기에 전압을 공급하는 것으로 시작됩니다. 가연성 스퀴브 카트리지의 화염의 힘은 흑색 화약 또는 흑색 화약과 불꽃 성분의 혼합물로 구성된 점화 조성물의 점화를 보장합니다. 점화 조성물의 연소는 연소실의 압력 수준보다 큰 압력으로 내구성이 있는 하우징의 폐쇄된 공간에서 가장 자주 발생합니다. 점화 조성물의 연소 생성물은 초기에 미리 프로파일링되고 막힐 수 있는 점화기 본체의 구멍을 통해 챔버로 들어갑니다. 고체 추진 로켓 엔진의 전면 볼륨으로 질량이 유입되면 압력이 증가하고 노즐 볼륨으로 이동하는 압축파가 형성됩니다. 파동 앞의 가스 매개변수와 관련된 압축파의 전파 속도는 아음속 또는 초음속일 수 있습니다. 파동에 따라 점화 성분의 고온 연소 생성물이 엔진 챔버의 자유 부피로 퍼져 대류, 복사 및 전도성 열 전달로 인해 연료 충전물의 표면을 가열합니다.

압축파가 플러그가 배치된 평면에 도달한 후 두 가지 방식에 따라 챔버 내 프로세스가 전개될 수 있습니다.

플러그가 붕괴될 때 다양한 시간에 챔버 길이에 따른 압력장의 분포:

1, 2, 3 - 전면 바닥에서 노즐까지 압축파의 이동(플러그는 파괴되지 않음) 4, 5 - 플러그 파괴 후 프로세스 개발

비파괴 플러그를 사용하여 다양한 시간에 챔버 길이에 따른 압력장 분포:

1, 2, 3 - 전면 바닥에서 노즐까지 압축파의 이동; 4 - 압축파가 플러그 평면에 도달합니다. 5, 6 - 플러그의 압축파 반영 후 프로세스 개발

작동 중 고체 추진제 로켓 모터 챔버의 압력 측정:

로- 엔진실의 초기 압력; 아르 자형 ZG - 노즐 플러그 파괴 압력; Pst - 챔버 내 연소 생성물의 작동 압력 수준; 에 대한- 프로세스 시작 1 - 플러그가 파손되는 순간 2 - 연료 점화 순간; 3 - 연료 표면을 따른 화염 전파에 해당하는 시간; 4 - 엔진이 작동 모드에 도달하는 데 걸리는 시간; 5 - 엔진 작동의 준정지 기간이 종료됩니다. 6 - 엔진 작동 종료.

플러그가 파괴되고 챔버의 압력 수준이 대략 균등화되고 연료 충전 표면이 연소에 연결되기 시작할 때까지 거의 일정하게 유지됩니다. 이 계획에 따른 프로세스의 개발은 그림 1에 나와 있습니다. 2;

플러그 파괴는 높은 압력 값을 위해 설계되었습니다.

이 사실은 엔진의 오른쪽 경계에서 압축파가 반사되어 반대 방향으로 전파되는 결과를 낳습니다. 챔버의 자유 부피에서 연소 생성물의 이동 속도가 감소함에 따라 연료 충전의 가열 과정 강도가 감소하여 고체 추진제 로켓 엔진이 준준위에 도달하는 기간이 증가합니다. -정지 작동 모드. 이 계획에 따른 프로세스의 개발은 그림 1에 나와 있습니다. 삼.

연료 충전물의 점화는 미크론 단위로 측정된 두께를 갖는 연료 충전물의 표면층에서 연료의 안정적인 연소를 보장하는 특정 임계 조건에 해당하는 온도 및 온도 구배에 도달하는 시점에 발생합니다. 점화 조건과 고체 추진 로켓 엔진의 기하학적 구조에 따라 연료 충전물 표면에 화염이 확산되는 현상은 1~300m/s의 속도에서 발생할 수 있습니다.

전체 작동 기간 동안 리모콘 전면 볼륨의 압력 변화가 그림 1에 나와 있습니다. 4.

주요 작동 충격은 곡선 구간의 추진 시스템에 의해 제공됩니다. 4 -5. 고체 추진 로켓 엔진의 정지는 연료 충전물이 소진된 후 또는 강제로 추력 차단 장치를 사용하여 발생합니다.

현재까지 고체 추진제 로켓 모터는 눈에 띄게 완벽해졌으며 실제로 널리 사용되었습니다.

고체 추진 로켓 모터의 질량은 현재 수 그램 또는 수백 톤에 달할 수 있습니다.

고체 추진 로켓 엔진은 현재 파이프라인을 통한 가스 및 석유 운송 시스템의 비상 정지를 위한 작동 장치로 사용될 수 있습니다. 동시에, 고체 추진 로켓 엔진을 사용하여 대규모 탑재물을 우주 공간으로 발사할 수 있습니다.

고체 로켓 연료의 특정 충격량은 액체 연료의 특정 충격량에 매우 가까워졌으며 3000…..3500m/s의 값에 도달했습니다.

최고의 현대 고체 추진 로켓 엔진의 질량 완전 계수는 0.05...0.10에 도달하고, 챔버 내부 부피의 충전 계수는 0.90...0.95에 가깝습니다.

고체 추진 로켓 엔진의 추가 개선은 연료 구성의 에너지 특성을 개선하고 사용된 구조 재료의 비강도를 높이는 것으로 계속 구성될 것입니다. 특히 연료 구성 요소를 별도로 배치한 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 것이 유망한 방향이라는 점을 알 수 있습니다. 시급한 과제는 고체추진 로켓 모터의 재사용 가능한 포함 가능성과 함께 깊은 추력 제어 기능을 갖춘 추진 시스템 영역으로 고체 추진 로켓 모터의 사용 범위를 확장하는 것입니다.

고체 연료 기술의 개발은 앞으로도 계속될 것인데, 이는 액체 로켓 엔진(LPRE)을 탑재한 로켓에 비해 고체 추진제 엔진을 탑재한 로켓의 여러 가지 긍정적인 특성 때문입니다. 아래에서는 고체 추진 로켓 모터의 장단점에 대해 설명합니다. 이는 한편으로는 광범위한 사용을 결정하고 다른 한편으로는 특정 기술 대상에서의 사용을 제한합니다.

고체 추진 로켓 엔진의 장점과 단점:

군사 장비에 고체 추진제 로켓 모터가 널리 사용되기 시작한 것은 액체 연료 추진 시스템을 사용하는 것보다 다소 일찍 시작되었습니다. 그리고 현재 고체 추진 로켓 엔진은 군사 기술에서 지배적인 위치를 차지하고 있으며, 우주 기술에서는 고체 추진 로켓 엔진이 액체 추진 로켓 엔진과 성공적으로 경쟁하고 있습니다. 이러한 추세는 고체 연료 연소 엔진에 내재된 여러 가지 요인에 기인하며, 그 주요 요인은 아래에 설명되어 있습니다.

물론, 고체 추진 로켓 엔진의 주요 장점 중 하나는 장치의 상대적 단순성을 고려해야 합니다. 실제로 최초의 고체 추진 로켓 엔진은 중세 시대의 기술 수준에서도 쉽게 구현될 수 있는 원시적인 설계를 가지고 있었습니다. 액체 추진제 엔진과의 비교를 통해 고체 추진제 로켓 엔진 설계의 다음과 같은 장점을 확인할 수 있습니다.

챔버 외부에 연료 구성 요소를 저장하는 것과 관련된 장치(연료 탱크)가 없습니다.

연료 구성 요소를 탱크에서 연소실로 운반하는 장치(파이프라인, 공압 및 유압 밸브)가 없습니다.

챔버에 강제 연료 공급을 위한 요소가 없습니다(변위 시스템 요소, 터보 펌프 장치, 인젝터 등).

이동 유닛의 수가 적습니다(그리고 일부 디자인에서는 심지어 존재하지도 않습니다).

고체 추진제 로켓 엔진에 비해 핵연료 추진 시스템의 설계는 훨씬 더 복잡해집니다. 또한, 핵연료를 사용할 때 방사성 방사선으로부터 항공기(유인 항공기 포함) 구조를 보호해야 하는 과제가 발생합니다.

원격 제어 중간 회로(별도 장비 원격 제어, 하이브리드 엔진) 사용과 관련된 모든 시도 역시 엔진 설계의 복잡성을 증가시킵니다. 고체 추진 로켓 엔진 설계의 상대적 단순성은 일부 특수 고체 추진 로켓 엔진 설계를 고려할 때 특히 두드러집니다. 따라서 고체 추진제 엔진을 사용할 때 축을 중심으로 로켓의 회전을 보장하는 것과 관련된 문제는 쉽게 해결됩니다(예를 들어 축을 중심으로 회전하면 궤적을 따라 발사체 비행의 안정성이 향상되고 화재의 정확도가 향상되었습니다). 구조적으로 다단 로켓의 단 분리 방법이 단순화됐다.

고체 추진 로켓 모터 설계의 상대적 단순성으로 인해 고체 추진 로켓 엔진을 사용하는 미사일 및 발사기의 작동과 관련된 문제도 완화됩니다. 실제로 고체 추진 로켓 엔진은 부품 수가 상대적으로 적기 때문에 보관 및 발사 준비 과정에서 엔진 성능을 확인하기 위한 일상적인 유지 관리를 수행하는 데 약간의 노동력이 필요합니다. 미국에서 장거리 탄도 미사일을 갖춘 단지를 운영하기 위한 지상 기반 장비의 비용은 각각 고체 추진 로켓 엔진을 사용할 때 단지 전체 비용의 약 45%와 60%라는 점을 알 수 있습니다. 액체 로켓 엔진을 사용할 때. 흥미로운 점은 1984년 초까지 미국이 6개의 전략공군사령부 편대에서 운용하는 액체 연료 로켓 엔진을 장착한 타이탄-2 미사일 53기와 고체 연료 로켓 엔진을 장착한 미니트맨급 미사일 약 1,000기를 보유했다는 점입니다. 단지 20개 편대만 복무했습니다.

군용 장비의 경우 특히 매력적인 점은 고체 추진 로켓 엔진을 갖춘 무기를 사용할 수 있다는 점입니다. MX급 대륙간 미사일 발사를 위한 발사 전 준비 시간은 이때 미사일과 탄두의 재타겟팅 가능성을 포함해 2~5분을 넘지 않는다는 점만 알아두면 충분하다. 비교를 위해, 액체 추진제 엔진을 탑재한 최초의 로켓 시스템은 발사 전 준비 4~6시간 후에야 발사를 제공했다는 점에 주목합니다. 액체 추진제 엔진을 탑재한 현대식 로켓 발사 준비 시간이 크게 단축되었음에도 불구하고 여전히 상당히 높은 수준으로 남아 있습니다.

고체 추진 로켓 모터의 중요한 품질은 높은 신뢰성입니다. 일부 통계 정보에 따르면 리모콘의 보증 보관 기간이 만료된 후 무고장 작동 확률은 98% 이상입니다. 보증 기간 동안 고체 추진 로켓 모터의 신뢰성은 99% 이상입니다.

액체 연료 연소 엔진에 비해 고체 추진 로켓 모터의 장점이 나타나는 다른 요소 중에서 다음 사항에 유의해야 합니다.

대부분의 경우 동일한 전술적 또는 전략적 문제를 해결할 때 고체 추진제 로켓 엔진을 탑재한 미사일 시스템의 비용은 액체 추진제 엔진을 탑재한 단지의 비용보다 훨씬 저렴합니다.

질량 완전 계수를 포함하여 현대 고체 추진 로켓 엔진의 질량 특성은 액체 추진 로켓 엔진의 유사한 지표를 초과합니다.

그러나 고체 추진 로켓 엔진의 장점만으로는 이러한 추진 시스템을 국가 경제 및 군사 장비와 관련하여 유일하게 수용 가능하고 가장 합리적인 시스템으로 만들기에는 충분하지 않습니다. 모든 기술적 대상과 마찬가지로 고체 추진 로켓 모터에는 다른 등급의 제어실을 동시에 개발해야 하는 특정 단점이 있습니다. 다음과 같은 단점을 주의해야 합니다.

1. 고체 연료 연소 엔진의 비충격 값이 상대적으로 낮습니다. 고체 추진 로켓 모터의 공극 펄스는 00~3500m/s를 초과하지 않습니다. 연료 구성에서 최고의 산화제와 최고의 가연성 물질의 화학적 비 호환성으로 인해 고체 추진 로켓 엔진의 비 충격량을 추가로 증가시키는 것은 어렵습니다. 별도로 충전된 고체 구성 요소가 있는 엔진을 사용하면 특정 충격량을 20% 이하로 증가시킬 수 있습니다. 동시에 액체 로켓 연료를 사용하면 최대 4000~4500m/s의 특정 충격량을 달성할 수 있습니다. 핵연료를 사용하면 훨씬 더 큰 가치를 얻을 수 있습니다.
2. 질량과 크기가 큰 연료 장약을 제조하는 데 기술적 어려움이 있습니다. 이러한 어려움은 충전 결함, 공동, 균열, 보호 고정 층에서 연료 분리 등에 대한 높은 요구 사항으로 인해 발생합니다. 장약의 크기가 증가하고 사용된 연료의 특정 충격량이 증가함에 따라 연료 장약의 생산 및 적재 중 폭발 및 화재 위험이 증가합니다.
3. 특정 운영상의 어려움. 이러한 어려움 중 일부는 연료 충전에 균열이 나타나는 것을 제거하고 엔진실 내 연소 생성물의 추력 및 압력 변화를 줄이기 위해 혼합 연료(경우에 따라 otmPTistite)를 사용하여 온도를 조절하는 고체 추진제 로켓 모터의 필요성에 있습니다. .
4. 특정 설계상의 어려움. 이러한 어려움에는 엔진 크기와 구조 요소의 침식으로 인해 고체 추진 로켓 엔진의 제한된 작동 시간이 포함될 수 있습니다. 현재 제작되고 있는 대형 고체추진 로켓 모터 중 가장 긴 작동시간(-130초)을 재사용 우주왕복선 우주왕복선을 순항고도까지 발사하는데 사용된 부스터 고체추진 로켓 모터에서 달성했다. 이 고체 추진 로켓 엔진의 질량은 586톤입니다.

또 다른 어려움은 재사용 가능한 고체 추진제 로켓 엔진을 개발하는 것이 복잡하다는 것입니다. 현재 사용 가능한 고체 연료 추진 시스템은 규제 깊이가 제한되어 있거나 견인(소비) 특성에 대한 규제 깊이가 허용 가능하더라도 질량 완전 계수 지표가 좋지 않습니다.

그러나 요약하면 고체 추진 로켓 엔진의 장점으로 인해 실제로 널리 도입되었다는 점을 알 수 있습니다.

2.3.1. RDTT 운영 기간

고체 추진 로켓 모터의 작업 프로세스를 고려할 때 세 가지 특징적인 기간이 구분됩니다(그림 2.3).

작동 모드로 엔진 출력 티; 이 모드에는 점화 지연 시간이 포함됩니다.
및 엔진의 자유 부피 충전 및 충전의 점화 시간(시간은 전류 펄스가 스퀴브에 공급되는 순간부터 계산됨)

엔진 작동의 주요 기간, 충전 연소 시간이라고 함 티 3 ; 이 영역은 전체 작업 시간의 대부분(90% 이상)을 차지합니다.

압력 감쇠 시간 티 , 고체추진제 로켓 엔진의 장약의 주요 부분이 연소되거나 추력 차단 장치가 작동한 후에 발생합니다.

엔진의 총 작동 시간은 다음 기간의 합으로 결정됩니다.

엔진이 작동 모드에 도달하는 기간 동안의 프로세스를 계산할 때, 공기 중 재연소, 가열 및 연료의 번쩍임 및 구조 요소의 초기 가열. 주요 기간을 계산하기 위해 가스 흐름 방정식과 고체 연료 충전물의 연소 방정식이 준정적 근사법으로 사용됩니다. 전하 소진의 기하학적 계산이 사전에 수행됩니다.

연소 표면 영역의 변화에 대한 기하학적 계산의 기초 에스(이자형) 및 채널 흐름 영역 에프(이자형)=
불탄 금고의 두께에 따라 이자형연료 연소율의 균일성에 대한 가정이 있습니다 그리고= 드/ dt 전체 충전량에 걸쳐. 이는 충전 연소가 평행(더 정확하게는 등거리) 층에서 발생함을 의미합니다(그림 2.4).

낮은 가스 유속과 낮은 메인 섹션에서 DP/ dt 물질수지 방정식은 다음과 같은 형식으로 충분한 정확도를 만족합니다. 위로 티 에스 =pF /(문단 3.1.1 참조), 이 섹션에서 압력은 방정식 시스템에 의해 결정됩니다(0 이자형 전자 0):

;

언제 에스 에스

우리는
;

;

스테이지의 초기 추력 대 중량비 제한 피 0 =처럼 보인다
, 어디 피, 나그리고 - 각각 초기 추력, 특정 충격량 및 스테이지 질량.

고체 추진 로켓 엔진의 탄도 내 및 견인 특성은 공칭 매개 변수와 충전 및 엔진 매개 변수의 편차로 인해 눈에 띄게 변경됩니다. 상대 압력 또는 유량 변화

어디
- 평균(공식) 값과 연소 속도의 상대적 편차
- 충전 및 엔진 매개변수의 무작위 편차로 인한 평균값의 상대 압력 분산(하위 섹션 3.4 참조) 티 3 - 좁은 범위의 온도 제어 모드에서 충전 온도가 무작위로 변경됩니다.

쌀. 2.3. 고체 추진제 모터의 압력 변화시간.

온도조절이 안되면 티 3은 주어진 적용 조건에서 전체 온도 범위를 고려합니다.

쌀. 2.4. 충전물의 연소 표면 이동:

1 - 갑옷 코팅; 2 - 고체 연료; 3 - 아치의 두께가 다 타버릴 때 타는 표면의 위치 이자형.

변화를 고려하면 엔진의 최대 압력은 다음과 같습니다.

다음 근사치에서는 채널을 따른 압력 및 가스 유속의 변화뿐만 아니라 연료의 물리적, 기계적 특성, 온도 및 변형의 국부적 편차로 인해 연소율의 불균일성이 고려됩니다(참조: 섹션 1.2). 장약 연소 중 압력 감소 구간은 연소 전면이 지붕의 완전한 연소에 해당하는 표면의 특정 지점에 접근할 때 시작됩니다. 이 영역에서는 남은 연료 충전물이 소진되고 연료 연소 및 코팅 분해 생성물이 흘러 나옵니다. 의존성을 평가하려면 에스 (이자형) 압력 강하 구간에서는 전체 충전량에 걸친 연소 속도의 불균일성과 기하학적 특성의 무작위 편차를 고려해야 합니다. 알려진 의존성 있음 에스 (이자형)압력은 고체 추진 로켓 엔진 부피의 가스 양 변화를 고려하여 조정된 이전 방정식 시스템을 사용하여 계산됩니다.

러시아 연방 교육부

사우스 우랄 주립대학교

{ Yu.Yu. 우솔킨}

고체 추진 로켓 모터의 에너지 질량 및 치수 특성 계산.

툴킷.

매뉴얼은 고체 추진 로켓 모터 매개변수의 설계 평가를 위한 단순화된 방법론을 제시합니다. 이를 통해 (로켓 설계의 초기 단계에서) 충분한 신뢰성을 가지고 신속하게 고체 연료 로켓의 에너지 및 전체 질량 특성을 결정할 수 있습니다. 엔진.

이 매뉴얼은 , , 에 명시된 방법론적 조항을 기반으로 작성되었으며 고체 추진 로켓 엔진의 특성을 결정하는 실제 작업과 고체 연료 항공기 설계에 대한 과정 프로젝트를 위한 것입니다.

초기 데이터:

표준 조건(P K / P a = 40/1)에서 연료 구성 및 여권 매개변수

– 특정 추력 충격량 [m/s];

–밀도 [kg/m3];

– 연소 온도 [0 K];

– 가스 상수 [J/kg∙deg];

– 프로세스 표시기(단열);

– 연소 법칙 [mm/s].

2. 엔진의 요구 에너지 특성(로켓의 탄도 설계 결과에서 얻음):

Р П – 진공에서의 엔진 추력 [kN];

– 연소실의 압력 [MPa];

– 노즐 출구의 압력 [MPa].

3. 모터 직경 [m].

4. 전형적인 고체 추진 로켓 모터의 다이어그램이 고려됩니다 (그림 1 참조).

계산 순서.

감소된 표준 추력 충격량이 결정됩니다.

여기서: a – 연료의 Al 함량 비율;

우리는 엔진 작동 중 연소실의 일정한 평균 압력 조건을 받아들입니다. r k ≒ r k av = const.

엔진 작동 시간, 연료 소비 및 사용 가능한 연료 비축량이 결정됩니다.

전하 직경

불타는 금고 두께

여기: d in - 내부 채널의 직경, d로 취함 0.2Dp

여기서 k는 미사용 연료 공급을 고려한 계수로, 충전 형태, 엔진 회로, 채널 형태에 따라 달라집니다(k=1.01±1.05).

엔진의 기하학적 매개변수가 결정됩니다.

열역학적 복합체

노즐의 임계 단면적

여기: χ – 열 손실 계수,

μ-유량 계수

노즐 목 직경

노즐의 기하학적 확장 정도

노즐 출구 영역

노즐 출구 직경

총 노즐 길이(그림 1 참조)

여기: β с – 원추형 노즐의 반 개방 각도

(원추형 노즐의 경우 일반적으로 β s =12 20 0)

노즐의 오목한 부분의 길이

여기서: f – 경기 침체 정도를 고려합니다(보통 f=0¼0.3).

노즐 연장 길이

연소실 출구의 노즐 직경

여기

전면 바닥의 길이(높이)

여기:

노즐 커버의 길이(높이)(후면 하단)

여기:

연소실의 원통형 부분의 길이

여기: - 점화기 돌출 부분의 길이 (점화기의 종류와 전체적인 엔진 레이아웃에 따라 다름)

상대적 전하 길이

5. 엔진의 질량 특성이 결정됩니다.

연소실의 원통형 부분의 질량

여기서: ρ c – 재료의 밀도 [kg/m 3 ]

σ in - 재료의 최대 강도 [ ]

f - 안전 계수

전면 및 후면(노즐 커버) 바닥의 무게(노즐 컷아웃 치수 무시)

갑옷 코팅의 질량 (폭약의 장갑 표면 면적, 갑옷의 두께, 재료의 밀도 ρ b에 따라 다름)

여기: α br =0.04 0.1 [mm/s] – 주어진 갑옷 코팅에 대한 상수 계수,

- 채널의 상대 직경,

- 상대 전하 직경,

노즐의 질량

여기: k s – 전하의 모양과 채널의 크기에 따른 계수, k s =2.03¼3.40;

- 확장 노즐의 재료(금속 및 열 보호)의 평균 밀도;

α с – 연소실 직경에 대한 열 보호 기능이 있는 노즐 벽의 평균 두께의 비례 계수, α с =0.004±0.008.

열 보호 질량

여기: ρ tз – 열 보호 코팅의 밀도;

- 열 보호 코팅의 상대적 두께.

열 보호 코팅의 두께는 의존성에 따라 결정될 수 있습니다.

TZ는 통계에 따른 열 보호의 열확산 계수입니다.

그리고 tz =(0.5±1.0)·10 -6 [m 2 /s],

- 무차원 온도,

- 연소실 벽의 허용 가열 온도,

-연소실 벽의 초기 온도

바닥, 점화기 및 조립 부품의 부착 지점 무게

여기: K t – 연료 유형 및 충전 설계에 따라 온도 계수, K t = 1.2를 사용할 수 있습니다.

엔진 무게

6. 제어 본체의 질량 특성이 결정됩니다.

진동 엔진 노즐을 사용하여 제어력을 생성하는 경우를 고려합니다.

여기: m рп – 스티어링 기어의 질량(스티어링 기어 및 제어 밸브);

m BIP – 온보드 전원(작동 유체, 탱크 및 제어 밸브)의 질량입니다.

m 크레이프 – 고정 단위의 질량(질량에 m uk 포함).

스티어링 기어(RS)의 질량은 엔진 추력 수준, 노즐 회전(스윙) 부분의 크기 및 관성 특성, 노즐 서스펜션 유형, 제어력, 즉 노즐 편향 각도 및 속도.

첫 번째 근사치로서 우리는 다음을 취할 수 있습니다.
여기서 P p는 kN으로 표시됩니다.

온보드 전원 공급 장치의 무게는 RP의 출력, 엔진 작동 시간, 컨테이너 설계 및 사용된 구조 재료에 따라 달라집니다.

여기: - 작동 유체의 필요한 유량, kg/s,

τ – 엔진 작동 시간, s,

α k는 보강재의 존재를 고려한 탱크 설계의 완벽 계수입니다.

7. 추진 시스템의 질량이 결정됩니다.

고체 연료 연소 엔진의 에너지 및 전체 질량 특성을 계산하는 예입니다.

초기 데이터:

우리는 폴리우레탄 연료를 선택합니다.

구성: 과염소산암모늄(NH 4 ClO 4) – 68%

폴리우레탄 -17%

알루미늄 - 15%

연료 사양: R UDST =2460 [m/s]; ρT=1800[kg/m 3 ]; TST=3300[0K]; R ST =290 [J/kg도]; k ST =1.16; U(p k)=5.75r k 0.4 [mm/s]

탄도 설계에서 얻은 결과:

R P =1000Kn;

p k =10MPa;

p a =0.06MPa.

3. 엔진(로켓) 직경 D p =1.6 m.

계산 순서.

1. 진공 상태에서 엔진 추력의 특정 충격량을 결정합니다.

고체 추진 로켓 엔진의 소비 특성과 연료 비축량을 결정합니다.

u=5.75×10 0.4 =14.43mm/s

3. 엔진의 기하학적 매개변수를 결정합니다.

4. 엔진의 질량 특성을 결정합니다.

엔진 하우징을 제조하기 위해 인장 강도 σ in = 1400 MPa 및 밀도 ρ m = 1400 kg/m 3인 유기 플라스틱을 선택합니다. 노즐을 제조하기 위해 밀도 ρ c = 4700 kg/m 3 의 티타늄 합금을 사용합니다. 열 영향으로부터 보호하기 위해 ρ TZP = 1600 kg/m 3 인 결합 바인더를 기반으로 한 TZP를 사용합니다. 충전물을 보호하기 위해 밀도 ρ br = 1300kg/m 3인 페놀-포름알데히드 수지 기반 코팅을 선택합니다.

연소실의 원통형 부분의 질량

하단 무게

갑옷 질량