Metodologia obliczania rdt. Usolkin. Kosmiczne silniki rakietowe na paliwo stałe

Silniki na paliwo stałe (silniki rakietowe na paliwo stałe, silniki rakietowe na paliwo stałe) są szeroko stosowane we współczesnej astronautyce, z powodzeniem uzupełniając silniki rakietowe na paliwo ciekłe (LPRE) zasilane paliwem ciekłym. Obszary specyficznego zastosowania tych dwóch typów silników są określone przez ich porównawczą konstrukcję, charakterystykę energetyczną, operacyjną, finansową i inne. Większa zawartość potencjalnej energii chemicznej zgromadzonej na jednostkę masy ciekłego paliwa rakietowego, łatwość regulacji trybu pracy (ciągu) oraz możliwość wielokrotnego włączania i wyłączania silników na paliwo ciekłe w czasie lotu przesądziły o dominującej roli tych silników w astronautyce. Silniki rakietowe na paliwo ciekłe znajdują szerokie zastosowanie jako silniki napędowe, czyli silniki główne, umożliwiające przyspieszanie pojazdów nośnych (LV) i statków kosmicznych (SC), hamowanie statków kosmicznych i przenoszenie ich na inne orbity itp. Silniki rakietowe na paliwo ciekłe wykorzystywane są m.in. jako silniki pomocnicze , w prawie wszystkich systemach sterowania lotem odrzutowych statków kosmicznych.

Jeśli chodzi o silnik rakietowy na paliwo stałe, to przede wszystkim należy zauważyć, że ze względu na szybkość i prostotę urządzenia (a co za tym idzie niezawodność), silnik ten jest najodpowiedniejszym, a nawet niezbędnym środkiem do wytwarzania ciągu podczas takich „pomocniczych” operacji jako awaryjne ratownictwo astronautów w początkowej fazie wystrzelenia statku kosmicznego na orbity okołoziemskie, oddzielenie stopni rakiety nośnej, rozkręcenie stopni rakiety i statku kosmicznego w celu ustabilizowania ich w locie, utworzenie początkowych przeciążeń dla normalnego wystrzelenia statku kosmicznego główne silniki rakietowe na paliwo ciekłe w stanie nieważkości itp. W wielu przypadkach wskazane jest stosowanie silników rakietowych na paliwo stałe, które utrzymają się w przestrzeni kosmicznej. W tym charakterze silniki na paliwo stałe znajdują szerokie zastosowanie w górnych stopniach rakiet nośnych oraz w tzw. górnych stopniach włączanych w przestrzeni kosmicznej. Instalacja zamontowanych na rakietach nośnych silników rakietowych na paliwo stałe, włączanych podczas startu, jest efektywny sposób zwiększenie mocy rakiety nośnej. W arsenale astronautyki znajdują się także pojazdy nośne w pełni zasilane paliwem stałym.

Pomimo dużego miejsca, jakie we współczesnej astronautyce zajmują silniki na paliwo stałe, kosmiczne silniki rakietowe na paliwo stałe nie zostały dostatecznie odzwierciedlone w literaturze. Niniejsza broszura wypełnia tę lukę. Opowiada o konstrukcji i cechach kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe, historii ich powstania i zastosowania. Oprócz ogólnego poziomu rozwoju silników rakietowych na paliwo stałe rozważa się konkretne konstrukcje silników i omawia perspektywy dalszy rozwój oraz zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce.

PODSTAWOWE INFORMACJE O SILNIKACH SPACE SOLID

Silniki rakietowe na paliwo stałe należą do tak zwanych chemicznych lub termochemicznych silników rakietowych. Wszystkie działają na zasadzie zamiany potencjalnej energii chemicznej paliwa na energię kinetyczną gazów wydobywających się z silnika. Silnik rakietowy na paliwo stałe składa się z obudowy, ładunku paliwa, dyszy strumieniowej, zapalnika i innych elementów (rys. 1).

Korpus silnika rakietowego na paliwo stałe to trwały zbiornik o kształcie cylindrycznym, kulistym lub innym, wykonany z metalu (stal, rzadziej stopy tytanu i aluminium) lub z tworzywa sztucznego. Jest to główny element napędowy silnika na paliwo stałe, a także całego układu napędowego i rakiety na paliwo stałe (stopnia rakiety) jako całości. Obudowa zawiera mocno związany z nią ładunek paliwa stałego: zwykle mechaniczną mieszaninę krystalicznego nieorganicznego utleniacza (na przykład nadchloranu amonu) z paliwem metalowym (aluminium) i polimerowym spoiwem paliwowym (kauczuk polibutadienowy). Kiedy paliwo to zostanie podgrzane za pomocą zapalarki (którą w najprostszym przypadku jest ładunek pirotechniczny z zapalarką elektryczną), poszczególne składniki paliwa wchodzą ze sobą w reakcję chemiczną utleniania-redukcji, w wyniku której następuje stopniowe spalanie. W wyniku tego powstaje gaz o wysokim ciśnieniu i temperaturze.

Ryż. 1. Silnik rakietowy na paliwo stałe w przekroju:

1 - zapalnik; 2 - ładunek paliwa; 3 - ciało; 4 - dysza

Do korpusu silnika rakietowego na paliwo stałe przymocowana jest dysza strumieniowa (może być kilka dysz tworzących blok dysz), w której gaz powstały w wyniku spalania paliwa jest przyspieszany do prędkości przekraczającej prędkość dźwięku. swoje funkcje użytkowe, pełni jednocześnie funkcję komory spalania silnika rakietowego. W wyniku tego powstaje siła odrzutu, skierowana przeciwnie do wypływu strumienia gazu i zwana siłą reakcji, czyli ciągiem. W zależności od konkretnego przeznaczenia kosmiczne silniki rakietowe na paliwo stałe mogą mieć ciąg od setnych niutona do kilku meganiutonów, a czas pracy może wahać się od ułamków sekundy do kilku minut. Obudowy i dysze silników o długiej żywotności należy chronić przed przepaleniem. W tym celu w silnikach rakietowych na paliwo stałe stosuje się materiały termoizolacyjne, ablacyjne i żaroodporne.

Pomimo prostoty schematu funkcjonalnego silnika rakietowego na paliwo stałe, dokładne obliczenie jego charakterystyk użytkowych jest zadaniem złożonym. Rozwiązuje się to metodami balistyki wewnętrznej silników rakietowych na paliwo stałe; ta dyscyplina naukowa jest podobna do dziedziny nauki badającej procesy gazodynamiczne w systemach luf broni. W przypadku, gdy warunki fizyczne we wszystkich punktach powierzchni spalania wsadu są takie same, a paliwo jest jednorodne, pali się ono równomiernie, w równoległych warstwach, to znaczy front spalania przemieszcza się z warstw powierzchniowych w głąb ładunku przy we wszystkich punktach z tą samą prędkością. Ciśnienie w komorze spalania ( R j) i ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe na stałym obszarze minimalnego przekroju (szyjki) dyszy są proporcjonalne do wielkości powierzchni spalania i szybkości spalania paliwa ( ty). Stałość ciągu lub jego niezbędną zmianę w czasie osiąga się poprzez stosowanie paliw z przy różnych prędkościach spalanie i dobór odpowiedniej konfiguracji ładunku paliwa.

W najprostszym przypadku parametr ty zależy tylko od R do temperatury ładowania. Dla większości stosowanych paliw obserwuje się potęgową zależność od pk (wykładnik jest rzędu 0,2–0,9). Na R k = parametr 4–7 MPa i wynosi 2–6 mm/s dla paliw wolno palących się, 6–15 mm/s dla paliw o średniej szybkości spalania (stosowanych w dużych silnikach na paliwo stałe) oraz 30–60 mm/s do paliw szybko spalających się. Gdy temperatura wsadu wzrośnie (spadnie) o 10 K, szybkość spalania wzrasta (odpowiednio maleje) średnio o 2–5%.

W kosmicznych silnikach rakietowych na paliwo stałe powszechnie stosuje się tzw. ładunki spalania kanałowego, spalające się wzdłuż powierzchni utworzonych przez wewnętrzne kanały osiowe o kształcie okrągłym, gwiaździstym (rys. 2) lub innym. Przekrój. Aby zapobiec spalaniu się na powierzchniach końcowych (a także na niektórych powierzchniach wewnętrznych), nakłada się na nie tzw. powłoki pancerne – bazujące na tych samych materiałach, które stosowane są do ochrony termicznej nadwozia.

Czyste ładunki końcowego spalania (rys. 2, A) są niezwykle rzadko stosowane w kosmicznych silnikach rakietowych na paliwo stałe. Choć charakteryzują się one stałą w czasie powierzchnią spalania i dlatego łatwo w tym przypadku uzyskać stały poziom ciągu, to aby uzyskać znaczny ciąg konieczne byłoby zapewnienie zbyt dużej średnicy wsadu. Ładunki paliwowe rozpatrywanego typu mają także tę istotną wadę, że przez cały czas ich spalania obudowa silnika na paliwo stałe narażona jest na bezpośrednie działanie produktów spalania (co powoduje, że problem ochrony termicznej ścian obudowy staje się szczególnie istotny) ostry). Ładunki z kanałami osiowymi są wolne od tych wad (rys. 2, b, c, d). Dodatkowo zmieniając kształt geometryczny (tj. wysokość, średnicę, liczbę promieni) tych ładunków i częściowo opancerzając ich powierzchnie, można uzyskać zupełnie odmienny charakter zmian ciągu silników rakietowych na paliwo stałe. Często stosuje się ładunki o bardziej złożonych konfiguracjach, powstałe z połączenia wspomnianych prostych form.

Zakończenie ciągu kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe następuje zwykle po całkowitym spaleniu paliwa. Możliwe jest również zapewnienie wyłączenia silnika na paliwo stałe na polecenie układu sterującego. Najbardziej sprawdzoną metodą „odcięcia” ciągu jest natychmiastowe otwarcie (za pomocą urządzeń pirotechnicznych) otworów w obudowie silnika rakietowego na paliwo stałe, których całkowita powierzchnia jest większa niż powierzchnia szyjki dyszy. W takim przypadku ciśnienie w komorze spalania gwałtownie spadnie i spalanie paliwa ustanie. Dzięki odpowiedniemu zorientowaniu tych otworów i zainstalowaniu specjalnych „odwracalnych” dysz możliwe jest wytworzenie ujemnej składowej ciągu, co przyczynia się do szybkiego zakończenia pracy silnika rakietowego na paliwo stałe.

Ryż. 2. Rodzaje opłat paliwowych

Podtrzymujące silniki rakietowe na paliwo stałe można zaprojektować z uwzględnieniem niezbędnej zmiany kierunku wektora ciągu w celu sterowania lotem rakiety nośnej i statku kosmicznego. Cel ten osiąga się poprzez zainstalowanie sterów gazowych (niezwiązanych z konstrukcją silnika rakietowego na paliwo stałe) na wyjściu z dyszy, asymetrycznie wprowadzając odpowiedni gaz lub ciecz do dyszy (co prowadzi do rotacji strumienia strumieniowego), odchylając (wahając się) ) dyszę w płaszczyźnie osiowej (za pomocą odpowiednich napędów) oraz w inny sposób.

Teraz, po zapoznaniu się z konstrukcją i działaniem kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe, możemy zająć się bardziej szczegółowo poszczególnymi elementami konstrukcyjnymi tych silników. Ale najpierw przyjrzyjmy się historii silnika rakietowego na paliwo stałe. Da nam to możliwość lepszego zrozumienia cech kosmicznych silników na paliwo stałe i problemów pojawiających się podczas ich tworzenia, względnych zalet i wad silników rakietowych na paliwo stałe (przede wszystkim w porównaniu z silnikami na paliwo ciekłe), a także oceny konkretnych obszary zastosowań i perspektywy rozwoju kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe.

Historia powstania kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe. Silniki te wywodzą się ze starożytnych rakiet prochowych, w których po raz pierwszy zastosowano zasadę napędu odrzutowego. Zanim silnik rakietowy na paliwo stałe zaczął być stosowany w astronautyce, przeszedł długą ścieżkę rozwoju. Rozważmy główne etapy tej ścieżki.

Historia powstania i rozwoju silników rakietowych na paliwo stałe to przede wszystkim historia wynalezienia prochu. Źródłem energii pierwszych silników rakietowych, które były używane w Chinach i Indiach na początku naszego tysiąclecia, był czarny lub dymiący proszek, podobny do współczesnego. To paliwo stałe ma następujący typowy skład: 75% azotanu potasu. (KNO 3), 15% węgiel drzewny i 10% siarki.

Przez wiele stuleci rakiety na paliwo stałe nie ulegały w zasadzie zasadniczym zmianom, a rozwój rakiet na paliwo stałe, w których okresy wzlotów przeplatały się z okresami spadków, postępował w niezwykle powolnym tempie. Główną przyczyną były niekorzystne właściwości fizyczne prochu czarnego, przede wszystkim niewielki dopływ energii chemicznej oraz niewielka (objętościowa) ilość gazów powstających podczas spalania. Używając współczesnej terminologii, można powiedzieć, że w tym przypadku nie udało się uzyskać wysokiego impulsu właściwego silnika, czyli stosunku ciągu do masy płynu roboczego zużywanego w jednostce czasu. Jest to najważniejszy parametr silnika rakietowego, ponieważ charakteryzuje jego wydajność. Impuls właściwy ma wymiar prędkości i w wielu przypadkach praktycznie pokrywa się co do wartości z prędkością strumienia strumieniowego.

Ponadto wytworzenie ładunków czarnego prochu, które mogłyby palić się dłużej niż 1–3 s, wydawało się problemem nierozwiązalnym: po tym krótkim czasie ciśnienie w komorze spalania gwałtownie wzrosło i nastąpił wybuch. Faktem jest, że ładunki paliwowe wtłaczane w cylindryczne obudowy i spalane od końca mogą pękać pod wpływem ciśnienia roboczego (lub nawet wcześniej – podczas przechowywania). Co więcej, gorące gazy mogłyby przedostać się pomiędzy ściankę obudowy a wsad, powodując zapalenie bocznych powierzchni ładunku; powierzchnie te mogą również zapalić się pod wpływem ciepła przenikającego przez metalową obudowę.

Pod koniec XIX wieku we Francji (P. Viel, 1884), a następnie w Szwecji (A. Nobel), Rosji (D. I. Mendelejew) i innych krajach opracowano różne kompozycje prochu bezdymnego, które były znacznie skuteczniejsze niż poprzedni dymny. Nowy proch, zwany także koloidalnym, to przeważnie stały roztwór substancji organicznych, którymi są estry kwasu azotowego (np. roztwór nitrocelulozy w nitroglicerynie). Obydwa te składniki zawierają te same pierwiastki chemiczne (C, H, O, N), ale w różnych proporcjach, dlatego w składzie prochu nitroceluloza pełni rolę utleniacza, a nitrogliceryna pełni rolę paliwa.

Po wymieszaniu składników ciekła nitrogliceryna rozpuszcza stałą nitrocelulozę i uzyskuje się produkt, który można formować pod ciśnieniem, co umożliwia wytworzenie ładunków proszkowych (warcaby) poprzez prasowanie. Do tego dwuskładnikowego lub dwuzasadowego paliwa wprowadza się również dodatkowe plastyfikatory i inne dodatki.

Proch bezdymny natychmiast stał się szeroko stosowany w artylerii, ponieważ znacznie zwiększył siłę ognia i po wystrzale nie ujawniał pozycji bojowych. W tym czasie używano już broni z lufą gwintowaną, a rakiety prochowe w dużej mierze straciły swoją rolę (ponieważ były gorsze od określonej broni pod względem zasięgu i celności).

Wraz z powstaniem bezdymnego prochu ponownie odżyło zainteresowanie silnikami rakietowymi na paliwo stałe, a pod koniec XIX - na początku XX wieku. W wielu krajach nie tylko wyrażano pomysły na stworzenie rakiet przy użyciu bezdymnego proszku, ale przeprowadzono także odpowiednie eksperymenty. W 1895 r. T. Unge (Szwecja) testował podobne rakiety w locie (po czym zaprzestał stosowania nowego prochu), a w latach 1915–1916. R. Goddard (USA) przeprowadził eksperymenty z małymi silnikami rakietowymi na paliwo stałe i uzyskał dane eksperymentalne potrzebne do uzasadnienia pomysłu stworzenia rakiety wykorzystującej bezdymny proszek do lotu na Księżyc. W Rosji już w 1881 roku N. I. Kibalchich zaproponował projekt samolot na bezdymny proch do lotów powietrznych, a w 1916 roku P.I. Grave złożył wniosek i w 1924 roku otrzymał krajowy patent na rakiety bojowe i oświetleniowe z bezdymnym prochem.

Okazało się jednak, że prochy artyleryjskie nie nadawały się do zastosowania w rakietach. Faktem jest, że prochy te wytwarzano w postaci ziaren, wstęg i cienkich rurek w celu uzyskania większej powierzchni spalania. Po wystrzeleniu cały ładunek prochowy natychmiast zamienił się w gaz o ciśnieniu setek megapaskali i pocisk wysoka prędkość wyrzucony z pistoletu. W przypadku rakiet wymagane były bomby prochowe o wystarczająco dużych rozmiarach (tj. Z grubym łukiem), aby czas spalania można było zmierzyć co najmniej w sekundach. Dodatkowo należało zadbać o to, aby spalanie przebiegało stabilnie przy znacznie niższym ciśnieniu roboczym. Okazało się, że warcaby o grubym łuku, wykonane z prochu artyleryjskiego, po sprasowaniu i wysuszeniu wypaczały się i pękały. (Ostatnią operację przeprowadzono w celu usunięcia użytego rozpuszczalnika alkoholowo-eterowego i plastyfikatora, który był produktem lotnym.)

Tworzenie ładunków paliwowych do silników rakietowych na paliwo stałe na bazie bezdymnego proszku przy użyciu nielotnego rozpuszczalnika okazało się trudnym zadaniem. W naszym kraju zostało to rozwiązane w połowie lat dwudziestych w wyniku współpracy naukowców z Laboratorium Dynamiki Gazu (N.I. Tikhomirov, V.A. Artemyev) i Rosyjskiego Instytutu Chemii Stosowanej (S.A. Serikov, M.E. Serebryakov, O. G. Filippov ). W 1929 roku pracownicy tych dwóch leningradzkich organizacji opracowali technologię półprodukcyjną do produkcji jednokanałowych warcabów o grubym łuku metodą prasowania masy piroksylinowo-TNT w ślepych matrycach, podgrzewanych parą. Ponadto w prochowni Laboratorium Dynamiki Gazu rozpoczęto produkcję bomb o średnicy do 40 mm.

Prace nad stworzeniem rakiet prochowych prowadzono w szybkim tempie. W 1930 r. pracami tymi kierował B. S. Pietropawłowski, a w 1934 r. G. E. Langemak, pod którego przewodnictwem Instytut Badań nad Odrzutowcami doprowadził rozwój pocisków do udanych testów wojskowych (pociski te były podstawą słynnej broni rakietowej Katiusza „).

Ostatni krok w kierunku stworzenia nowoczesnych silników rakietowych na paliwo stałe został wykonany w drugiej połowie lat 40. przez pracowników laboratorium silniki odrzutowe(USA), którzy zaproponowali krystaliczne cząstki nadchloranu potasu (KClO 4) lub nadchloranu amonu (NH 4 ClO 4) jako stałe paliwo rakietowe jako środek utleniający, zatopione w masie polisiarczkowego kauczuku syntetycznego (paliwo). Ponadto, gdy silnik był wyposażony w takie paliwo, przygotowywano je w postaci ciekłej lepkiej mieszaniny (do której wprowadzano także wszystkie niezbędne dodatki), a następnie tę mieszaninę wlewano bezpośrednio do obudowy silnika. Po pewnym czasie paliwo uległo polimeryzacji w wyniku zachodzących reakcji chemicznych i uzyskano ładunek paliwowy ściśle przylegający do korpusu (którego ściana została wcześniej pokryta kompozycją polimerową o właściwościach adhezyjnych i termoizolacyjnych).

W odróżnieniu od prochu dwuzasadowego, który stanowi jednorodną, ​​czyli jednorodną masę, nowe paliwo było niejednorodne i niejednorodne w swojej strukturze. Ponieważ paliwo to jest mechaniczną mieszaniną różnych składników, nazywa się je paliwem mieszanym. Zawarty w nim kauczuk syntetyczny działa nie tylko jako paliwo, ale także jako składnik wiążący (więzadło), które utrzymuje całą zawartość mieszanki paliwowej jako jedną całość.

Paliwa mieszane mogą palić się stabilnie już przy ciśnieniu rzędu kilku megapaskali, co umożliwia znaczne zmniejszenie masy konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe. Dodatkowy zysk uzyskuje się tutaj poprzez wyeliminowanie elementów, które stały się niepotrzebne do mocowania ładunku paliwowego do nadwozia; jednocześnie uproszczona została także konstrukcja silnika rakietowego na paliwo stałe. Gdy ładunek spala się kanałami wewnętrznymi (co przewidział projekt), korpus silnika na paliwo stałe jest wzmocniony i chroniony przed efektami termicznymi dzięki skarbcowi paliwa, który pochłania obciążenia od ciśnienia i temperatury produktów spalania przez niemal cały cały czas pracy silnika na paliwo stałe.

Dzięki temu możliwe stało się stworzenie silników rakietowych na paliwo stałe o wysokich parametrach (impuls właściwy i względna zawartość paliwa), zdolnych do niezawodnej pracy przez długi czas (dziesiątki, a następnie setki sekund). A dzięki nowej technologii wyposażania silników rakietowych na paliwo stałe i większemu bezpieczeństwu komponentów mieszanych paliw, możliwe stało się wytwarzanie ładunków o nieproporcjonalnie większych gabarytach niż dotychczas. Później okazało się, że paliwa mieszane mają także większy potencjał zwiększania impulsu właściwego silników rakietowych na paliwo stałe.

Wynalezienie paliwa mieszanego wraz z opracowaniem nowej technologii wytwarzania ładunków paliwowych spowodowało prawdziwą rewolucję w dziedzinie silników rakietowych na paliwo stałe i całej technologii rakietowej. To właśnie ten nowy typ silników na paliwo stałe pozwolił Stanom Zjednoczonym pójść w ślady naszego kraju, wystrzeliwując swojego pierwszego satelitę (1958) i umieszczając statek kosmiczny na trajektorii międzyplanetarnej (1959). W obu przypadkach wykorzystano czterostopniowe rakiety nośne (odpowiednio „Juno-1” i „Juno-2”) z różną liczbą niemal identycznych silników rakietowych na paliwo stałe o napędzie drugim, trzecim i czwartym stopnia: grupa 11 silników, grupa 3 silników i jeden silnik. Wszystkie te silniki rakietowe na paliwo stałe pracowały przez 6,5 s i wytwarzały ciąg około 7 kN każdy przy impulsie właściwym od 2160 do 2450 m/s. Stalowe cylindryczne korpusy rakiet na paliwo stałe o średnicy 150 mm zawierały 21–23 kg mieszanki paliwa ze spoiwem polisiarczkowym; Ładunek płonął wzdłuż powierzchni osiowego kanału w kształcie gwiazdy. Te skromne silniki zapoczątkowały powszechne zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce.

Dalszy postęp w dziedzinie kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe wiązał się z opracowaniem bardziej zaawansowanych składów paliw mieszanych, stworzeniem konstrukcji dysz strumieniowych zdolnych do pracy przez wiele kilkudziesięciu sekund, zastosowaniem nowych materiałów konstrukcyjnych, termoizolacyjnych i innych. , doskonalenie procesów technologicznych wytwarzania silników rakietowych na paliwo stałe itp. Rozważmy teraz bardziej szczegółowo paliwa i ładunki paliwowe, a także dysze odrzutowe nowoczesnych kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe.

Paliwa i opłaty paliwowe. Paliwa mieszane na bazie nadchloranu potasu i polisiarczku jako pierwsze znalazły szerokie zastosowanie w silnikach rakietowych na paliwo stałe. Znaczący wzrost impulsu właściwego silników rakietowych na paliwo stałe nastąpił po tym, jak zamiast nadchloranu potasu zaczęto stosować nadchloran amonu, a zamiast kauczuków wielosiarczkowych zastosowano poliuretan, a następnie polibutadien i inne kauczuki, a także wprowadzono do paliwa dodatkowe paliwo skład - sproszkowane aluminium. Prawie wszystkie współczesne kosmiczne silniki rakietowe na paliwo stałe zawierają ładunki wykonane z nadchloranu amonu, aluminium i polimerów butadienu (CH 2 = CH - CH = CH 2).

Oprócz tych głównych składników do paliwa wprowadza się także plastyfikatory, utwardzacze, katalizatory i inne dodatki, których zadaniem jest poprawa jego właściwości fizycznych, mechanicznych i technologicznych, zapewnienie polimeryzacji spoiwa paliwowego, uzyskanie obliczonych właściwości spalania, zwiększenie dopuszczalnej trwałości żywotność ładunku itp. Poniżej przedstawiono charakterystyczny skład mieszanki paliwowej stosowanej w nowoczesnych, mocnych silnikach rakietowych na paliwo stałe:

We współczesnych kosmicznych silnikach na paliwo stałe, modyfikowane dwubazowe lub mieszane dwubazowe paliwo jest stosowane stosunkowo rzadko. Z nazwiska wynika, że ​​w składzie paliwo jest pośrednie pomiędzy konwencjonalnym paliwem dwubazowym a paliwem mieszanym. Rzeczywiście zawiera składniki obu paliw: najczęściej krystaliczny nadchloran amonu (utleniacz) i sproszkowane aluminium (paliwo), połączone mieszaniną nitrocelulozy i nitrogliceryny (której każdy składnik zawiera dodatkowy utleniacz i paliwo). Oto typowy skład zmodyfikowanego paliwa dwubazowego:

Przy tej samej gęstości co mieszanka polibutadienu, modyfikowane paliwo dwuzasadowe ma nieco wyższy impuls właściwy. Jego wadami są wyższa temperatura spalania, wyższy koszt i zwiększona wybuchowość (skłonność do detonacji). W celu zwiększenia impulsu właściwego, zarówno do paliw mieszanych, jak i modyfikowanych dwuzasadowych można wprowadzać silnie wybuchowe utleniacze krystaliczne: heksogen (CH 2 NNO 2) 3, oktogen (CH 2 NNO 2) 4 itp. Ich zawartość jest ograniczana przez rosnącą ryzyko detonacji paliwa.

Typowy proces technologiczny napełniania silnika rakietowego na paliwo stałe paliwem mieszanym jest następujący. W pierwszej kolejności przygotowuje się powierzchnię wewnętrzną obudowy (czyszczenie, odtłuszczanie itp.) i przygotowuje masę paliwową. Następnie na określoną powierzchnię nakłada się kolejno kilka syntetycznych materiałów polimerowych, tworząc trzy warstwy: klejącą, termoochronną i ponownie klejącą (ryc. 3). Ponadto proces technologiczny jest tak skalkulowany, aby wulkanizacja ostatniej warstwy zakończyła się wraz ze zestaleniem mieszanki paliwowej. Przygotowywany jest w mieszalnikach, gdzie oryginalne składniki przekształcane są w gęstą, lepką ciecz. Operacja ta, a następnie wlewanie mieszaniny do korpusu rakiety na paliwo stałe, odbywa się głównie w próżni w celu usunięcia z niej powietrza i rozpuszczonych gazów. mieszaniny, zapobiegając w ten sposób tworzeniu się pustek we wsadzie.

W celu uzupełnienia paliwa obudowę silnika na paliwo stałe umieszcza się w specjalnej komorze technologicznej wyposażonej w systemy ogrzewania powietrznego i wentylacji. Aby uzyskać ładunek z kanałami wewnętrznymi, wewnątrz obudowy montuje się trzpienie (pręty) o odpowiednim kształcie (które następnie usuwa się). Po wlaniu paliwa do obudowy silnika na paliwo stałe komorę procesową zamyka się i utrzymuje przez 3–7 dni w temperaturze około 60°C, co zapewnia zestalenie masy paliwowej. Przed upływem określonego czasu komorę można na krótko otworzyć w celu nałożenia na określone powierzchnie produkowanego ładunku polimerowej powłoki pancernej, która twardnieje wraz z masą paliwową.

Gotowy ładunek wygląda jak twarda guma lub plastik. Po schłodzeniu poddawany jest dokładnej kontroli pod kątem ciągłości i jednorodności masy, silnego przylegania paliwa do korpusu itp. Niedopuszczalne są pęknięcia i pory w wsadu, a także jego odrywanie się w niektórych miejscach od korpusu , ponieważ mogą one prowadzić do nieuzasadnionego wzrostu ciągu silnika rakietowego na paliwo stałe z towarzyszącym mu skróceniem czasu pracy (w wyniku wzrostu powierzchni spalania), wypalenia ciała, a nawet eksplozji. Aby sprawdzić jakość tak wyposażonego kadłuba, stosuje się metody rentgenowskie, ultradźwiękowe i inne nieniszczące metody wykrywania wad.

Ryż. 3. Schemat mocowania ładunku paliwowego do korpusu silnika rakietowego na paliwo stałe:

1 - korpus; 2, 4 - kompozycja klejąca; 3 - warstwa termoizolacyjna; 5 - opłata paliwowa

Ładunek paliwowy, wytwarzany poprzez wlanie mieszanki do korpusu, stanowi w zasadzie integralną część struktury mocy silnika rakietowego na paliwo stałe. Musi on być na tyle mocny, a jednocześnie elastyczny, aby wytrzymać powstające obciążenia statyczne, dynamiczne i termiczne podczas produkcji, transportu i przechowywania silników na paliwo stałe i wreszcie podczas lotu.

Obliczanie siły ładunku jest złożoną procedurą wykonywaną przy użyciu komputera. W szczególności napotkane trudności tłumaczy się faktem, że ewentualne odkształcenia ładunku zależą od charakteru przyłożonego obciążenia, ponieważ paliwo mieszane, podobnie jak inne polimery, jest materiałem lepkosprężystym. W ogólnym przypadku charakteryzuje się niskim modułem sprężystości, dużym wydłużeniem względnym, dość dużą wytrzymałością na rozciąganie i wyraźną granicą plastyczności. Paliwo mieszane wraz ze wzrostem temperatury traci twardość i wytrzymałość, w niskich temperaturach staje się twarde i kruche (przechodzi w stan szklisty). Zaburzenia strukturalne ładunku pod wpływem obciążeń (w tym cyklicznych) „kumulują się” i ostatecznie przekształcają się w pęknięcia na swobodnej powierzchni ładunku lub prowadzą do oderwania się ładunku od ciała. Mieszanka paliwowa jest dość plastyczna, gdy obciążenie jest przykładane powoli, ale staje się krucha, gdy obciążenie jest przykładane szybko. Ostatni przypadek odpowiada na przykład momentowi uruchomienia silnika rakietowego na paliwo stałe, kiedy gwałtownie wzrasta w nim ciśnienie.

Oprócz wszystkich tych właściwości paliwa, przy obliczaniu wytrzymałości rakiety na paliwo stałe należy również wziąć pod uwagę znaczną różnicę we właściwościach (współczynniku rozszerzalności cieplnej itp.) paliwa, materiału korpusu i materiałów pomiędzy nimi. Zapewnienie integralności połączenia ładunku paliwa z warstwą termoizolacyjną jest ważnym warunkiem stworzenia niezawodnie działającego silnika rakietowego na paliwo stałe. O wytrzymałości tego połączenia, jak i samego ładunku, ostatecznie decyduje wytrzymałość zawartego w paliwie materiału wiążącego.

Projektując silnik rakietowy na paliwo stałe, opracowując proces technologiczny jego wytwarzania i dalszej eksploatacji jako część rakiety nośnej i statku kosmicznego, należy wziąć pod uwagę fakt, że paliwa stałe, a także opancerzenie, termoizolacja, kleje i inne materiały polimerowe ulegają „starzeniu”, czyli nieodwracalnej zmianie właściwości na skutek procesów chemicznych i fizycznych zachodzących w polimerach. Dlatego kiedy długoterminowe przechowywanie wyposażonych w silniki rakietowe na paliwo stałe, parametry energetyczne i wewnątrzbalistyczne ładunku mogą ulec pogorszeniu, może wzrosnąć wrażliwość paliwa na wpływy zewnętrzne, może zmniejszyć się wytrzymałość różnych elementów konstrukcyjnych i mogą wystąpić inne niepożądane zmiany. Okoliczność ta zmusza twórców silników rakietowych na paliwo stałe i paliw rakietowych do starannego doboru składników materiałów polimerowych, zwracając uwagę nie tylko na ich stabilność indywidualnie, ale także. dla wzajemnej zgodności. Silniki rakietowe na paliwo stałe przechowywane są z zachowaniem odpowiednich warunków i zasad postępowania. Zazwyczaj okres gwarancji o przechowywaniu decyduje spadek właściwości wytrzymałościowych wsadu paliwowego i przylegającej warstwy kleju.

Dysze strumieniowe. Skoro już omówiliśmy podstawowe zagadnienia związane z ładunkiem paliwa, przejdźmy do dyszy rakiety na paliwo stałe. Przez cały czas pracy silnika dysza poddana jest działaniu strumienia gazów o temperaturze początkowej do 3500 K i ciśnieniu do 7 MPa i większym, poruszających się z prędkością dochodzącą do 3 km/s (przy wyjście z dyszy). Jeśli komora silnika na paliwo ciekłe jest chłodzona komponentami paliwa ciekłego, wówczas przy tworzeniu silnika rakietowego na paliwo stałe można polegać jedynie na zastosowaniu materiałów żaroodpornych, termoizolacyjnych i innych specjalnych materiałów.

Typową konstrukcję dyszy nowoczesnego kosmicznego silnika rakietowego na paliwo stałe pokazano na ryc. 4. Pokazuje, że ścianka dyszy składa się z kilku warstw różnych materiałów. Każdy z nich pełni bardzo specyficzną funkcję. Zewnętrzna powłoka (płaszcz) dyszy jest jej głównym elementem napędowym. Wykonany jest ze stali o wysokiej wytrzymałości, stopów tytanu i aluminium, a także wzmocnionych tworzyw sztucznych. Płaszcz jest chroniony przed termicznymi i erozyjnymi skutkami przepływu gazu poprzez powłokę wewnętrzną, która ma bezpośredni kontakt ze spalającym się gazem. Szyjka dyszy poddawana jest szczególnie intensywnym działaniom termicznym i erozyjnym, które tylko nieliczne materiały są w stanie wytrzymać.

W tych wysokich temperaturach, jakie osiągają silniki rakietowe na paliwo stałe, grafit, zwłaszcza pirolityczny, ma najlepsze właściwości. Ten ostatni nie tylko jest dobrze odporny na erozję, ale ma także tę zaletę, że dobrze przewodzi ciepło wzdłuż powierzchni krystalizacji i ma właściwości termoizolacyjne w kierunku prostopadłym do tego kierunku, a także ma niski współczynnik rozszerzalności cieplnej. Z różnych rodzajów grafitu wykonuje się wkładki pierścieniowe lub cienkie płytki ochronne (pirografit), które montuje się w szyjkach dysz. Takie elementy konstrukcyjne są jednak typowe głównie dla małych silników na paliwo stałe, gdyż istnieje niebezpieczeństwo pękania dużych części grafitowych podczas uruchamiania silnika – na skutek szoku termicznego. Powszechne stosowanie pirografitu jest w dużej mierze utrudniane przez jego wysoki koszt.

Ryż. 4. Dysza na paliwo stałe:

1 - skorupa zewnętrzna; 2 - skorupa wewnętrzna; 3 - powłoka termoizolacyjna

Najczęściej wewnętrzne części kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe wykonywane są z żaroodpornych tworzyw sztucznych, w których włókna grafitu, węgla, krzemionki, kwarcu czy azbestu łączone są w jedną całość za pomocą żywic fenolowo-formaldehydowych (włókna te pełnią zatem rolę wypełniaczy wzmacniających, a żywice są spoiwami). Kiedy pracuje silnik rakietowy na paliwo stałe, warstwa powierzchniowa tych materiałów w kontakcie z gorącym gazem ulega ablacji, tj. topnieniu, odparowaniu, rozkładowi i erozji chemicznej, po czym następuje porywanie masy przez przepływ gazu.

Spośród wymienionych materiałów ablacyjnych najbardziej odporne na erozję są tworzywa węglowe i grafitowe, które stosowane są w szyjkach dysz. W innych obszarach starają się używać innych tworzyw sztucznych, mniej odpornych, ale tańszych. Pomiędzy wewnętrznym płaszczem ablacyjnym a zewnętrznym płaszczem zasilającym dyszy zwykle znajduje się warstwa izolacji termicznej z azbestu lub tworzyw silikonowych, która charakteryzuje się niską przewodnością cieplną i stanowi dodatkową ochronę płaszcza przed nagrzaniem.

Proces wytwarzania części dysz z tworzywa sztucznego zwykle polega na nawinięciu taśmy odpowiedniego materiału na profilowany trzpień, następnie utwardzaniu produktu pod ciśnieniem do 7 MPa i temperaturze około 150°C, a na końcu obróbka mechaniczna powstały przedmiot obrabiany do wymaganych wymiarów. Podczas montażu dyszy plastikowe części są instalowane za pomocą klejów epoksydowych, które następnie są utwardzane w normalnych warunkach środowiskowych.

Z tego, co zostało omówione wynika, że ​​silnik rakietowy na paliwo stałe charakteryzuje się prostotą konstrukcji, podczas gdy silnik na paliwo ciekłe stanowi jedynie część układu napędowego, w skład którego wchodzą także zbiorniki paliwa, rurociągi zasilające, zawory bezpieczeństwa napełniania i opróżniania oraz opróżniania , a także szereg innych elementów sam w sobie. Silnik rakietowy na paliwo stałe jest zasadniczo układem napędowym. Jak jednak widzieliśmy, stworzenie tego „prostego” silnika wymaga niezwykle wysokiego rozwoju wiedzy teoretycznej, inżynierii chemicznej, technologii procesy produkcji, a także opanowanie wielu technicznych „tajemnic”.

Przydatne jest przedstawienie kilku uwag przemawiających za zastosowaniem silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce, oprócz tych przedstawionych wcześniej. Zauważmy przede wszystkim, że prostota silnika rakietowego na paliwo stałe w połączeniu z dużą gęstością paliwa stałego umożliwia tworzenie układów napędowych, w których konstrukcja stanowi zaledwie 5–7% masy całkowitej (przy zastosowaniu silników na paliwo ciekłe, liczba ta jest 1,5 razy gorsza). Okoliczność ta w dużym stopniu kompensuje niższy impuls właściwy silnika rakietowego na paliwo stałe w porównaniu z silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe. Pod względem tego najważniejszego parametru silnik rakietowy na paliwo stałe jest 1,5 razy gorszy od najlepszych silników rakietowych na paliwo ciekłe zasilanych ciekłym tlenem – paliwem ciekłym wodorem. Wiadomo, że to wydajne paliwo było jednym z czynników powodzenia realizacji załogowych lotów na Księżyc. Nie zawsze jednak jego stosowanie jest wskazane, gdyż wiąże się w szczególności z koniecznością podjęcia specjalnych działań w celu wyeliminowania strat parujących składników kriogenicznych (zwłaszcza ciekłego wodoru). A to w naturalny sposób prowadzi do cięższej, bardziej złożonej konstrukcji i zmniejszenia niezawodności całego samolotu.

Dlatego w przypadkach, gdy od układu napędowego potrzebny jest jedynie niewielki impuls ciągu całkowitego, a tym bardziej, gdy trzeba go włączyć kilka godzin lub dni po wystrzeleniu pojazdu w przestrzeń kosmiczną, bardziej opłacalne jest zastosowanie tzw. -paliwa wrzące, których składniki są w stanie ciekłym normalne warunki. Typowym takim paliwem jest na przykład połączenie czterotlenku azotu z niesymetryczną dimetylohydrazyną.

Ale pod względem impulsu właściwego to paliwo ciekłe jest o 10% lepsze od paliwa stałego. Zatem, aby uzyskać taki sam całkowity impuls ciągu, należy zużyć o 10% więcej paliwa stałego niż paliwa płynnego. Jednakże, ze względu na większą gęstość paliwa stałego (1,76 g/cm 3 w porównaniu do 1,21 g/cm 3 dla określonej cieczy), potrzebna będzie mniejsza objętość, aby pomieścić cały zapas zużywalnego paliwa stałego: A to oznacza redukcję w masie konstrukcji, a co za tym idzie, masa początkowa układu napędowego zasilanego paliwem ciekłym i stałym może być taka sama. W takim przypadku wybór zostanie dokonany na korzyść tego drugiego.

Powyższe rozważania w dużej mierze wyjaśniają powszechne zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce. Za paliwem stałym przemawia także fakt, że dzięki opanowaniu rodzaju paliwa stałego, w tym technologii wytwarzania z niego ładunku, można w krótszym czasie i mniejszym kosztem stworzyć układ napędowy na paliwo stałe, a także, jak mówią, z „mniejszym ryzykiem” niż instalacja z silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe o tym samym ciągu. Rozważania te stają się szczególnie ważne, gdy mówimy o o bardzo wysokich poziomach ciągu. Największy silnik na paliwo stałe, który zostanie omówiony w części dotyczącej silników rakietowych na paliwo stałe, ma ciąg 1,7 razy większy niż najpotężniejsze współczesne silniki rakietowe na paliwo ciekłe. Podczas jego tworzenia przeprowadzono tylko cztery testy laboratoryjne pełnowymiarowych próbek, natomiast podczas opracowywania potężnych silników rakietowych na paliwo ciekłe przeprowadza się kilkaset takich testów.

Należy zauważyć, że w USA w 1965 roku przetestowano na stanowisku doświadczalnym silnik rakietowy na paliwo stałe o średnicy korpusu 6,6 m. Silnik ten zawierał 730 ton paliwa i rozwijał ciąg do 26 MN. Stworzenie silnika rakietowego na paliwo ciekłe o tej samej mocy wciąż nastręcza duże trudności. Zatem możliwości silników rakietowych na paliwo stałe jeszcze się nie wyczerpały, a ich wdrożenie będzie zależeć od potrzeb rozwijającej się astronautyki.

SILNIKI STAŁE PRZESTRZENI POMOCNICZEJ

Obecnie silniki te są szeroko stosowane w systemach ratownictwa ratunkowego (ERS) i miękkim lądowaniu statków kosmicznych, do sterowania lotem statku kosmicznego, w systemach separacji stopni i owiewkach startowych pojazdów nośnych, do rozpędzania pojazdów nośnych itp. Ich powszechne zastosowanie wynika przede wszystkim z prostocie konstrukcji, szybkości reakcji i dużej niezawodności, co jest szczególnie ważne podczas ratowania załóg załogowych statków kosmicznych w sytuacjach awaryjnych

Na przykład silniki rakietowe na paliwo stałe z funkcjami pomocniczymi zastosowano w pierwszym pojeździe nośnym „Scout” na paliwo stałe „Scout” (od 1960 r.). W rakiecie Scout czwarty stopień stabilizowano obrotowo (do rozkręcenia tego stopnia wykorzystano 4 silniki rakietowe na paliwo stałe o ciągu 0,18 kN). Następnie rozszerzył się zakres zastosowania pomocniczych silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce: od silników rakietowych na paliwo stałe o ciągu kilku niutonów (na przykład do rozpędzania i orientowania satelitów) do setek kiloniutonów (w systemach ratownictwa dla statków kosmicznych) . W tej części przyjrzymy się najbardziej typowym przykładom instalowania pomocniczych silników rakietowych na paliwo stałe w pojazdach nośnych i statkach kosmicznych.

Silniki rakietowe na paliwo stałe do systemów ratownictwa i miękkiego lądowania radzieckich statków kosmicznych. "Wschód". Ponieważ główne niebezpieczeństwo groziło astronautom podczas startu i lądowania, podjęto działania w celu wyposażenia statku w specjalne systemy bezpieczeństwa. Specyfika ratownictwa przy starcie w przypadku eksplozji i pożaru rakiety nośnej, które mają charakter krótkotrwały, wymagała stworzenia automatycznej aktywacji środków ratowniczych. Ten. automatyka w określonej kolejności uruchomiła środki pirotechniczne do odstrzelenia pokrywy włazu statku i włączyła dwa silniki rakietowe na paliwo stałe zamontowane na fotelu wyrzutowym z astronautą. Silnik rakietowy na paliwo stałe zapewniał odsunięcie astronauty od źródła ognia na odległość kilkuset metrów. Następnie uruchomiono system lądowania spadochronowego.

W przeciwieństwie do amerykańskiego statku kosmicznego Gemini, gdzie fotele wyrzutowe z silnikami rakietowymi na paliwo stałe służyły jedynie do ratowania astronautów w sytuacjach awaryjnych, na statku kosmicznym Wostok wyrzutnię można było wykorzystać również podczas lądowania. W tym przypadku na wysokości około 7 km opuszczono pokrywę włazu pojazdu zniżającego (na podstawie sygnałów z czujników barometrycznych) i wyrzucono astronautę. Następnie uruchomiono spadochron hamujący, a następnie otworzył się główny. Pojazd zniżający posiadał także niezależny system spadochronowy, w skład którego wchodził pilot i spadochron główny.

Z sześciu startów statku kosmicznego Wostok wszystkie zakończyły się sukcesem, a lądowanie odbyło się w danym obszarze, co potwierdziło wysoką niezawodność rakiety nośnej i statku kosmicznego, a także większą skuteczność działań mających na celu zapewnienie bezpieczeństwa lotu .

"Wschód słońca". Ten TYP statku znacznie różnił się od swojego pierwowzoru - statku Wostok. Przekonani o wysokiej niezawodności tego ostatniego, projektanci porzucili nieporęczny i ciężki fotel wyrzutowy. Zmienił się także system lądowania. Obejmował on obecnie następujące operacje: na wysokości około 5 km odstrzelono pokrywę pojemnika spadochronowego i uruchomiono system spadochronowy, gdy prędkość opadania pojazdu zniżającego spadła już na skutek hamowania w atmosferze do 220 m/s. Po około 6 minutach statek osiągnął powierzchnię Ziemi, a przed dotknięciem ziemi włączono hamujący układ napędowy rakietą na paliwo stałe, co zmniejszyło prędkość lądowania niemal do zera.

Zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe do miękkiego lądowania rozpoczęło się w 1964 roku podczas lotu statku kosmicznego Voskhod-1.

"Unia". Aby szybko opuścić strefę pożaru lub wybuchu, gdy załoga znajduje się w module zniżania w trybie sprawdzania systemów pokładowych, statek kosmiczny Sojuz jest wyposażony w specjalny system ucieczki awaryjnej. Ten system ratownictwa awaryjnego (ESS) statku kosmicznego Sojuz zaczęto używać w 1967 r., wraz z pojawieniem się bardziej zaawansowanej wersji trzystopniowej rakiety nośnej Wostok. SAS można wprowadzić w końcowej fazie przygotowań przed startem, kiedy personel serwisowy opuścił już stanowisko startowe i rozdzielono farmy obsługi LV i statków kosmicznych. Za pomocą tego systemu statek jest usuwany ze strefy awaryjnej na wysokość wystarczającą do wydzielenia modułu zniżania i uruchomienia systemu lądowania ze spadochronem.

Układ napędowy SAS statku kosmicznego Sojuz to instalacja trzech typów silników rakietowych na paliwo stałe (patrz rysunek na pierwszej stronie okładki). W górnej części systemu znajduje się wielodyszowy silnik rakietowy na paliwo stałe przedziału SAS oraz owiewka chroniąca statek przed nagrzewaniem aerodynamicznym podczas przelotu rakiety przez gęste warstwy atmosfery. Główny silnik rakietowy na paliwo stałe (ciąg 750 kN, masa ładunku paliwa 1 tona) z 12 dyszami ustawionymi pod kątem 30° do osi wzdłużnej rakiety nośnej jest przymocowany bezpośrednio do owiewki. Pod owiewką tego silnika znajdują się cztery sterujące silniki rakietowe na paliwo stałe, które zapewniają obrót i wycofanie modułu zniżania oraz przedziału orbitalnego statku kosmicznego poza strefę niebezpieczną,

W wyniku aktywacji SAS statek może wznieść się na wysokość do 1200 m i zostać wyrzucony z miejsca startu na odległość do 3 km (w zależności od kierunku wiatru).

Silniki rakietowe na paliwo stałe znalazły zastosowanie w systemach lądowania statku kosmicznego Sojuz (wraz z systemem spadochronowym). Pojazd zjazdowy ląduje w ten sposób. Bezpośrednio przy Ziemi, na 10 minut przed lądowaniem, oddzielana jest niepotrzebna już przednia osłona termiczna, która zakrywa silniki miękkiego lądowania, znajdujące się w przedniej części pojazdu zniżającego. W tym samym czasie załoga zaczyna przygotowywać się do lądowania, a system amortyzujący foteli, w których zgrupowani są astronauci, zostaje napięty. W pobliżu samej Ziemi, na wysokości około 1 m, włącza się sześć miękko lądujących silników rakietowych na paliwo stałe (ciąg kilku kiloniutonów, masa ładunku silnika rakietowego na paliwo stałe 9 kg, czas pracy ułamka sekundy). Silniki te ostatecznie redukują prędkość, z jaką pojazd zniżający jest redukowany przez spadochron (około 7–8 m/s), do prawie 0 m/s.

Silniki rakietowe na paliwo stałe systemów ratownictwa amerykańskiego statku kosmicznego. "Rtęć". Na pierwszym amerykańskim statku kosmicznym w razie wypadku przy starcie i w początkowej fazie startu zastosowano system ratownictwa ratunkowego z silnikiem rakietowym na paliwo stałe, który zapewnił wciągnięcie statku na wysokość aż 760 m Następnie za pomocą systemu spadochronowego statek mógł wylądować na wodzie. Silnik SAS na paliwo stałe statku Mercury (rys. 5) mógł spowodować maksymalne przeciążenie do 30 G i rozwinąć ciąg 230 kN przez ~ 1 s. Silnik rakietowy na paliwo stałe został zainstalowany w taki sposób, że powstały ciąg wytwarzany przez jego trzy dysze był przesunięty względem środka masy statku, aby zapewnić separację statku w kierunku poprzecznym względem toru lotu rakiety nośnej.

Po oddzieleniu statku od rakiety nośnej na bezpieczną odległość planowano zresetować kratownicę od silnika rakietowego na paliwo stałe, który wykonał już swoje zadanie. Przeznaczono do tego inny silnik rakietowy na paliwo stałe (również z trzema dyszami), który mógł wytworzyć ciąg 3,6 kN przez 1,5 s. Podczas normalnego lotu SAS został zrzucony na określoną wysokość, a rakieta nośna i statek kontynuowały lot.

W praktyce załogowych lotów statku kosmicznego Mercury SAS nie był używany. Jednak system ten został aktywowany podczas pierwszego wystrzelenia eksperymentalnego (bezzałogowego) statku kosmicznego Mercury (25 kwietnia 1961 r.), wystrzelonego na orbitę ze specjalną instalacją („robotem”) na pokładzie, która symulowała ludzki oddech, temperaturę i mowę. Pojazd nośny został zdetonowany na rozkaz z Ziemi 30 sekund po wystrzeleniu, ale przed detonacją SAS oddzielił statek, który spadł na spadochronie na wodę i został zabrany przez helikopter 25 minut po wystrzeleniu. Przypadek ten udowodnił w praktyce możliwość zastosowania silników rakietowych na paliwo stałe w systemach ratownictwa kosmicznego.

Ryż. 5. System ratownictwa awaryjnego statku kosmicznego Mercury:

1 - silnik rakietowy na paliwo stałe do wycofania statku; 2 - Reset silnika na paliwo stałe SAS; 3 - gospodarstwo; 4 - statek kosmiczny; 5 - silnik rakietowy na paliwo stałe do oddzielania statku od rakiety nośnej na orbicie; 6 - Silnik rakietowy na paliwo stałe hamujący statek podczas deorbitacji

Ryż. 6. System ratownictwa statku kosmicznego Apollo:

1 - silnik rakietowy na paliwo stałe do sterowania torem lotu (przesuwanie statku na bok); 2 - Reset silnika na paliwo stałe SAS; 3 - silnik rakietowy na paliwo stałe do wycofania statku; 4 - przedział załogi

"Bliźnięta". Ratownictwo awaryjne astronautów przy użyciu foteli katapultowych jest ograniczone prędkością i wysokością lotu w momencie katapultowania. Niektóre statki kosmiczne wykorzystywały siedzenia wyrzucane, w których zamiast SAS zastosowano silniki rakietowe na paliwo stałe. Na przykład na statku kosmicznym Gemini sygnał do wyrzucenia obu astronautów mógł dać którykolwiek z nich, w tym celu musiał wyciągnąć pierścień z pojemnika zainstalowanego między jego nogami. Za siedzeniami astronautów znajdowały się szyny, które służyły jako prowadnice podczas wyrzutu. Wyrzut odbywał się za pomocą kulek. Co więcej, system blokujący uniemożliwiał wystrzelenie nabojów przed otwarciem włazów do lądowania (były dwa) za pomocą wybuchowych rygli, przez które wyrzucono siedzenia z astronautami.

Po wystrzeleniu charłaków, gdy siedzenia z kosmonautami znajdowały się na zewnątrz statku, włączono zamontowane w siedzeniach silniki rakietowe na paliwo stałe (czas działania 0,27 s, impuls całkowity 8,4 kN s), co spowodowało przesunięcie siedzeń pod kątem do przodu 49° w stosunku do osi wzdłużnej statku. Maksymalne przyspieszenie podczas wyrzutu 24 G. Według obliczeń, w razie wypadku przy starcie, te silniki rakietowe na paliwo stałe miały odrzucić siedzenia z kosmonautami od rakiety na odległość 150 m. Podczas eksperymentów siedzenia zostały odrzucone na 300 m w bok i 140 w górę.

Po wyrzuceniu krzesło oddziela się, nadmuchiwany balon rozkłada się, aby ustabilizować i zahamować krzesło, a następnie otwierają się spadochrony. Załoga wylądowała na wodzie.

"Apollo". Jego SAS miał w sytuacji awaryjnej wyrzucić przedział z załogą do góry (do przodu) i od rakiety nośnej sytuacja awaryjna przy starcie oraz w początkowej fazie lotu statku kosmicznego Apollo (do wysokości ~80 km). SAS zawierał ramę, na której zamontowano trzy silniki rakietowe na paliwo stałe (ryc. 6). Całkowita waga tej konstrukcji wynosi 4 tony, długość 7 m.

Rama w kształcie ściętej czworościennej piramidy o wysokości około 3 m została zespawana z rur (stopu tytanu) i przymocowana do przedziału załogi za pomocą śrub wybuchowych. Silnik rakietowy na paliwo stałe, przeznaczony do wyrzucania przedziału załogi do góry (do przodu), miał cztery dysze zamontowane pod kątem 35° do osi wzdłużnej silnika. Silnik rakietowy na paliwo stałe o długości 4,6 m, średnicy 0,66 m, masie 2,18 t (bez paliwa - 0,73 t). Rakieta na paliwo stałe o ciągu 700 kN, czasie działania 6 s, generowanym przyspieszeniu 9 G.

W sytuacji awaryjnej trzeba było jednocześnie włączyć inny silnik rakietowy na paliwo stałe, przeznaczony do wyrzucania przedziału z załogą na bok. Ten silnik rakietowy na paliwo stałe o długości 0,6 m, średnicy 0,23 m i wadze 23 kg rozwijał ciąg 15,1 kN i działał przez 0,5 s. Po zatrzymaniu pracy tych dwóch silników na paliwo stałe, włączono dwudyszowy silnik rakietowy na paliwo stałe, aby zresetować SAS. Przy długości 1,5 m i masie 0,25 tony wytworzył ciąg 150 kN i pracował niespełna 1 s.

Po wyrzuceniu SAS-u przedział załogi opadł na spadochronie. Aby spadochrony umieszczone w górnej części przedziału z załogą mogły się rozłożyć, przedział został w specjalny sposób zorientowany i najpierw schodził do dołu. Jeżeli przy starcie lub w początkowej fazie lotu (do wysokości 36 km) zaistniała sytuacja awaryjna, orientację przedziału załogi zapewniały specjalne powierzchnie aerodynamiczne zamontowane na górze korpusu SAS. Do momentu zakończenia pracy silnika rakietowego na paliwo stałe w celu poruszania statkiem powierzchnie te dociskane są do kadłuba, a następnie otwierane.

SAS można było oddzielić od przedziału z załogą dopiero po zapewnieniu określonej orientacji przedziału. W przypadku wystąpienia sytuacji awaryjnej na wysokościach 36–80 km, gdzie gęstość atmosfery jest niewystarczająca do efektywnego działania powierzchni aerodynamicznych, SAS został oddzielony od przedziału załogi natychmiast po zakończeniu pracy silnika rakietowego na paliwo stałe , a określoną orientację przedziału zapewniono za pomocą zamontowanego w nim systemu orientacji silnika rakietowego na paliwo ciekłe.

W przypadku braku sytuacji awaryjnej przy starcie i w początkowej fazie lotu, po osiągnięciu wysokości około 80 km, rama z silnikami jest oddzielana od przedziału z załogą, dla której konieczne było włączenie silnika rakietowego na paliwo stałe aby zresetować SAS i przesunąć statek na bok.

Silniki rakietowe na paliwo stałe w statkach międzyplanetarnych. Silniki rakietowe na paliwo stałe są używane jako pomocnicze silniki rakietowe na wielu satelitach, a także w wielu międzyplanetarnych statkach kosmicznych. Przykładem są statki kosmiczne Mars-2 i Mars-3 (wystrzelone w 1971 r.). Te statki kosmiczne są wyposażone w kilka silników rakietowych na paliwo stałe, które wykonują różne zadania (ryc. 7). Na aerodynamicznym stożku hamulcowym umieszczono dwie pary silników rakietowych na paliwo stałe (o ciągu 0,5 kN każdy). Jedna para została włączona podczas zbliżania się do Marsa w celu rozkręcenia stożka aerodynamicznego po jego oddzieleniu wraz z pojazdem opadającym od statku kosmicznego (czas działania 0,3 s). Rozkręcanie przeprowadzono po skierowaniu stożka aerodynamicznego pojazdu zniżającego w kierunku Marsa. Operacja rozpędzania spowodowana jest koniecznością nadania statkowi kosmicznemu zadanej zorientowanej pozycji podczas wchodzenia w gęste warstwy marsjańskiej atmosfery.

Następnie odpalono główny silnik rakietowy na paliwo stałe (wraz z odpowiednią ramą montażową) w celu przeniesienia pojazdu na trajektorię opadania oraz włączono drugą parę silników rakietowych na paliwo stałe (czas działania 0,26 s) w celu zatrzymania obrotu aerodynamicznego stożek. Dysze na paliwo stałe tej pary są skierowane w przeciwnym kierunku w porównaniu do dysz na paliwo stałe z pierwszej pary.

Po aerodynamicznym hamowaniu pojazdu włączono silnik rakietowy na paliwo stałe w celu ponownego założenia pokrywy systemu spadochronowego i założenia spadochronu pilotującego (ciąg 6,5 kN). Czas pracy silnika na paliwo stałe wynosi 0,24 s. Jednocześnie odpalono aerodynamiczny stożek hamujący i spadochron pilotowy wyciągnął główny. Ten ostatni wyciągnął z pojemnika spadochronu silnik rakietowy na paliwo stałe do odchylania systemu spadochronowego (napór 9 kN), tak aby spadochrony nie zakryły pojazdu zniżającego, oraz silnik rakietowy na paliwo stałe do miękkiego lądowania (ciąg 56 kN).

Ryż. 7. Pojazd zniżający stację międzyplanetarną Mars-3:

1 - aerodynamiczny stożek hamulcowy; 2 - wyrzutnia rakiet na paliwo stałe do uruchamiania spadochronu pilotowego; 3 - silnik rakietowy na paliwo stałe przekazujący pojazd na trajektorię opadania; 4 - spadochron główny; 5 - pojazd zjazdowy

Następnie uruchomiono wysokościomierz zamontowany na pojeździe zniżającym i rozdzielono silnik rakietowy na paliwo stałe do startu i silnik rakietowy na paliwo stałe do miękkiego lądowania. Pierwszy odrzucił spadochron na bok (jego czas działania wynosił 1 s), a przy pomocy drugiego przeprowadzono miękkie lądowanie pojazdu zniżającego na powierzchni Marsa (jego czas działania wynosił 1,1 s). Po zakończeniu pracy silnika rakietowego na paliwo stałe do miękkiego lądowania odpalono półtora dolny pojemnik spadochronowy i zainstalowano na nim dwa boczne silniki rakietowe na paliwo stałe (ciąg całkowity 1 kN, czas pracy 4 e) silnik rakietowy został włączony. Ich zadaniem jest przesunięcie (wyrzucenie) miękko lądującego silnika rakietowego na bok, tak aby uniknąć uderzenia go korpusem pojazdu opadającego.

Pomocnicze silniki rakietowe na paliwo stałe zastosowano także na statkach kosmicznych „Mars-5” i „Mars-6”, „Ranger” (patrz ryc. 12 na stronie 51) itp.

Pomocnicze silniki rakietowe na paliwo stałe pojazdów nośnych. Silniki rakietowe na paliwo stałe znalazły zastosowanie jako generatory gazu na przednich owiewkach pojazdów nośnych, do sterowania ich lotem, w systemach orientacji rakiet nośnych (na przykład w rakiecie Tor-Able), w systemach separacji stopni rakiet nośnych (na przykład , w Titan-3C, pojazdach nośnych Saturn”, MTKK „Wahadłowiec kosmiczny”) itp.

„Saturn-5”. Ta rakieta nośna z silnikami rakietowymi napędowymi na wszystkich trzech kolejno rozmieszczonych stopniach zawiera łącznie 18 pomocniczych silników rakietowych na paliwo stałe zainstalowanych na obrzeżach korpusu. Ponadto w części ogonowej pierwszego stopnia znajduje się 8 hamowanych silników rakietowych na paliwo stałe (o mocy 337 kN każdy w czasie pracy 0,54 s), które oddzielają ten stopień. W przedziale przejściowym pod drugim stopniem znajdują się 4 silniki rakietowe na paliwo stałe (każdy o ciągu 102 kN i czasie pracy 3,8 s), które „osadzają” paliwo w zbiornikach. I wreszcie, na dole trzeciego stopnia znajdują się dwa silniki rakietowe na paliwo stałe (o ciągu 15 kN każdy przy czasie pracy 3,9 s) do „osiadania” paliwa oraz cztery kolejne silniki rakietowe na paliwo stałe (o mocy ciąg 155 kN każdy z czasem pracy 1,5 s) dla wydziałów drugiego stopnia.

Kolejność działania wymienionych silników rakietowych na paliwo stałe była następująca. Po upływie 0,5–0,7 s od wydania polecenia wyłączenia silników rakietowych napędowych etapu wypalonego włączane są silniki rakietowe na paliwo stałe, zapewniając „osiadanie” paliwa w zbiornikach kolejnego etapu. Po kolejnych 0,1–0,2 s włączane są hamulce silników rakietowych na paliwo stałe, oddzielając zużyty stopień. W tej chwili ciąg głównych silników nadal wynosi 10% wartości nominalnej. Hamujące silniki rakietowe na paliwo stałe pracują dalej, a kolejny stopień w ciągu 0,1–0,6 s leci na zasadzie bezwładności i pod wpływem ciągu silnika rakietowego na paliwo stałe następuje „osiadanie” paliwa (np. 1 s po chwili oddzielenia pierwszego i drugiego etapu odległość między nimi sięga 2 m). Następnie wydawany jest rozkaz włączenia silników rakietowych napędu. Po 3–6 s osiągają nominalny tryb pracy, a działanie silników rakietowych na paliwo stałe „osiada” ustaje i wkrótce te silniki rakietowe na paliwo stałe zostają zresetowane w celu zmniejszenia „biernej” masy stopnia. Operacje resetowania przeprowadza się za pomocą systemów pirotechnicznych i popychaczy sprężyn.

Pomocnicze silniki rakietowe na paliwo stałe rakiety nośnej Saturn 5 mają identyczną konstrukcję. Ich stalowe, cylindryczne obudowy zawierają ładunki z wewnętrznymi kanałami w kształcie gwiazdy, wykonane z paliwa mieszanego na bazie nadchloranu amonu i kauczuku wielosiarczkowego. Największe to silniki rakietowe na paliwo stałe z hamulcem pierwszego stopnia; ich wysokość wynosi 2,24 m, średnica 0,39 m, masa 228 kg (w tym 126 kg paliwa). Najmniejsze silniki rakietowe na paliwo stałe, zapewniające „osiadanie” paliwa w zbiornikach trzeciego stopnia, zawierają 27 kg paliwa.

„Titan-3S”, „Wahadłowiec kosmiczny”. Każdy z ich dwóch „zamontowanych” silników na paliwo stałe (co zostanie omówione później) ma osiem przedziałów silników rakietowych na paliwo stałe, zgrupowanych w dwa bloki. Silniki rakietowe na paliwo stałe Titan-ZS pokazane są na ostatniej stronie okładki w momencie ich włączenia. Następnie przyjrzymy się silnikom rakietowym na paliwo stałe promu kosmicznego, które różnią się od silników rakiet nośnych Titan-ZSi lepszymi właściwościami. Wytwarzają ciąg 95 kN i pracują przez 0,7 s (a biorąc pod uwagę procesy wzrostu i spadku ciągu - 1,2 s). Całkowity impuls ciągu każdego silnika wynosi 82 ​​kN·s. Ładunek paliwowy o masie 35 kg z wewnętrznym kanałem w kształcie szesnastoramiennej gwiazdy (zapewniającej dużą powierzchnię spalania) umieszczony jest w cylindrycznej obudowie o średnicy 32,6 cm. Całkowita długość silnika wynosi 88 cm i waży 74 kg.

Podczas spalania paliwa w komorze silnika na paliwo stałe wydzielają się gazy wysokie ciśnienie(około 13 MPa), co pozwala na dość efektywne wykorzystanie potencjalnej energii chemicznej paliwa. Obudowa silnika rakietowego na paliwo stałe i część montażowa dyszy są wykonane ze stopu aluminium, wylot dyszy jest stalowy, niechłodzony, szyjka dyszy jest grafitowa.

Projektując silnik rakietowy na paliwo stałe przedziału promu kosmicznego, szczególną uwagę zwrócono na to, aby strumienie gazów wypływających z silnika rakietowego na paliwo stałe nie uszkodziły podczas lotu powłoki termoochronnej tego urządzenia. Dlatego też należało wykluczyć możliwość przedostania się jakichkolwiek obcych cząstek stałych (części zapalnika, powłok termoizolacyjnych itp.) do strumieni gazu. Nawet skład silnika rakietowego na paliwo stałe został dobrany tak, aby zawartość tych cząstek w produktach spalania była niewielka: mieszane paliwo zawierało tylko 2% aluminium (reszta to nadchloran amonu i polibutadien z końcowymi grupami hydroksylowymi).

OZNACZANIE PRZESTRZENI DRÓG STAŁYCH

Ponadto, na przykładzie konkretnych próbek silników rakiet nośnych i statków kosmicznych, wyjaśniono obszary zastosowań silników rakietowych na paliwo stałe do napędu kosmicznego, które są wymienione na początku broszury. Próbki, o których mowa, dają wyobrażenie o stan aktulany rozwój kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe w poszczególnych krajach i na całym świecie, o możliwych rozwiązaniach technicznych, o różnorodności realizowanych konstrukcji, o niektórych problemach powstawania i eksploatacji kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe, o znaczeniu tych silników. Zacznijmy historię od jednego z najnowszych osiągnięć.

Silnik SRM. Jego pełna nazwa w tłumaczeniu na język angielski oznacza „silnik rakietowy na paliwo stałe”. SRM jest największym spośród nowoczesnych silników rakietowych na paliwo stałe. Charakteryzuje się następującymi danymi: wysokość 38,2 m, średnica korpusu 3,71 m, masa 568 ton. Silnik pracując przez 122 s wytwarza pełny impuls ciągu wynoszący prawie 1300 MN s. maksymalny ciąg ~14 MN.

Ryż. 8. Silnik SRM

SRM wykorzystuje mieszane paliwo, skład itp. którego charakterystykę podano na stronie 13. Cechą charakterystyczną silnika jest to, że masa jego ładunku paliwowego wynosząca 502 tony (tj. 88,4% masy całkowitej) jest rozłożona niemal równomiernie pomiędzy cztery sekcje (rys. 8) , które są produkowane oddzielnie, a następnie łączone w jedną całość za pomocą zamków mechanicznych z ręcznie instalowanymi sworzniami ryglującymi. Taka konstrukcja przekrojowa rozwiązuje problemy związane z produkcją i transportem tak dużego silnika rakietowego na paliwo stałe. Można go przewieźć zdemontowanym z fabryki bezpośrednio na kosmodrom i tam zmontowanym w ciągu jednego dnia.

Obudowy poszczególnych sekcji SRM wykonane są ze stali o podwyższonej wytrzymałości i zabezpieczone przed przepaleniem warstwą izolacji termicznej: z kauczuku nitrylowo-butadienowego z wypełniaczami azbestowo-krzemionkowymi. Pomiędzy ładunkiem a zabezpieczeniem termicznym znajduje się mocująca warstwa kleju z wypełnionego polimeru polibutadienowego z karboksylową grupą końcową. Te materiały polimerowe służą również do pancerza końcowych powierzchni ładunku i stanowią 11% masy całej konstrukcji.

Główna część ciągu SRM powstaje w wyniku spalania ładunku wzdłuż powierzchni środkowych okrągłych kanałów o małym stożku, podczas gdy w przedniej części ładunek ma kanał początkowy w postaci jedenastoramiennej gwiazdy. Dzięki takiej konfiguracji powierzchni spalania ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe początkowo wzrasta, osiągając wartość maksymalną w przybliżeniu w 20. sekundzie lotu, następnie w ciągu kolejnych 40 s maleje 1,5-krotnie, po czym nieznacznie wzrasta, i od 85. sekundy lotu ponownie maleje (początkowo płynnie, a od 110. sekundy - gwałtownie). Opisany charakter zmiany ciągu zapewnia dość duże przyspieszenie początkowe samolotu, ograniczone naciski dynamiczne na konstrukcję w środkowej fazie lotu oraz niewielkie przeciążenia (3 G) na koniec lotu.

W przedniej części SRM zainstalowany jest mały, krótkotrwały silnik rakietowy na paliwo stałe, zapewniający zapłon ładunku paliwowego w ciągu 0,3 s (takie zapalniki nazywane są pirogenicznymi). Do tylnej części przymocowana jest dysza strumieniowa o masie około 10 ton, wepchnięta w korpus na 1/4 jej długości. Dysze takie, zwane dyszami „wnękowymi”, umożliwiają zmniejszenie wymiarów osiowych silnika i zapewniają szereg innych korzyści.

Głównymi materiałami konstrukcyjnymi dyszy są stal i stopy aluminium. Ich ochronę termiczną zapewnia ablacyjna powłoka z fenolu wzmocnionego tkaniną węglową i pośrednia warstwa termoizolacyjna z fenolu wzmocnionego włóknem szklanym. To ostatnie tworzywo fenolowe służy również jako materiał konstrukcyjny sekcji wylotowej dyszy. Podczas spalania ładunku paliwa powstają gazy o temperaturze 3400 K i ciśnieniu 4,4 MPa (ciśnienie maksymalne jest 1,5 razy wyższe). Rozprężając się w dyszy, wytwarzają impuls właściwy równy 2480 m/s na powierzchni Ziemi i 2600 m/s w próżni.

Silniki SRM powstały dla statku kosmicznego wielokrotnego użytku Space Shuttle (MTKK) – pierwszego amerykańskiego promu kosmicznego, którego loty rozpoczną się w 1981 roku. Dwa silniki rakietowe na paliwo stałe, zainstalowane w konfiguracji równoległej i współpracujące z trzema silnikami na paliwo ciekłe, będą zapewnić wystrzelenie MTKK i jego wzniesienie na wysokość 45 km. Po oddzieleniu silnika rakietowego na paliwo stałe wskazane silniki rakietowe będą działać przez kolejne 6 minut, aż prom kosmiczny osiągnie prędkość prawie równą pierwszej prędkości kosmicznej.

W celu sterowania torem lotu MTKK w każdym silniku na paliwo stałe wokół szyjki dyszy montowane jest uniwersalne łożysko elastyczne o średnicy około 2 m i masie ponad 3 ton, zapewniające (wraz z napędami hydraulicznymi) obrót dyszy w dwóch płaszczyznach osiowych pod kątem ±8° i w konsekwencji zmiana wektora ciągu. Poprzez odpowiednie obrócenie obu dysz uzyskuje się kontrolę pochylenia, kursu i przechyłu. Podstawą tego łożyska są naprzemienne stalowe i gumowe płytki pierścieniowe sklejone w jeden blok.

Projektowy program lotu promu kosmicznego można utrzymać jedynie przy pewnym, niezbyt dużym rozrzucie charakterystyk eksploatacyjnych poszczególnych silników rakietowych na paliwo stałe (czas osiągnięcia trybu nominalnego w momencie startu, wartość ciągu w każdym momencie itp.) .). W przeciwnym razie system sterowania lotem nie będzie w stanie „sparować” pojawiających się zakłóceń trajektorii. W celu zapewnienia stabilnej pracy SRM opracowano rygorystyczne wymagania dotyczące jakości wyjściowych Komponentów paliwowych oraz technologii wytwarzania wsadów paliwowych. Ładunki dla każdej konkretnej pary SRM mają być wytwarzane jednocześnie. Ponadto przygotowana w jednym pojemniku mieszanka paliwowa będzie naprzemiennie wlewana do odpowiednich segmentów obu silników rakietowych na paliwo stałe.

Po zakończeniu pracy silników SRM i ich separacji należy uruchomić system spadochronowy, który zapewni miękkie lądowanie tych silników rakietowych na paliwo stałe na powierzchni oceanu w celu ich ponownego wykorzystania. Pod tym względem SRM jest także wyjątkowy wśród silników rakietowych na paliwo stałe. Jego obudowa została zaprojektowana na przykładowo dwadzieścia razy, a elastyczne łożysko – na dziesięć razy. Osłona termiczna korpusu i dyszy będzie zdejmowana (strugą z dyszy) po każdym locie i zakładana ponownie. W celu ograniczenia obciążeń dynamicznych możliwej do odzyskania konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe zdecydowano się wyrzucić plastikową część wyjściową dyszy ze zużytego silnika w górnej części toru lotu. Wyrzucona osłona dyszy jest odcinana przez gazy wytwarzane przez pierścieniowy piroładunek.

Należy zauważyć, że przy tworzeniu tak dużego silnika jak SRM konieczne było przeprowadzenie na stanowisku tylko czterech testów ogniowych pełnowymiarowych eksperymentalnych silników rakietowych na paliwo stałe. W związku z tym koszty opracowania silnika były niewielkie. Okoliczność tę tłumaczy się w szczególności faktem, że korporacja Thiokol, która opracowała SRM, w pełni wykorzystała doświadczenia zgromadzone w USA w procesie tworzenia i eksploatacji kolejnego dużego silnika rakietowego na paliwo stałe, o czym mowa poniżej.

Silnik UA-1205. Ten silnik rakietowy na paliwo stałe, stworzony przez United Technology Center, jest używany od 1965 roku do wstępnego przyspieszania różnych pojazdów nośnych z rodziny Ti-tan-3. Podobnie jak prom kosmiczny, również i one mają zainstalowane równolegle dwa silniki rakietowe na paliwo stałe, które działają od startu do wysokości 45 km. Jeden z tych rakiet nośnych przedstawiony jest (w locie, w momencie oddzielania zużytych silników rakietowych na paliwo stałe) na ostatniej stronie okładki broszury.

UA-1205 to największy dotychczas działający silnik rakietowy na paliwo stałe. Jego cylindryczny stalowy korpus o średnicy 3,05 m zawiera około 193 ton paliwa stałego, którego spalanie tworzy ciąg sięgający 5,3 MN. Czas pracy silnika wynosi 125 s, całkowity wytworzony impuls ciągu wynosi około 500 MN s. UA-1205 (rys. 9) ma konstrukcję przekrojową i zasilany jest paliwem mieszanym o składzie podobnym do tego stosowanego w silniku SRM. Konfiguracja ładunków jest podobna do tej stosowanej w SRM, ale tylne końce poszczególnych sekcji (w sumie 7) nie są opancerzone. Dzięki temu na początku pracy silnika rakietowego na paliwo stałe jego ciąg osiąga wartość maksymalną (wskazaną powyżej), następnie stopniowo maleje do ~70%, a w ciągu ostatnich 20 s gwałtownie spada do zera.

Rys. 9 Układ napędowy z silnikiem rakietowym na paliwo stałe UA-1205

W przeciwieństwie do SRM, UA-1205 ma zwykłą, a nie „wpuszczoną” dyszę. Jego konstrukcja obejmuje grafitowe wykładziny pierścieniowe (w szyjce) i materiały ablacyjne (fenoplasty wzmocnione krzemionką i innymi tkaninami). Produkty spalania przyspieszając w dyszy, nadają silnikowi impuls właściwy o wartości 2610 m/s (w próżni).

W celu kontrolowania lotu pojazdów nośnych w każdym; Silnik UA-1205 wyposażony jest w układ sterowania wektorem ciągu, oparty na asymetrycznym wprowadzaniu pomocniczej cieczy roboczej – czterotlenku ciekłego azotu – do naddźwiękowego strumienia gazu w dyszy. W tym celu przewidziano elektrycznie sterowane dysze, umieszczone wokół dyszy mniej więcej pośrodku części rozszerzającej się. Na każdą ćwiartkę przekroju przypada sześć sprzężonych ze sobą dysz, po włączeniu w odpowiednim miejscu dyszy generowana jest boczna siła sterująca. Jest to spowodowane dynamicznym i chemicznym oddziaływaniem przepływów oraz impulsem siły wytwarzanym przez strumień pomocniczej cieczy roboczej.

Chociaż składowa osiowa ciągu wzrasta, wynikający z tego impuls właściwy rakiety na paliwo stałe nadal maleje. Metoda ta zapewnia kontrolę lotu rakiety w pochyleniu i kursie przy zastosowaniu jednego silnika, a w przypadku dwóch silników (czyli jak w rakietach nośnych z rodziny Titan-3) także przy rozbiegu. W UA-1205 czterotlenek azotu znajduje się w specjalnym zbiorniku, z którego wypierany jest przez sprężony azot. Podczas lotu zużywa się około 80% rezerwy płynu, wynoszącej ~ 4 tony.

Biorąc pod uwagę silnik rakietowy na paliwo stałe układu separacji, układ napędowy oparty na UA-1205 ma wysokość 26 m i masę 230 ton.

Rodzina rakiet nośnych Titan-3 jest wyraźnym przykładem efektywności wykorzystania „zamontowanych” silników rakietowych na paliwo stałe w celu zwiększenia ładowności eksploatowanych rakiet seryjnych. Historia tych rakiet nośnych rozpoczęła się od dwustopniowej rakiety międzykontynentalnej Titan-2, przystosowanej do wystrzeliwania ładunków w przestrzeń kosmiczną. Przyspieszenie tej rakiety, używanej w latach 1965–1966. do wystrzelenia załogowego statku kosmicznego Gemini, zapewniono za pomocą dwóch sekwencyjnie włączanych silników rakietowych na paliwo ciekłe. Pierwszy z nich rozwinął ciąg 1913 kN (na Ziemi) i pracował przez 150 s, drugi - ciąg 445 kN przez 180 s.

Po zainstalowaniu na szczycie Titan-2 kolejnego stopnia płynnego i przymocowaniu „zamontowanych” silników na paliwo stałe UA-1205 po obu stronach kadłuba, masa startowa rakiety wzrosła ze 147 do 630 ton, a ładowność (masa ładunku wystrzelonego na orbitę kołową Titan-2) wzrosła z około 3,5 do 13 ton. Określona modernizacja rakiety nośnej została przeprowadzona w krótkim czasie i kosztem znacznie mniejszym niż byłoby to możliwe konieczne było stworzenie zupełnie nowego pojazdu nośnego o tej samej mocy.

Sumaryczny ciąg dwóch silników UA-1205 okazuje się wystarczający, aby podnieść rakietę nośną od ziemi i unieść ją na wysokość kilkudziesięciu kilometrów (silniki rakietowe na paliwo ciekłe włączane są po wyłączeniu silnika rakietowego na paliwo stałe). zakończył działalność). Jeśli obliczymy stosunek ciągu do masy dla różnych wariantów rodziny rakiet nośnych Titan-3, okaże się, że liczba ta wzrosła po modernizacji rakiety nośnej z 1,3 do 1,7 G. W ten sposób rakieta nośna zaczęła szybciej przyspieszać, a co za tym idzie, zmniejszyły się straty prędkości związane z wpływem grawitacji (w przypadku strat na pokonanie oporu aerodynamicznego nie wzrosły one zbytnio).

Mówiąc obrazowo, „zamontowane” silniki rakietowe na paliwo stałe tchnęły nowe życie w rakiety Titan, zapewniając ich szerokie zastosowanie w realizacji amerykańskich programów kosmicznych. Rakiety tego typu to najpotężniejsze amerykańskie rakiety nośne działające w ostatnich latach. Wiele osiągnięć w astronautyce wiąże się z ich zastosowaniem. Tak więc w 1977 roku przy pomocy Tytanów wystrzelono dwie stacje międzyplanetarne Voyager, które po przesłaniu najcenniejszych informacji o Jowiszu i jego satelitach kontynuowały podróż w stronę Saturna. Aby skrócić czas lotu, wskazanym statkom kosmicznym nadano trzecią prędkość ucieczki i wylecą poza Układ Słoneczny.

Do rozpędzania Voyagerów używano pięciostopniowych rakiet nośnych z rodziny Titan-3: pierwszy stopień wyposażony był w silniki na paliwo stałe UA-1205, kolejne trzy w silnik rakietowy na paliwo ciekłe, zaś najwyższy (tzw. stopień górny) ) z silnikiem rakietowym na paliwo stałe. Ten silnik na paliwo stałe zostanie omówiony dalej, a tutaj zajmiemy się silnikami rakietowymi na paliwo stałe, które są stosowane w innym pojeździe nośnym, który stał się szeroko stosowany w programach kosmicznych.

Silniki LV „Delta”. W Stanach Zjednoczonych ten pojazd nośny nazywany jest „koniem pociągowym astronautyki”: wystrzelił w przestrzeń kosmiczną więcej ładunków niż jakakolwiek inna zagraniczna rakieta, a ładunki te mają różnorodne cele.

Początkowo Delta była rakietą trójstopniową z silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe w pierwszych dwóch stopniach i silnikiem rakietowym na paliwo stałe w trzecim. Przy masie startowej około 48 ton mógł umieścić 270 kg ładunku na orbicie kołowej na wysokości 370 km lub 45 kg na wydłużonej eliptycznej orbicie o wymiarach 185 x 36 000 km (tzw. geostacjonarna orbita transferowa). Od czasu swojego pierwszego lotu w 1960 roku Delta przeszła szereg zmian, podczas których pojawiły się potężniejsze rakiety nośne, wyposażone w trzy (1964), sześć (1970) i ​​dziewięć (1972) zamontowanych silników rakietowych na paliwo stałe. Jedna z najnowszych wersji „Delty” pokazana jest na ryc. 10 z podziałem na osobne elementy. Wysokość tej rakiety wynosi 35 m, masa startowa wynosi 132 tony, z czego 42 tony spadają na 9 zamontowanych silników rakietowych na paliwo stałe.

Rozważmy sekwencję działania silników tej wersji rakiety nośnej podczas wystrzeliwania sztucznego satelity na orbitę geostacjonarną. Na polecenie „Start” włączany jest silnik płynny bloku centralnego (I stopień), rozwijający ciąg 912 kN oraz 6 silników na paliwo stałe, które wytwarzają dodatkowy ciąg 942 kN. W rezultacie rakieta otrzymuje przyspieszenie początkowe wynoszące 1,4 G. Po 39 s, gdy silniki rakiety na paliwo stałe przestaną działać, Delta przyspiesza do prędkości około 400 m/s, wznosząc się na wysokość około 5 km (w tym czasie rozpoczął się już obrót rakiety nośnej, zapewniając „ płynne” wystrzelenie ładunku na niską orbitę okołoziemską). Następnie włączane są trzy pozostałe silniki na paliwo stałe. Taka kolejność działań wynika z konieczności ograniczenia przeciążeń działających na dna zbiorników z komponentami paliw ciekłych.

~10 s po zatrzymaniu pracy ostatnich silników na paliwo stałe na wysokości około 20 km wszystkie dziewięć silników na paliwo stałe zostaje jednocześnie rozdzielonych. Stopień ciekły działa aż do około 230 sekundy lotu. W tym samym czasie rakieta nośna wznosi się o 95 km, przyspieszając do 5300 m/s. Poruszając się przez kilka sekund na skutek bezwładności, Delta wznosi się o kolejne 10 km, po czym silnik rakietowy drugiego stopnia jest włączany dwukrotnie w odstępie 13 minut. Po łącznie 300 s pracy przy poziomie ciągu 46 kN określony silnik rakietowy na paliwo ciekłe dostarcza ładunek na wysokość około 180 km, nadając mu pierwszą prędkość ucieczki.

Następnie następuje rozkręcenie (w celu stabilizacji) i wydzielenie trzeciego stopnia na paliwo stałe (wraz z satelitą). Jego silnik ciągu 67 kN włącza się w 24 minucie lotu i już po 44 sekundach pracy zwiększa prędkość satelity z 7,9 do 10,25 km/s. W tym przypadku satelita zostaje wystrzelony na punkt nad równikiem odpowiadający perygeum orbity o wymiarach 185 x 35 790 km, z nachyleniem do płaszczyzny równikowej około 29° (apogeum odpowiada przeciwnemu punktowi globu). Tutaj satelita oddziela się i samodzielnie, korzystając z własnego silnika rakietowego, przechodzi na orbitę geostacjonarną. Tę końcową fazę lotu omówimy w odpowiednim dziale (patrz strona 49), ale na razie wróćmy do „Delty”.

Ryż. 10. Pojazd nośny Delta

Z powyższego schematu startu łatwo zauważyć, że zamontowane silniki rakietowe na paliwo stałe Delta (a tym bardziej każdy z nich z osobna) mają stosunkowo niewielki udział w całkowitym impulsie ciągu wytwarzanym przez wszystkie silniki NN. Działają przez krótki czas i są rozdzielone na małej wysokości. Jeśli więc w promie kosmicznym i pojeździe nośnym Titan odpowiednie silniki rakietowe na paliwo stałe tworzą pełnoprawne stopnie, to c. „Delta” mają pośrednią charakterystykę między stopniami rakietowymi a akceleratorami rakietowymi. Strukturalnie silniki te należą do najprostszych spośród silników rakietowych na paliwo stałe. W szczególności tego nie robią. zawierają urządzenia do zmiany wektora ciągu, a sterowanie lotem rakiety nośnej Delta odbywa się za pomocą układu napędu płynnego jednostki centralnej.

Od 1968 roku trzeci stopień rakiety nośnej Delta wyposażany jest w silniki rakietowe na paliwo stałe serii Star-37, stworzone na bazie silnika hamującego statku kosmicznego Surveyor. Zawierają korpusy o średnicy 935 mm wykonane ze stopu tytanu oraz „wgłębione” dysze. Początkowo stosowano wersję silnika rakietowego na paliwo stałe z korpusem kulistym, który charakteryzował się następującymi charakterystykami: masa 718 kg, w tym 653 kg (tj. 91%) mieszanki paliwowej polibutadien – nadchloran amonu – aluminium, maksymalny ciąg 46,7 kN, impuls właściwy 2850 m/s. Silnik pracując przez 44 s uzyskał całkowity impuls ciągu 1860 kN s, co odpowiada średniemu ciągowi 42 kN.

W 1972 roku korpus (i odpowiednio ładunek paliwa) silnika rakietowego na paliwo stałe wydłużono o 362 mm poprzez wprowadzenie środkowej części cylindrycznej, w związku z czym masa silnika rakietowego na paliwo stałe wzrosła o około 400 kg, a zawartość paliwa wzrosła do 92,6%. Całkowity impuls ciągu osiągnął 2910 kN·s; proporcjonalnie do tego wzrósł ciąg (do 66,7 kN), gdyż czas pracy silnika pozostał taki sam.

Pod tym względem interesujące jest porównanie silników rakietowych na paliwo stałe z silnikami na paliwo ciekłe. Jeżeli dla układu napędowego z silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe zwiększenie (zmniejszenie) zasilania paliwem powoduje odpowiednie wydłużenie (zmniejszenie) czasu pracy silnika, podczas gdy jego ciąg pozostaje niezmieniony, to dla silnika rakietowego na paliwo stałe obserwuje się efekt odwrotny. Zatem ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe można zmieniać w znacznych granicach, po prostu zmieniając długość. opłata paliwowa. Pod tym względem sekcyjne silniki rakietowe na paliwo stałe (podobne do omawianych wcześniej SRM i UA-1205) są „elastyczne”: zmieniając liczbę sekcji, można łatwo uzyskać silniki o różnym ciągu.

Kończąc omówienie zagadnień związanych z silnikami rakiety nośnej Delta, zauważamy, że w latach 1977–1978. Powstały nowe wersje silników rakietowych na paliwo stałe serii Star-37, w których zastosowano wiele najnowszych osiągnięć w dziedzinie silników na paliwo stałe. Teraz przejdziemy do rozważenia kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe stworzonych we Francji.

Wyrzutnia rakiet na paliwo stałe „Diamant”. Na drugim i trzecim stopniu tej rakiety nośnej zainstalowano silniki na paliwo stałe, za pomocą których w latach 1965–1975 wystrzelono kilka francuskich satelitów. (w pierwszym etapie rakiety zastosowano silnik rakietowy na paliwo ciekłe). Diamant to jedyny pojazd nośny stworzony we Francji. Podobnie jak amerykańskie, ta rakieta nośna przeszła szereg ulepszeń mających na celu zwiększenie mocy.

W najnowszej wersji Diamanta zastosowano jednodyszowe silniki rakietowe na paliwo stałe w krótkich obudowach z włókna szklanego o średnicy 1,5 (drugi stopień) i 0,8 m (trzeci stopień), które zawierały odpowiednio 4 i 0,685 tony mieszanki paliwa. Pierwszy z tych silników rakietowych na paliwo stałe zapewnia sterowanie wektorem ciągu poprzez wtryskiwanie freonu do dyszy, co pozwala kontrolować lot rakiety w płaszczyźnie nachylenia i kursu. Silnik ten pracuje przez 62 s przy stałym poziomie ciągu 180 kN. Odpowiednie parametry silnika rakietowego na paliwo stałe trzeciego stopnia „Diamant” wynoszą 46 s i ~ 30 kN (wartość średnia). Podobnie jak silnik rakietowy na paliwo stałe drugiego stopnia, silnik ten zawiera stałą dyszę z grafitową szyjką, ale nie posiada urządzeń do sterowania wektorem ciągu.

Z ryc. 1, na którym przedstawiono ten silnik rakietowy na paliwo stałe, widać wyraźnie, że jego ładunek paliwowy ma centralny okrągły kanał z poprzecznymi szczelinami. Taka konfiguracja ładunku zapewnia stałą powierzchnię spalania, a co za tym idzie, stały ciąg silnika podczas pracy. Dokładne wymiary wewnętrznej wnęki ładunkowej są zapewnione poprzez obróbkę mechaniczną.

Paliwo stanowi 91% masy całkowitej silnika i ma następujący skład: 60% nadchloran potasu, 21% poliuretan, 19% aluminium (wartości w zaokrągleniu). Zastosowanie tego stosunkowo nieefektywnego paliwa pozwoliło uzyskać impuls właściwy silnika rakietowego na paliwo stałe wynoszący zaledwie około 2730 m/s. W przypadku silnika rakietowego na paliwo stałe drugiego stopnia rakiety nośnej Diamant (w którym również zastosowano paliwo poliuretanowe) parametr ten jest jeszcze niższy i wynosi około 2680 m/s.

Należy zaznaczyć, że silniki rakietowe Diamant nie odzwierciedlają w pełni sukcesów Francji w dziedzinie silników rakietowych na paliwo stałe. Przykładowo, powstające w tym kraju rakiety balistyczne dalekiego zasięgu wykorzystują silniki rakietowe na paliwo stałe z ładunkami paliwowymi, których masa sięga 16 ton i czas spalania 76 sekund. W 1969 roku francuska firma zademonstrowała na wystawie eksperymentalny ładunek o średnicy 3 m.

Wiele współczesnych osiągnięć w dziedzinie silników rakietowych na paliwo stałe zrealizowano na silniku na paliwo stałe, stworzonym ostatnio wspólnie przez specjalistów z Francji, Włoch i Niemiec do stosowania w statkach kosmicznych od 1980 roku. Jest to silnik rakietowy na paliwo stałe o masie całkowitej 692 kg rozwija całkowity impuls ciągu 1900 kN si impuls właściwy ponad 2890 m/s. Zanim jednak przejdziemy do silników statków kosmicznych, rozważymy silniki kilku kolejnych rakiet nośnych.

Silnik rakietowy na paliwo stałe „Vexuing”. Silnik ten, pokazany na rys. 11, wykorzystano w trzecim stopniu angielskiej rakiety nośnej Black Arrow, za pomocą której w 1971 roku wystrzelono na orbitę pierwszego angielskiego satelitę Prospero. Chociaż silniki „Vexuing” i podobne nie są powszechnie stosowane, rozważenie tego silnika rakietowego na paliwo stałe umożliwi pełniejsze zrozumienie możliwych konstrukcji kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe, ich cech i problemów rozwiązanych podczas ich tworzenia.

W silniku rakietowym na paliwo stałe Vaxuing zastosowano korpus w postaci cienkościennego (0,6–0,8 mm) stalowego zbiornika o średnicy 712 mm. W silniku mieści się 312 kg niezbyt zwyczajnej mieszanki paliwa. Składa się z nadchloranu amonu (63%), pikrynianu amonu (14%), aluminium (12%) i palnego spoiwa na bazie plastyfikowanego poliizobutylenu (11%). Paliwo to charakteryzuje się tym, że wytworzenie z niego wsadu sprowadza się do wymieszania wskazanych składników do stanu gęstej pasty (o gęstości 1,77 g/cm3), której późniejszego utwardzania nie przeprowadza się. W temperaturze 60°C masa paliwa staje się tak plastyczna, że ​​można ją wlać do obudowy silnika na paliwo stałe pod próżnią.

Po załadowaniu do paliwa wprowadzana jest profilowana igła, która tworzy kanał spalania wewnętrznego. Wytwarzając odpowiednie ciśnienie hydrostatyczne, ładunek jest szczelnie dociskany do korpusu, który wstępnie pokryty jest warstwą termoizolacyjną (wypełniony polietylen chlorosulfonowy) i kompozycją klejącą (kauczuk nitrylowy).

Układ napędowy z silnikiem rakietowym na paliwo stałe Vaxuing ma masę 352 kg (89% tej wartości stanowi paliwo) i pracuje przez 37 s, wytwarzając impuls właściwy o wartości około 2710 m/s. Przez pierwsze 15 s ciąg rakiety na paliwo stałe stopniowo wzrasta, osiągając ~29 kN (jednocześnie ciśnienie w komorze wzrasta do ~2,8 MPa), po czym stopniowo maleje. Twórcy Wexwinga obawiali się, że pastowaty ładunek paliwowy, który pod niewielkim obciążeniem jest dość elastyczny, będzie „płynął” pod wpływem przyspieszeń podczas pracy silników pierwszego i drugiego stopnia rakiety nośnej. Odpowiednie eksperymenty wykazały jednak, że niebezpieczny poziom przeciążeń znacznie przekracza rzeczywisty.

Ryż. 11. Silnik rakietowy na paliwo stałe „Vexuing”

Tworząc silnik rakietowy na paliwo stałe Wexwing, należało przewidzieć możliwość jego awaryjnego wyłączenia w przypadku opuszczenia przez rakietę nośną bezpiecznej strefy poligonu. W tym celu w przednim dnie kadłuba umieszczano pierścieniowy ładunek wybuchowy; w przypadku jego detonacji wycinano w dnie otwór o średnicy około 200 mm. W takim przypadku następuje gwałtowny spadek ciśnienia roboczego w silniku i zatrzymuje się spalanie paliwa.

Podczas wystrzeliwania satelity silnik Wexwing włączył się w apogeum orbity pośredniej i zapewnił przeniesienie satelity na orbitę okołobiegunową. Po oddzieleniu satelity stopień rakiety kontynuował ruch ze względu na wypływ produktów pirolizy materiałów termoizolacyjnych podgrzanych do temperatury wysoka temperatura. W efekcie w trakcie zderzenia scena dogoniła satelitę i uszkodziła antenę telemetryczną. Fakt ten jest jedną z wielu „niespodzianek”, które należy wziąć pod uwagę przy tworzeniu i użytkowaniu kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe.

Silniki pojazdów nośnych na całkowicie stałe paliwo pędne. Przyspieszanie tych trzy- i czterostopniowych rakiet odbywa się wyłącznie za pomocą silników rakietowych na paliwo stałe zainstalowanych na wszystkich stopniach. Ostatecznym celem podczas opracowywania takich rakiet nośnych było stworzenie środków dostarczania ładunków w przestrzeń kosmiczną, które nie byłyby bardzo drogie w produkcji i łatwe w użyciu, a także nie wymagałyby skomplikowanych kompleksów startowych i szeroko zakrojonych przygotowań przed wystrzeleniem. Kluczowy dla osiągnięcia tego wszystkiego był wybór małych i prostych w konstrukcji silników rakietowych na paliwo stałe do wszystkich stopni rakiety nośnej.

Rozważane rakiety nośne są małe i znacznie gorsze od innych nowoczesnych rakiet nośnych pod względem masy startowej i odpowiednio masy ładunku. Największą uwagę zwrócimy na amerykańską czterostopniową rakietę nośną Scout, która działa od 1960 roku. Początkowo masa startowa tej rakiety nośnej wynosiła 16 ton i mogła ona wynieść sztucznego satelitę o masie 45 kg na bliską odległość -Okrążenie Ziemi na wysokości 280 km. Od początku użytkowania rakieta nośna Scout była wielokrotnie modernizowana w celu zwiększenia mocy, modyfikowano także poszczególne silniki rakietowe na paliwo stałe lub wymieniano je na nowe, bardziej zaawansowane modele.

W nowoczesnej wersji rakieta nośna o masie startowej 21,4 tony jest w stanie wynieść ładunek o masie 181 kg na niską orbitę okołoziemską na wysokość 560 km. Wysokość rakiety nośnej wynosi 23 m, maksymalna średnica korpusu 1,13 m. Podtrzymujące silniki rakietowe na paliwo stałe tej rakiety rozwijają ciąg 476, 275, 125 i 25 kN (zgodnie z kolejnością ich aktywacji). ) i działają od ~75 (pierwszy stopień) do ~30 s (ostatni stopień).

Silniki te nie posiadają urządzeń do zmiany wektora ciągu, a lot rakiety Scout sterowany jest za pomocą sterów aerodynamicznych i gazowych zainstalowanych na pierwszym stopniu oraz stałych silników rakietowych o niskim ciągu instalowanych na kolejnych stopniach. Ponadto w drugim i trzecim etapie wykorzystywane są silniki rakietowe na paliwo ciekłe, wykorzystujące produkty rozkładu nadtlenku wodoru, natomiast w czwartym etapie wykorzystywane są pomocnicze silniki rakietowe na paliwo stałe, które wprawiają scenę w ruch obrotowy wokół osi podłużnej.

Z podtrzymujących silników rakietowych na paliwo stałe rakiety Scout przyjrzymy się szczegółowo silnikowi FW-4, który był używany w czwartym etapie w latach 1965–1973. Posiada cylindryczny korpus o średnicy 508 mm, masa wyposażonego silnika ~300 kg. Ponadto 91% tej masy stanowi paliwo mieszane zawierające nadchloran amonu, kopolimer butadienu, akrylonitrylu, kwasu akrylowego i glinu.

W początkowej części wsadu paliwowego powierzchnię spalania tworzy centralny cylindryczny kanał, następnie poprzeczna pierścieniowa szczelina i ponownie osiowy okrągły kanał, który przechodzi w rozszerzający się stożkowy otwór. Wspomniana szczelina spełnia podwójną rolę: kompensuje naprężenia temperaturowe powstające przy zmianie warunków przechowywania silnika rakietowego na paliwo stałe oraz zapewnia właściwy charakter zmiany ciągu: w ciągu pierwszych 11 s pracy wzrasta nierównomiernie od 21 do 30 kN, a w ciągu kolejnych 19 s stopniowo maleje. Średnia (w czasie eksploatacji) wartość ciśnienia w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe wynosi 5,3 MPa.

Produkty spalania wypływające z dyszy wytwarzają impuls właściwy o wartości 2805 m/s. Dysza jest przymocowana do korpusu za pomocą izolowanego cieplnie kołnierza ze stopu aluminium. Szyjkę dyszy tworzy grafitowy pierścień, a część rozprężną stanowi stożkowa osłona ze stali nierdzewnej (o grubości 0,25 mm), zabezpieczona od wewnątrz tkaniną grafitową (w początkowej części) i materiałem krzemowo-fenolowym.

Obudowa silnika FW-4 zabezpieczona jest przed przepaleniem warstwą izolacji termicznej z kauczuku nitrylowo-butadienowego wypełnionego tlenkiem krzemu. Sam korpus o cylindrycznej ściance o grubości 2 mm wykonany jest z włókna szklanego, czyli materiału na bazie włókien szklanych i polimerowego składnika wiążącego (w tym przypadku żywicy epoksydowej), co jest cechą charakterystyczną FW- 4 w porównaniu z omawianym wcześniej SRM i UA-1205.

Najpopularniejszą metodą wytwarzania kadłubów z włókna szklanego jest nawijanie ciągłej taśmy szklanej impregnowanej żywicą na obracający się trzpień. Zwinięta struktura poddawana jest utwardzaniu cieplnemu, po czym trzpień jest usuwany z obudowy; w tym celu jest składany lub zniszczalny (na przykład z gipsu). Stosowanie obudów z tworzyw sztucznych w silnikach rakietowych na paliwo stałe wiąże się z koniecznością rozwiązania szeregu specyficznych problemów, z których jednym jest znacząca zmiana wymiarów geometrycznych konstrukcji pod ciśnieniem roboczym, co tłumaczy się zwiększonym ( w porównaniu z metalami) deformacja tworzyw sztucznych.

Na przykład podczas testowania FW-4 wykryto następujący problem charakterystyczny dla tego silnika. Bezpośrednio przed wystrzeleniem głównego silnika rakietowego na paliwo stałe czwarty stopień rakiety Scout jest rozkręcany (za pomocą wspomnianych powyżej pomocniczych silników rakietowych na paliwo stałe) do prędkości 120–160 obr./min w celu jego ustabilizowania. Część ładunków nie jest oddzielona od stopnia i jeżeli po zakończeniu pracy głównego silnika rakietowego na paliwo stałe zostanie włączony mechanizm spowalniający obrót ładunku, obudowa silnika poddana zostanie dodatkowym obciążeniom. Badania laboratoryjne pierwszych próbek FW-4 z symulowanym obrotem wykazały, że obciążenia te mogą powodować rozwarstwienie obudów z włókna szklanego utworzonych przez wewnętrzną warstwę uzwojenia spiralnego i zewnętrzną warstwę uzwojenia poprzecznego (okrągłego). Dlatego zaczęto robić skrzynki, naprzemiennie jedno i drugie uzwojenie.

Wzmocnione tworzywa sztuczne są szeroko stosowane jako materiał konstrukcyjny obudów nowoczesnych kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe. W porównaniu do obudów metalowych, obudowy plastikowe mają mniejszą wagę, co tłumaczy się wyższą wytrzymałością właściwą tworzyw sztucznych. Parametr ten definiuje się jako stosunek wytrzymałości na rozciąganie do gęstości materiału. Przed wprowadzeniem System międzynarodowy Zamiast gęstości zastosowano jednostki (SI). środek ciężkości, i w tym przypadku podany parametr miał wymiar długości. Zatem w tym poprzednim wymiarze wytrzymałość właściwa stali stosowanych w silnikach SRM i UA-1205 wynosi 20 km, a włókna szklanego zastosowanego w FW-4 około 50 km.

Nowoczesne wyposażenie technologiczne umożliwia produkcję obudów plastikowych bez złączy w jedną całość i zapewnia stabilność ich właściwości. Poprzez nawinięcie włókien pod różnymi kątami i dobranie odpowiedniej ilości włókien w odpowiednich miejscach uzyskuje się jednakową wytrzymałość konstrukcji produkowanego korpusu. Wszystko to pozwala maksymalnie wykorzystać wysokie właściwości wytrzymałościowe tworzyw sztucznych.

Ze względu na wysoką produktywność procesów technologicznych i stosunkowo niski koszt surowców, obudowy silników rakietowych na paliwo stałe wykonane z włókna szklanego (to właśnie tworzywo to znalazło największe zastosowanie) są niewiele droższe od obudów metalowych. Przede wszystkim korzystne jest stosowanie tworzyw sztucznych do silników górnych stopni rakiet nośnych i urządzeń pracujących w przestrzeni kosmicznej, gdzie zmniejszenie masy konstrukcji zapewnia maksymalny wzrost masy ładunku.

Kończąc opis silników rakiety nośnej Scout należy zauważyć, że 3 czerwca 1979 roku miał miejsce setny start tej rakiety. Do tego czasu pomyślnie przeprowadzono 95 startów, w tym 37 z rzędu (w latach 1967–1975). Ta ostatnia liczba jest rekordem wśród zagranicznych rakiet nośnych.

Oprócz USA kosmiczne pojazdy nośne na paliwo stałe powstały także w Japonii i Indiach. Od 1974 roku w Japonii używane są różne wersje trzystopniowych rakiet nośnych serii Mu. Ich cechą jest obecność w pierwszym stopniu zamontowanych dopalaczy na paliwo stałe, które przez krótki czas wytwarzają ciąg dodatkowy do ciągu głównego silnika rakietowego na paliwo stałe. Jako przykład podajemy charakterystykę silnika jednego z wariantów rakiety nośnej serii Mu (o masie startowej 42 ton): ciąg głównych silników rakietowych na paliwo stałe (zgodnie z kolejnością włączenia) - 867, 279 i 57 kN, czas pracy - odpowiednio 61, 69 i 53 Z. W tej rakietie nośnej zastosowano 8 akceleratorów o średnicy 0,3 m i ciągu 95 kN, działających przez 8 s.

Zatem ciąg początkowy rakiety nośnej wynosi prawie 1630 kN, a rakieta startuje z przyspieszeniem około 4 G. W ostatnich latach w pierwszych dwóch stopniach rakiety nośnej serii Mu zastosowano napęd silników rakietowych na paliwo stałe wyposażonych w układy sterowania wektorem ciągu (w szczególności stosuje się wtrysk cieczy do dyszy); trzeci stopień jest stabilizowany przez obrót. LV mają wysokość do 25 m i maksymalną średnicę korpusu 1,4 m (bez dopalaczy); masa startowa przekracza 50 ton.

Odpowiednikiem oryginalnej wersji rakiety Scout była rakieta nośna na paliwo stałe, stworzona niedawno w Indiach. Ta czterostopniowa rakieta ma wysokość 23 m i maksymalną średnicę korpusu 1 m. Przy masie startowej 17 ton musi wynieść 40 kg ładunku na niską orbitę okołoziemską na wysokość 400 km. Wystrzelenie tej rakiety nośnej, przeprowadzone w sierpniu 1979 r., zakończyło się niepowodzeniem.

Silniki rakietowe na paliwo stałe w statkach kosmicznych. Przede wszystkim rozważymy silniki na paliwo stałe, które są powszechnie stosowane do wytworzenia końcowego impulsu przyspieszającego podczas wystrzeliwania statku kosmicznego na orbity bliskie Ziemi, których osiągnięcie wymaga dużych kosztów energii, oraz na trajektoriach międzyplanetarnych. Przykładowo większość wystrzelonych do tej pory satelitów geostacjonarnych była wyposażona w nierozłączne silniki rakietowe na paliwo stałe, które uwzględniono bezpośrednio w projekcie statku kosmicznego.

Wcześniej badaliśmy kolejność operacji podczas wystrzeliwania satelity geostacjonarnego, ograniczając się do momentu zakończenia pracy ostatniego stopnia rakiety nośnej i odpowiednio wejścia satelity na geostacjonarną orbitę transferową. Spróbujmy teraz obliczyć charakterystykę pokładowego silnika rakietowego na paliwo stałe satelity, jeśli z obliczeń trajektorii lotu wiadomo, że do wykonania końcowego manewru satelity konieczne jest zapewnienie dodatkowej prędkości ? V? 1840 m/s. Odpowiedni impuls przyspieszenia powstaje w apogeum orbity transferowej i w tym przypadku pokładowy silnik rakietowy na paliwo stałe nazywany jest apogeum.

Ustalmy dodatkowo następujące dane początkowe: masa satelity w chwili oddzielenia się od członu rakiety wynosi 1000 kg, impuls właściwy silnika rakietowego na paliwo stałe ( I y) 2850 m/s, zapas paliwa stałego 90% całkowitej masy silnika rakietowego na paliwo stałe. Skorzystajmy ze znanego wzoru Ciołkowskiego, który dla naszego przypadku zapiszemy w postaci: ? V = I logujesz[( M T+ M K+ M PG)/( M K+ M PG)], gdzie M T - masa paliwa, M K to masa silnika rakietowego na paliwo stałe, M PG to masa ładunku (tj. satelity z wyłączeniem silnika rakietowego na paliwo stałe). Podstawiając dane początkowe do tego wzoru otrzymujemy następujące (zaokrąglone) wartości (w kilogramach): M T = 465, M K = 50, M PG = 485 (suma tych liczb wynosi 1000). Dalsze mnożenie wartości M T. i I y, otrzymujemy całkowity impuls ciągu silnika rakietowego na paliwo stałe: 1325 kN·s.

W zasadzie wartość tę można osiągnąć zarówno poprzez krótkotrwałe działanie dużego ciągu, jak i długotrwałe działanie niskiego ciągu. Przy doborze konkretnych parametrów silnika rakietowego na paliwo stałe należy wziąć pod uwagę dopuszczalne przeciążenia konstrukcji całego statku kosmicznego i jego poszczególnych elementów, a także właściwości balistyczne zastosowanego paliwa stałego, wpływ ciśnienia w komory spalania na masę konstrukcji, wymiary, impuls właściwy itp. Ostatecznie charakterystyczny czas pracy pokładowego silnika rakietowego na paliwo stałe okazuje się wynosić około 40 s, co przy powyższej wartości całkowitego impuls odpowiada uśrednionemu (w czasie eksploatacji) ciągu ~30 kN. Parametry te są tej samej kolejności, co w przypadku silników górnego stopnia rakiety nośnej Delta, które rozważaliśmy w odpowiedniej sekcji.

Silniki rakietowe na paliwo stałe statku kosmicznego pod względem konstrukcji i wyglądu również nie różnią się od silników górnych stopni rakiety nośnej. Zatem oba silniki rakietowe na paliwo stałe można z łatwością przypisać do tej samej klasy silników, zwłaszcza że górne stopnie na paliwo stałe włączane są przeważnie po osiągnięciu pierwszej prędkości kosmicznej, czyli same można uznać za statek kosmiczny. Obejmuje to również silniki rakietowe na paliwo stałe wyższych stopni – zunifikowane stopnie rakietowe, które również znajdują się na orbitach okołoziemskich i mogą być wykorzystywane jako część różnych pojazdów nośnych zarówno do wystrzeliwania sztucznych satelitów, jak i do przyspieszania automatycznych stacji międzyplanetarnych.

W szczególności powszechnie znane nam silniki typu Star-37 były szeroko stosowane w górnych stopniach. Wykorzystano je podczas startów międzyplanetarnego statku kosmicznego Voyager, o czym mowa na stronie 38. Masa początkowa górnych stopni. wyniosła 1,22 tony, biorąc pod uwagę 1060 kg paliwa stałego, po którego zużyciu prędkość statku wzrosła o 2 km/e. Bloki te stabilizowano za pomocą mikrosilników zasilanych ciekłym monopropelentem (hydrazyną),

Silniki rakietowe na paliwo stałe są również stosowane na pokładach statków kosmicznych i w automatycznych statkach międzyplanetarnych, gdzie pełnią funkcję silników hamujących, wytwarzających stosunkowo mały impuls ciągu. Po zakończeniu prac te silniki na paliwo stałe są oddzielane od statku kosmicznego.

W latach 1961–1962 w statku kosmicznym Ranger zainstalowano hamujący silnik rakietowy na paliwo stałe o ciągu około 23 kN i masie 95 kg (z korpusem z tworzywa sztucznego), aby wyhamować prędkość spadania pojemnika z instrumentami na powierzchnię Księżyca (ryc. 12) ). Silnik miał włączyć się na wysokości 16 km i pracować przez 10 sekund do wysokości 330 m. Następnie kulisty kontener Rangera miał swobodnie spaść, uderzając w księżycową ziemię z prędkością 33 m. /s, zapewniający bezpieczeństwo instrumentów naukowych. Według różnych względów technicznych wystrzelenia wszystkich statków kosmicznych Ranger określonego typu zakończyły się niepowodzeniem. Ale loty zakończyły się sukcesem w latach 1966–1968. kilka statków kosmicznych Surveyor podczas lądowania na powierzchni Księżyca zastosowano pokładowy silnik rakietowy na paliwo stałe, który zapewnił zmniejszenie prędkości statku kosmicznego do 120 m/s (później uwzględniono silniki rakietowe na paliwo ciekłe do miękkiego lądowania). Ten silnik na paliwo stałe jest pod względem parametrów bliski swojej modyfikacji, która później została wykorzystana jako część rakiety nośnej Delta.

Podczas lądowania statków kosmicznych Mercury (1962–1963) i Gemini (1965–1966) silniki na paliwo stałe zapewniły im zejście z orbity Ziemi na trajektorię opadania. Hamulcowy układ napędowy statku Mercury składał się z trzech silników rakietowych na paliwo stałe (rys. 13) o średnicy korpusu 300 mm, ciągu 4,45 kN każdy i czasie pracy 10 s. Uruchomienia tych silników (ich lokalizację pokazano na rys. 5) dokonał sam astronauta przy ich pomocy systemu ręcznego kierownictwo.

Ryż. 12. Silnik rakietowy na paliwo stałe statku kosmicznego Ranger-3:

1 - dysza promocyjna; 2 - obudowa paliwa stałego; 3 - hamuje silnik rakietowy na paliwo stałe

Ryż. 13. Hamowanie silnika rakietowego na paliwo stałe statku kosmicznego Mercury

Układ hamulcowy Gemini składał się z czterech silników rakietowych na paliwo stałe z korpusami kulistymi (wykonanymi ze stopu tytanu) o średnicy ~320 mm i masie początkowej 31 kg. Silniki rakietowe na paliwo stałe wyposażono w paliwo mieszane zawierające nadchloran amonu, polisiarczkowe spoiwo paliwowe i aluminium. Po spaleniu tego paliwa powstał ciąg o wartości około 11 kN. W przeciwieństwie do Merkurego, hamujące silniki rakietowe na paliwo stałe w Gemini nie były uruchamiane jednocześnie, ale sekwencyjnie – jeden po drugim:

Układ hamulcowy na paliwo stałe był także przewidziany na statku kosmicznym Woskhod (1964–1965) jako rezerwowy: miał się on włączać w przypadku awarii układu na paliwo ciekłe (co jednak wykazało niezawodne działanie). .

W latach 70. w statkach kosmicznych do eksploracji Marsa i Wenus stosowano hamujące silniki rakietowe na paliwo stałe. Na stronie 28 wspomniano o jednym z tych silników, który zapewniał transfer pojazdów pochodzenia radzieckiego. Sondy Mars-2 i Mars-3 od toru lotu do trajektorii spotkania z planetą. Ten silnik rakietowy na paliwo stałe o ciągu 4 kN i czasie pracy 55 s pokazano na rys. 7 jako część statku kosmicznego. Niedawno, w grudniu 1978 roku, pokładowy silnik rakietowy na paliwo stałe o ciągu 18 kN zapewnił przeniesienie amerykańskiego statku kosmicznego Pioneer-Venera-1 (masa początkowa 550 kg) z toru lotu na orbitę Wenus, zmieniając prędkość statku kosmicznego o 1060 m/s. Kulista osłona silnika o średnicy 622 mm zawierała około 200 kg paliwa stałego, które zostało spalone w ciągu około 30 s. Ten sam silnik rakietowy na paliwo stałe był wcześniej używany jako apogeum silnika pokładowego satelitów geostacjonarnych Skynet.

PERSPEKTYWY ROZWOJU KOSMICZNYCH RAKIET NA STAŁE

Kierunki badań i osiągnięte wyniki. Przede wszystkim należy zwrócić uwagę na prace związane z modyfikacją istniejących lub poszukiwaniem nowych stałych paliw rakietowych. Jednocześnie szczególną wagę przywiązywano do sposobów poprawy właściwości paliw. Opracowywanie składów paliw stanowi wyzwanie, ponieważ bardzo często czynniki poprawiające jedną jakość powodują niepożądaną zmianę innej.

W nadchodzących latach możliwości zwiększenia impulsu właściwego silników rakietowych na paliwo stałe poprzez zastosowanie bardziej efektywnych paliw wydają się dość ograniczone. Największego wzrostu tego parametru – około 200 m/s (tj. 7%) można spodziewać się przy stosowaniu paliw metalizowanych zawierających beryl zamiast aluminium. Wzrost impulsu właściwego w tym przypadku tłumaczy się spadkiem masy cząsteczkowej paliwa (ponieważ beryl ma 3 razy mniej niż aluminium) w połączeniu ze wzrostem temperatury jego spalania. Do chwili obecnej opracowano i przetestowano próbki silników rakietowych na paliwo stałe zasilane paliwem zawierającym beryl, ale ich powszechne wdrożenie utrudnia niezwykle wysoka toksyczność berylu (i, odpowiednio, produktów spalania paliwa); Poza tym beryl jest drogi. Najwyraźniej paliwo to znajdzie zastosowanie tylko w stosunkowo małych silnikach na paliwo stałe, których włączenie przewiduje się już w kosmosie.

Dalszy wzrost impulsu właściwego o około kolejne 200 m/s można uzyskać stosując jego wodorek (BeH2) zamiast berylu. Jednakże utrudnia to (oprócz toksyczności) niestabilność chemiczna związku („wyciek” wodoru podczas przechowywania) i trudność w przygotowaniu wystarczająco gęstych kompozycji. Należy zauważyć, że rozważane przez nas nowe paliwa zawierające metale charakteryzują się mniejszą gęstością przy wyższym impulsie właściwym (co jest wadą), ponieważ pod tym parametrem beryl jest prawie 1,5 razy gorszy od aluminium, a wodorek berylu o prawie 1,5 razy więcej niż 4 razy.

Właściwości energetyczne paliw stałych można zwiększyć poprzez zastosowanie bardziej aktywnych utleniaczy i palnych spoiw. Z obliczeń wynika, że ​​zastosowanie w paliwie mieszanym nadchloranu nitronu NO 2 ClO 4 (zamiast nadchloranu amonu, który zawiera prawie o połowę mniej tlenu) zapewnia wzrost impulsu właściwego do 300 m/s. Jednakże zastosowanie tego nowego utleniacza utrudnia jego higroskopijność, słaba kompatybilność z uznanymi spoiwami i wybuchowość. W celu zmniejszenia wrażliwości nadchloranu nitronu na wpływy zewnętrzne zaproponowano w szczególności poddanie go działaniu gazowego amoniaku, w wyniku czego powstaje „pasywna” warstwa powierzchniowa nadchloranu amonu. Wysoka czułość zapobiega stosowaniu w paliwach mieszanych spoiw fluoroaminowych zawierających atomy F, N, H; pod względem impulsu właściwego paliwa takie byłyby odpowiednikiem modyfikowanych paliw dwuzasadowych zawierających oktogen.

W taki sam sposób, jak zwiększając impuls właściwy, można poprawić inne właściwości stałych paliw rakietowych: gęstość, właściwości mechaniczne, stabilność, produktywność. Pożądaną właściwością paliwa stałego jest jego zdolność do polimeryzacji w normalnej temperaturze. Pozwala to na uproszczenie procesu technologicznego wytwarzania silników rakietowych na paliwo stałe i urządzeń wykorzystywanych w tym procesie, a także uniknięcie naprężeń termicznych we wsadzie paliwowym (powstających podczas polimeryzacji w podwyższonych temperaturach). W tym celu zaproponowano różne katalizatory, których wprowadzenie jednocześnie poprawia właściwości mechaniczne wsadu.

Za efektywne uważa się także stosowanie tzw. dodatków wielofunkcyjnych i kompleksowych, dzięki którym możliwe jest otrzymanie paliw stałych o zadanej, optymalnej kombinacji właściwości. Pożądany efekt można osiągnąć także poprzez zmianę struktury znanych komponentów, zastosowanie nowych metod ich wytwarzania lub przetwarzania, a także zmianę technologii chemicznej przygotowania paliwa.

Aby zapewnić długotrwałą pracę silników rakietowych na paliwo stałe bez pogorszenia ich właściwości początkowych, ogromne znaczenie ma rozwój odpornych na erozję materiałów konstrukcyjnych i osłon cieplnych, a także metod wytwarzania z nich części. Jest to szczególnie prawdziwe w przypadku tak obciążonej części silnika rakietowego na paliwo stałe, jak szyjka dyszy. Do niedawna w gardzieli dużych silników rakietowych na paliwo stałe, przeznaczonych do długotrwałej pracy i stosowania paliw o wysokiej wydajności, stosowano pierścienie z grafitu pirolitycznego w połączeniu z innymi częściami lub tkaniną grafitową nawiniętą z taśmy. Pierwsza konstrukcja ma tendencję do rozwarstwiania się w trakcie eksploatacji, natomiast druga ulega znacznej erozji.

Wady te wolne są od nowo powstałych dysz, których szyjki wykonane są poprzez nawinięcie materiału węglowo-węglowego (tutaj zarówno włókien wzmacniających, jak i spoiwa węglowego), przy użyciu tkanin o trójwymiarowej (trójwymiarowej) orientacji włókien. Uzyskane w ten sposób części jednocześnie odbierają obciążenia termiczne i mechaniczne (ciśnienie gazu). Niezawodność i wysoka odporność na erozję nowej konstrukcji zostały potwierdzone testami eksperymentalnych silników rakietowych na paliwo stałe. Wykazano, że dysza z powodzeniem wytrzymuje produkty spalania mieszanki paliwowej o zawartości 18% aluminium przez 150 s: średnia szybkość erozji szyjki nie przekracza 0,04 – 0,05 mm/s. Ta okoliczność się otwiera szerokie możliwości na zastosowanie nowych, bardziej wydajnych paliw w silnikach rakietowych na paliwo stałe oraz wydłużenie czasu pracy silników rakietowych na paliwo stałe.

Znaczna część (40–50%) masy konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe spada na korpus. Dlatego wiele uwagi poświęca się zwiększaniu wytrzymałości materiałów konstrukcyjnych. Właściwości opracowanych stopów metali można poprawić poprzez odpowiednią obróbkę cieplną. Stosowanie nowych stopów metali i metod obróbki technologicznej utrudniają jednak ograniczenia ekonomiczne: należy wziąć pod uwagę, że rosną nie tylko parametry energetyczne silnika rakietowego na paliwo stałe, ale także jego koszt.

Dalsze perspektywy udoskonalenia silników rakietowych na paliwo stałe otwierają się w związku ze stosowaniem w silnikach rakietowych na paliwo stałe materiałów konstrukcyjnych z tworzyw organoplastycznych. Tworzywa te z wypełniaczami wzmacniającymi w postaci włókien organicznych charakteryzują się wyższymi właściwościami mechanicznymi przy mniejszej gęstości niż tworzywa z włókna szklanego. Wytrzymałość właściwa już stosowanych tworzyw organoplastycznych ze spoiwem epoksydowym wynosi około 75 km. Oczekuje się, że w najbliższej przyszłości liczba ta zostanie zwiększona do 90 - 100 km poprzez poprawę właściwości włókien wzmacniających i zastosowanie najlepszych spoiw żywicznych. Ta ostatnia metoda może również zwiększyć odporność tworzyw sztucznych na ścinanie międzywarstwowe, a co za tym idzie, zmniejszyć rozmiar i wagę łączonych części konstrukcji. Wadą nowoczesnych tworzyw organoplastycznych jest ich względny (w porównaniu z włóknem szklanym) wysoki koszt. Jednak w miarę jak materiały te będą coraz powszechniej stosowane, ich koszty będą stale spadać.

W ostatnich latach nastąpił znaczny postęp w dziedzinie materiałów termoizolacyjnych: stworzono i stosuje się kompozycje charakteryzujące się podwyższoną odpornością na erozję przy zmniejszonej (10–15%) gęstości (np. tworzywa sztuczne wypełnione mikrosferami , luźny węgiel).

Należy również zauważyć, że poczyniono duże postępy w tworzeniu skutecznych systemów i sterowników wektora ciągu silników rakietowych na paliwo stałe, które charakteryzują się dużą niezawodnością, szybkością, niskim zużyciem energii, niewielką masą i nie prowadzą do zauważalnych straty impulsu właściwego silnika rakietowego na paliwo stałe (spowodowane zakłóceniem przepływu gazu w dyszy i odchyleniem strumienia strumieniowego). Przykładem takich elementów sterujących są łożyska sprężyste, stosowane np. w silniku rakietowym na paliwo stałe, co opisano na stronie 34, czy też tzw. łożyska płynne, których cechą charakterystyczną jest obecność cieczy krzemoorganicznej wypełniającej zamknięta przestrzeń wokół szyjki dyszy w punkcie obrotu. Po odchyleniu dyszy (za pomocą siłowników) ciecz ta przepływa z jednej wnęki do drugiej, tak że całkowita zajmowana przez nią objętość pozostaje niezmieniona. Taka konstrukcja pozwala na odchylanie dyszy z prędkością 40 stopni/s przy użyciu bardzo małej siły.

Wiele najnowszych osiągnięć w dziedzinie silników rakietowych na paliwo stałe jest wdrażanych w projektach silników rakietowych na paliwo stałe opracowywanych dla holownika kosmicznego IUS. Urządzenie to, którego pełna nazwa w tłumaczeniu z języka angielskiego oznacza „Inercyjny stopień górny”, zostanie wyniesione na niskie orbity okołoziemskie za pomocą wahadłowca kosmicznego lub rakiety nośnej Titan-3. Konstrukcja IUS opiera się na zastosowaniu dwóch podstawowych modułów silników rakietowych na paliwo stałe: dużego i małego, których parametry przedstawia tabela podana na stronie 57.

Analizując podane w tabeli parametry silników IUS należy szczególnie zwrócić uwagę, że nominalny czas pracy większego z nich (152 s) jest rekordowy wśród współczesnych silników rakietowych na paliwo stałe. Względna masa paliwa dla tego silnika jest również na rekordowym poziomie - 94,6%; zatem konstrukcja stanowi około 5% masy wyposażonego silnika rakietowego na paliwo stałe.

Parametry silnika rakietowego na paliwo stałe holownika kosmicznego IUS

Parametr Duża rakieta na paliwo stałe Mały silnik na paliwo stałe Wysokość, m 2,97 1,90 Średnica kadłuba, m 2,31 1,61 Masa całkowita, kg 10 250 2910 Względna masa paliwa, % całości 94,6 93,3 Całkowity impuls ciągu, kN s 27 900 7760 Ciąg maksymalny, kN 266 106 Czas działania, s 152 106 Impuls właściwy, m/s 2863 2841

Tak rekordowe wyniki można poprawić stosując w obudowach silników rakietowych na paliwo stałe tworzywa konstrukcyjne na bazie żywic wysokotemperaturowych, zdolne do pracy w temperaturach 650–700 K. Pozwoli to na zmniejszenie masy izolacji termicznej. W przyszłości możemy spodziewać się także stosowania materiałów termoizolacyjnych bazujących na trudnopalnych paliwach stałych. W celu zmniejszenia masy konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe badana jest możliwość nawijania osłon plastikowych bezpośrednio na ładunki paliwowe bez stosowania trzpieni technologicznych. Jeśli te prace się powiodą, nie tylko niepotrzebne staną się łączniki łączące, ale także uproszczony zostanie proces produkcji silnika rakietowego na paliwo stałe.

Oprócz układów sterowania wektorem ciągu stosowanych w kosmicznych silnikach na paliwo stałe, zastosowano układ gazodynamiczny (którego zasada działania została opisana na stronie 36), ulepszony poprzez wykorzystanie produktów spalania usuniętych z komory samego silnika rakietowego na paliwo stałe, można również stosować jako gaz kontrolny. Główną trudnością jest tutaj stworzenie zaworów, które mogą pracować w środowisku gazowym o wysokiej temperaturze.

Znaczącym osiągnięciem technicznym było opracowanie w ostatnich latach dysz o zmiennym kształcie. Ich część wylotowa (rozszerzająca się) składa się z kilku segmentów, których dysza podczas ruchu rozszerza się jak rura teleskopowa lub otwiera się jak parasol. Do bezpośrednich obszarów zastosowania takich konstrukcji należą górne stopnie pojazdów nośnych i statków kosmicznych. Przed włączeniem silników rakietowych na paliwo stałe ich dysze znajdą się w pozycji złożonej, co znacznie zmniejszy rozmiar i wagę przedziałów przejściowych rakiet. Dzięki temu masę ładunku można zwiększyć w takim samym stopniu, jak przy zwiększeniu impulsu właściwego silnika rakietowego na paliwo stałe o 100–250 m/s. Dysze o zmiennej geometrii są także korzystne do stosowania w silnikach pierwszych stopni rakiety nośnej: ich stopniowe otwieranie w miarę wznoszenia się rakiety zapewni rozprężenie strumienia gazu odrzutowego do ciśnienia bliskiego temperaturze otoczenia, co jest warunkiem uzyskania maksymalny impuls właściwy.

Choć silnik rakietowy na paliwo stałe jest prosty w konstrukcji, jego niezawodne działanie jest możliwe jedynie przy ścisłym przestrzeganiu ustalonych procesów technologicznych stosowanych przy produkcji silnika. Wraz z doskonaleniem tych procesów trwają poszukiwania środków i metod zapewniających wiarygodną kontrolę jakości produkowanych silników rakietowych na paliwo stałe. Najnowszą innowacją w tej dziedzinie jest elektroniczne urządzenie skanujące, które składa się ze źródła promieniowania o wysokiej energii, ekranu odbiorczego i czułej kamery telewizyjnej. Przy pomocy takiego urządzenia możliwa jest kontrola jakości silnika rakietowego na paliwo stałe na całej powierzchni korpusu z rejestracją wyników na taśmie wideo.

Nowe obszary zastosowań silników rakietowych na paliwo stałe. Do tej pory silniki na paliwo stałe były rzadko stosowane na pokładach statków kosmicznych lecących na inne planety. Jednym z powodów, dla których silniki rakietowe na paliwo stałe prawie nigdy nie są używane podczas wystrzeliwania statków kosmicznych z trajektorii międzyplanetarnych na orbity bliskie planetom, jest nadmierne przyspieszenie, jakie powstałoby w konstrukcji i wyposażeniu konkretnego statku kosmicznego podczas obsługi silników rakietowych na paliwo stałe. Dlatego konieczne jest, aby silnik rozwijał niewielką siłę ciągu przez dość długi okres czasu. W ostatnich latach nastąpił znaczny postęp w tym kierunku i możliwe staje się tworzenie efektywnych silników rakietowych na paliwo stałe, pracujących przez 250 s. Wymagany niski poziom ciągu zapewniony jest w szczególności poprzez osiągnięcie (poprzez dobór odpowiedniego składu i opracowanie technologii wytwarzania wsadu) bardzo małej szybkości spalania paliwa (ok. 3 mm/s), przy jednoczesnym utrzymaniu niskiego ciśnienia roboczego w komorze (0,7 MPa lub mniej), a także spalanie ładunku wzdłuż powierzchni końcowej.

Te i inne postępy w dziedzinie silników rakietowych na paliwo stałe, omówione powyżej, otwierają możliwości szerszego zastosowania silników na paliwo stałe zarówno w bliskiej, jak i głębokiej przestrzeni kosmicznej. Badania projektowe pokazują na przykład, że silnik rakietowy na paliwo stałe może być całkiem odpowiednim silnikiem do wystrzelenia pojazdu z próbką gleby z powierzchni Marsa.

Perspektywy zastosowania silników rakietowych na paliwo stałe w astronautyce w dużej mierze zależą od tego, czy możliwe będzie opracowanie akceptowalnych metod i środków wielokrotnego wyłączania i włączania silników rakietowych na paliwo stałe w locie oraz regulowania wielkości ciągu. Prędkość silników rakietowych na paliwo stałe w połączeniu z innymi pozytywnymi cechami przyciąga szczególną uwagę tych silników ze strony twórców systemów kontroli strumienia toru lotu i położenia przestrzennego statku kosmicznego. Jednak silniki tych systemów muszą być uruchamiane wielokrotnie - nawet wiele setek tysięcy razy, na przykład w przypadku satelitów komunikacyjnych Ziemi, zaprojektowanych na kilka lat pracy.

Zasadniczo w prosty sposób Aby zapewnić wielokrotną pracę silnika rakietowego na paliwo stałe, proponuje się zastosowanie ładunku wielosekcyjnego (tzw. opłatkowego), w którym sąsiadujące sekcje oddzielone są uszczelkami termoizolacyjnymi, a każda sekcja posiada własny układ zapłonowy. Jednakże ze względu na rosnącą złożoność, wagę i koszt konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe wraz ze wzrostem liczby sekcji, ich liczba w praktyce w najlepszym przypadku może sięgać kilkudziesięciu (takie eksperymentalne silniki rakietowe na paliwo stałe zostały stworzone i testowane na stanowiskach testowych).

Próby przezwyciężenia istniejących ograniczeń liczby wtrąceń w silnikach rakietowych na paliwo stałe doprowadziły do ​​powstania zupełnie nietypowych projektów eksperymentalnych. Jeden z nich przypomina pistolet dziecięcy, strzelając z nasadek nałożonych na taśmę. „Tłoki” to miniaturowe silniki rakietowe na paliwo stałe o ciągu kilku Newtonów, które spalają się w ciągu około 0,1 sekundy. Odpowiednio zasilając takie „tłoki” uzyskuje się w danej chwili wymagany impuls pełnego ciągu. Opisywane urządzenie nie może jednak konkurować z nowoczesnymi silnikami rakietowymi o niskim ciągu na paliwo ciekłe, które z powodzeniem znajdują zastosowanie tam, gdzie silniki rakietowe na paliwo stałe nie były dotychczas stosowane prawie lub wcale.

Jeśli chodzi o regulację wartości ciągu silnika rakietowego na paliwo stałe, najbardziej rozwinięta obecnie metoda polega na zmianie powierzchni szyjki dyszy poprzez mechaniczne przesuwanie profilowanej igły („korpusu centralnego”) zamontowanej wzdłuż osi dyszy. Ponieważ zmiana obszaru przepływu dyszy prowadzi do przeciwnej zmiany ciśnienia w komorze, zależność ciągu od ruchu igły jest bardzo złożona. Przy odpowiednim składzie paliwa pełne otwarcie szyjki dyszy może zapewnić wygaszenie ładunku. Ponownego zapłonu silnika rakietowego na paliwo stałe można dokonać za pomocą zapalnika wieloładunekowego. W kosmicznych silnikach rakietowych na paliwo stałe nie stosuje się jednak opisanego układu kontroli ciągu, gdyż prowadzi to do znacznych komplikacji i ciężaru konstrukcji (a także innych niepożądanych konsekwencji).

Ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe można regulować w pewnych granicach, wprowadzając do komory gaz lub ciecz. Wady tej metody związane są z obecnością pomocniczej substancji roboczej w układzie napędowym.

Silnik rakietowy na paliwo stałe i problem ochrony środowiska. Perspektywy rozwoju i wykorzystania silników na paliwo stałe są bezpośrednio związane z problemem ochrony środowiska, któremu poświęca się obecnie coraz większą uwagę. Wydajne paliwa stosowane w nowoczesnych silnikach rakietowych na paliwo stałe są pod tym względem dalekie od doskonałości. Na przykład przy każdym wystrzeleniu promu kosmicznego do atmosfery powinno zostać uwolnionych około 1000 ton produktów spalania paliw stałych zawierających ponad 100 ton gazowego chlorowodoru. Znaczna część tych produktów skupiona jest w chmurze, która przemieszcza się poziomo pod wpływem wiatru na wysokościach poniżej 1–1,5 km, a dolna część tej chmury znajduje się blisko powierzchni ziemi. Wyrażano obawy, że w przypadku zwiększonej wilgotności powietrza w odległości do 100 km od kompleksu startowego z chmury mogą spaść toksyczne, zawierające kwasy opady atmosferyczne. W przeszłości przypadki uszkodzeń roślinności przez opady atmosferyczne powstałe w wyniku pracy dużych silników rakietowych na paliwo stałe obserwowano już w odległości kilku kilometrów. W tym względzie szczególne znaczenie ma uwzględnienie warunków meteorologicznych panujących w miejscu startu. Wyrażono także obawy, że produkty spalania silników rakietowych na paliwo stałe podczas częstych startów promów kosmicznych mogą doprowadzić do zniszczenia warstwy ozonowej górnych warstw atmosfery. (Mechanizm tego zniszczenia, który ma charakter katalityczny, ponownie wiąże się z chlorowodorem, z którego w wyniku fotolizy oddziałującej na ozon powstaje wolny chlor.) Szczegółowe badania problemu nie potwierdziły tej obawy. Niemniej jednak rozważano inne paliwa, które w razie potrzeby można byłoby zastosować zamiast akceptowanych.

Jeśli chodzi o spalanie niepotrzebnych pozostałości paliw stałych, w wielu obszarach Stanów Zjednoczonych władze lokalne już tego zakazały. W poszukiwaniu wyjścia z tej sytuacji podjęto zachęcające próby rozbicia mieszanki paliwowej na poszczególne składniki (utleniacz, spoiwo paliwa, aluminium). Proponuje się także wykorzystanie pozostałości aluminium oraz spoiwa paliwowego lub kruszonego paliwa do produkcji materiałów wybuchowych.

Zagrożeniem dla środowiska są nie tylko produkty spalania silników rakietowych na paliwo stałe, ale także substancje w nich zawarte procesy technologiczne produkcja paliw stałych: azbestu i innych włókien, utwardzaczy i rozpuszczalników organicznych itp. W ciągu najbliższych 10–20 lat należy spodziewać się wzrostu wymagań dla tych substancji i procesów w zakresie ich bezpieczeństwa, co może skutkować wzrostem koszt silników rakietowych na paliwo stałe. Jednakże okoliczność ta nie jest obecnie uważana za czynnik, który mógłby mieć negatywny wpływ na rozwój i zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe.

Można zatem z wystarczającą pewnością stwierdzić, że w dającej się przewidzieć przyszłości kosmiczne silniki rakietowe na paliwo stałe nie stracą swojej roli i że racjonalne łączenie silników rakietowych na paliwo stałe z silnikami na paliwo ciekłe w rakietach i systemach kosmicznych nadal będzie ważnym warunkiem wstępnym dla rozwoju astronautyki. Na zakończenie powiedzmy kilka słów o bezpośrednich perspektywach wykorzystania kosmicznych silników rakietowych na paliwo stałe. Są one kojarzone przede wszystkim z rozwijanymi w Stanach Zjednoczonych systemami transportu kosmicznego. Systemy te obejmują promy wielokrotnego użytku w połączeniu z holownikami kosmicznymi i zestawami rakietowymi o mniejszej mocy (do stosowania w przypadkach, gdy użycie holowników nie byłoby opłacalne).

W podanym systemy transportowe przydzielono marszowe silniki rakietowe na paliwo stałe duża rola. Podstawą pierwszego stopnia wahadłowców są mocne silniki na paliwo stałe wielokrotnego użytku, a holowniki i podobne zespoły rakietowe są przeznaczone wyłącznie do montażu podtrzymujących silników rakietowych na paliwo stałe. Uważa się, że w latach 80. urządzenia te będą głównym środkiem wystrzeliwania ładunków w przestrzeń kosmiczną z terytorium USA.

Chociaż Stany Zjednoczone planują wycofać zaawansowane jednorazowe rakiety nośne, inne kraje będą nadal używać i rozwijać takie rakiety. A to oznacza w szczególności, że silniki rakietowe na paliwo stałe będą w dalszym ciągu wykorzystywane w różnych wersjach rakiety nośnej Delta, produkowanej w Japonii na amerykańskich licencjach. Ponadto japoński program kosmiczny przewiduje dalsze udoskonalanie produkowanych w tym kraju pojazdów nośnych na paliwo stałe. Rozwój i zastosowanie takich rakiet nośnych są również częścią krajowego programu Indii. Ponadto w ramach europejskiego programu kosmicznego opracowywane są ulepszone wersje rakiety nośnej Ariane, przeznaczone do instalowania dopalaczy na paliwo stałe. Ich użytkowanie rozpocznie się wkrótce po pierwszych lotach operacyjnych Ariane. Obecnie nie przewiduje się żadnych ograniczeń dla dalszego powszechnego stosowania silników rakietowych na paliwo stałe jako silników pokładowych satelitów. Wreszcie, w dającej się przewidzieć przyszłości napęd rakietowy na paliwo stałe będzie nadal odgrywał rolę we wspieraniu lotów kosmicznych.

Notatki

1

O silnikach rakietowych na paliwo ciekłe zob.: V. N. Bychkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa. Kosmiczne silniki rakietowe na paliwo ciekłe (seria „Kosmonautyka, astronomia”, 9). - M.: Wiedza, 1976.

2

Zatem do silników rakietowych na paliwo stałe nie zalicza się tzw. silników sublimacyjnych, w których stała substancja robocza (na przykład wodorowęglan amonu, wodorek litu) podczas sublimacji zamienia się w gaz, a wypływ tego gazu do otaczającej przestrzeni środowisko prowadzi do generowania ciągu. Jest oczywiste, że w silniku sublimacyjnym energia chemiczna substancji roboczej nie jest wykorzystywana do wytworzenia ciągu.

3

O „wahadłowcach” zob.: V. I. Levantovsky. Systemy przestrzeni transportowej. - M.; Wiedza, 1976.

4

Czasami nazwą „Delta” określa się jedynie drugi stopień rakiety nośnej i w tym przypadku cała rakieta nosi nazwę „Thor-Delta”, ponieważ jej pierwszy stopień to zmodyfikowany pocisk balistyczny średniego zasięgu „Thor”.

5

Silnik ten był również używany w latach 1965–1970. na trzecim stopniu rakiety nośnej Delta, a wcześniej stosowano tam inne silniki rakietowe na paliwo stałe czwartego stopnia rakiety Scout. Rakiety na paliwo stałe montowane w systemie Delta to warianty silników stosowanych w drugim stopniu rakiety nośnej Scout.

RODZAJE NIESTABILNYCH PROCESÓW PRACY W silnikach rakietowych CS na paliwo stałe.

1. Proces z samooscylacjami parametrów operacyjnych, którego charakterystyka wykracza poza ustalone granice, nazywa się niestabilnym. Niestabilność silników rakietowych na paliwo stałe znacznie zmniejsza niezawodność silników, pogarsza ich właściwości wewnątrzbalistyczne, wydłuża czas rozwoju, zwiększa koszt samolotu, może uszkodzić sprzęt pokładowy, zniszczyć silnik i samolot.

Możliwe skutki wystąpienia niestabilnego procesu pracy w komorze spalania silnika rakietowego na paliwo stałe ilustruje rys. 1: awaria układu sterowania rakietą na skutek dużych amplitud drgań mechanicznych przenoszonych z niestabilnego silnika (zdjęcia górne); niezgodna z projektem trajektoria wynikająca z nadmiernych balistycznych zaburzeń parametrów silnika (rysunki uśrednione, mechaniczne zniszczenie silnika na skutek ciągłego wzrostu ciśnienia w komorze spalania (zdjęcia dolne);

Ryc.1. Niektóre wyniki niestabilności silnika rakietowego na paliwo stałe:

1 - wahania ciśnienia; 2 - wartość rzeczywista; 3 - wartość projektowa

Niestabilne procesy pracy w komorze spalania silnika rakietowego na paliwo stałe objawiają się przede wszystkim niekontrolowanymi oscylacjami ciśnienia o niskiej i wysokiej częstotliwości w kierunku wzdłużnym, poprzecznym, poprzecznym i stycznym z częstotliwością od kilku herców do kilkudziesięciu kiloherców . Przykłady modów oscylacyjnych silników rakietowych na paliwo stałe pokazano na rys. 2 i 3 w postaci wykresów skonstruowanych na podstawie wyników eksperymentów we współrzędnych (bezwymiarowa odchyłka ciśnienia) - (bezwymiarowy czas pracy silnika).

Ryc.2. Typowe postacie wahań ciśnienia o niskiej częstotliwości w komorze spalania silnika rakietowego na paliwo stałe:

a - jakościowy obraz rozwoju oscylacji; b - rozwój oscylacji spowodowanych szczytem ciśnienia podczas zapłonu ładunku; c - niestabilność niskiej częstotliwości spowodowana szczytem ciśnienia podczas rozruchu, prowadząca do zgaszenia ładunku, a następnie jego zapłonu; d - oscylogram badań silnika na paliwo stałe, podatnego na drgania niestabilne o bardzo małej częstotliwości; d - wahania ciśnienia o niskiej częstotliwości w okresie rozruchu

Ryż. 3. Ewolucja oscylacji o wysokiej częstotliwości we współrzędnych:

- bezwymiarowy czas τ.

Jak widać, tryby te bardzo różnią się od warunków stabilnej pracy silnika, gdy wszystkie parametry pracy zmieniają się stosunkowo wolno i płynnie podczas spalania wsadu i dopiero w konsekwencji zmian jego wewnętrznej geometrii.

Różne niestabilne tryby pracy silników rakietowych na paliwo stałe realizowane są w obecności zaburzeń tworzących fale ciśnienia. W efekcie powstają odchylenia w charakterystyce przepływu produktów spalania, które w sposób niestacjonarny oddziałują z parametrami powierzchni spalania. Równowagowy przebieg procesów zostaje zakłócony, ponieważ pod wpływem fal ciśnienia zachodzą lokalne zmiany szybkości wydzielania ciepła i tworzenia się gazu. Częstotliwość i kształt fal obserwowanych w tym przypadku zależą od mechanizmu interakcji i wewnętrznej geometrii komory silnika. Przepływ produktów spalania jest ograniczony głównie przez powierzchnię spalania, a także przez zakrzywioną ściankę dolną z powłoką termoochronną z jednej strony i krytyczną część dyszy z drugiej.

W przypadku, gdy wahania wydzielania ciepła i gazu znajdują się w odpowiedniej fazie i mają wystarczającą amplitudę, aby pokonać straty energii, intensywność fal wzrasta. Ten proces wzmacniania trwa do momentu pojawienia się warunków dla nowej równowagi energetycznej.

Warunki te ustalane są w zależności od konkretnych parametrów fizycznych w bardzo szerokim zakresie natężeń fal. Zwykle dominuje jakaś konkretna moda. Wszystko to znacznie komplikuje matematyczny opis procesów oscylacyjnych zachodzących w komorze spalania.

Z reguły w warunkach wahań ciśnienia w komorze wzrasta szybkość spalania paliw stałych. Prowadzi to do wzrostu ciśnienia i ciągu w stosunku do trybu projektowego oraz skrócenia czasu spalania wsadu. Ponadto siła ciągu otrzymuje składową oscylacyjną, która jest przenoszona na korpus rakiety, co jest przyczyną awarii sprzętu, w tym układu sterowania itp. Przy znacznym wzroście ciśnienia silnik (lub ładunek ) można zniszczyć. Jeśli silnik jest stabilny, powstałe oscylacje albo mają akceptowalną amplitudę, albo po prostu zanikają z powodu przewagi rozpraszania energii nad energią sił zakłócających.

2. Obecnie najczęściej spotykanym jest rozdział oscylacji okresowych w komorach silników rakietowych na paliwo stałe ze względu na ich częstotliwość. Atrakcja niska częstotliwość I Wysoka częstotliwość wibracje w komorze spalania.

Niestabilność niskich częstotliwości wynika z samooscylacji w komorze spalania o częstotliwości mniejszej niż minimalna naturalna częstotliwość akustyczna. Zakres tak niskich częstotliwości jest ograniczony do oscylacji o częstotliwości nie większej niż 100 Hz. Przy oscylacjach o niskiej częstotliwości ciśnienie w komorze spalania zmienia się równomiernie we wszystkich punktach jej objętości, tj. Objętość ta pojawia się jako jedna całość. Ponieważ cechą, która głównie określa obszar niestabilności tego typu, jest zredukowana długość komory, równa

gdzie jest objętość komory spalania; - obszar krytycznego (minimalnego) przekroju dyszy, wówczas ten rodzaj niestabilności często nazywany jest - niestabilnością (szczególnie w literaturze zagranicznej). -niestabilność występuje najczęściej w małych silnikach rakietowych na paliwo stałe (w małych } i przy stosunkowo niskim ciśnieniu.

Niestabilność wysokich częstotliwości wynika z samooscylacji w komorze spalania o częstotliwości bliskiej jednej z naturalnych częstotliwości akustycznych komory spalania.

Podczas niestabilności wysokich częstotliwości fale akustyczne rozchodzą się w komorze spalania, wzmacniając się po odbiciu od powierzchni spalania w wyniku dopływu energii akustycznej z powierzchni spalania (rys. 4). Zazwyczaj wahania ciśnienia podczas niestabilności akustycznej stopniowo rosną od bardzo małych wartości amplitudy do dużych (patrz ryc. 3). Takie oscylacje nazywane są rozbieżny.

Ryc.4. Schemat oddziaływania strefy spalania i fal akustycznych

Rozpadający się drgania akustyczne mają stopniowo malejącą amplitudę. Dla okresowy(lub regularne) oscylacje charakteryzują się stałą amplitudą i częstotliwością.

Mogą występować okresowe wibracje akustyczne w komorze spalania wzdłużny I poprzeczny.

Wzdłużny- są to drgania o wysokiej częstotliwości wzdłuż osi kamery (patrz rys. 5). A).

Poprzeczny drgania w komorze spalania to drgania o wysokiej częstotliwości w płaszczyźnie prostopadłej do osi komory. W zależności od kierunku ruchu oscylacyjnego drgania te dzielą się na styczny, promieniowy I mieszany drgania poprzeczne (patrz rys. 5b, c).

Ryc.5. Trzy klasy fal akustycznych:

a - drgania podłużne o najniższej częstotliwości (gdzie a jest średnią prędkością dźwięku w objętości); b - styczny poprzeczny ( ); c - promieniowy poprzeczny ( ).

W najprostszej formie układ oscylacyjny można opisać następującym równaniem falowym:

(2)

gdzie jest małe zaburzenie ciśnienia; A- prędkość dźwięku; τ - czas.

Ogólne rozwiązanie tego równania we współrzędnych cylindrycznych dla absolutnie sztywnych ścian komory spalania ma postać

Gdzie k, m, rz- wszystkie liczby; Jestem- Funkcja Bessela pierwszego rodzaju rzędu T; -k pierwiastek równania; i są dowolnymi stałymi; i są dowolnymi kątami fazowymi; - częstotliwość kołowa; D- średnica komory; φ I R- współrzędne cylindryczne.

W tym przypadku wzór na określenie częstotliwości własnych drgań akustycznych produktów spalania w komorze w ogólnym przypadku ma następującą postać:

(4)

Członkowie z m = 0;N ≠ 0 ; k = 0 odpowiadają modom podłużnym z częstotliwością

Członkowie z m = 0;N = 0 ; k≠ 0 odpowiadają modom promieniowym częstotliwością pierwszego promieniowego trybu drgań ( k =1):

Członkowie z k = 0 , N = 0 , M ≠ 0 - mody styczne z częstotliwością pierwszej stycznej postaci drgań ( M =1):

Należy pamiętać, że drgania wzdłużno-poprzeczne można zaobserwować także w komorze spalania.

W silnikach o dużym stosunku długości do średnicy (L/D > >10) w komorze spalania mogą wystąpić samopodtrzymujące się oscylacje wzdłużne w przypadku wystąpienia zakłócenia przekraczającego pewną wartość krytyczną (oscylacje poprzeczne wysokiej częstotliwości powstają samoistnie , zaczynając od bardzo małych amplitud w obecności miękkiego wzbudzenia samooscylacji). Należy pamiętać, że podłużne mody akustyczne zajmują zakres częstotliwości 100...1000 Hz.

Drgania akustyczne o rozwiniętej amplitudzie wymagają badań z wykorzystaniem równań nieliniowych. Dlatego się je nazywa nieliniowy, W odróżnieniu liniowy drgania o małej amplitudzie, które analizuje się za pomocą liniowych równań różniczkowych.

Granicznym przypadkiem niestabilności procesu pracy silnika rakietowego na paliwo stałe jest gwałtowny wzrost wartości wszystkich parametrów produktów spalania na skutek wystąpienia silnej fali uderzeniowej, przy której spalanie przechodzi w detonację.

Wszystkie te rodzaje niestabilności należą do niestabilności dynamicznej, ponieważ są one determinowane przez niestacjonarne procesy spalania, w przeciwieństwie do niestabilności statycznej, gdy następuje załamanie stabilnego spalania, a następnie nieograniczony wzrost ciśnienia w komorze spalania z powodu ostrej wrażliwości szybkości spalania stacjonarnego na zmiany ciśnienia. Niestabilność tego typu występuje, gdy w>l. Dlatego w praktyce paliwa z w

3. Ogólne informacje o mechanizmach oscylacji w silnikach rakietowych na paliwo stałe. W rzeczywistych warunkach niestabilne tryby pracy silnika rakietowego na paliwo stałe powodują złożone mieszane oscylacje o różnych stale zmieniających się częstotliwościach. Przykładowo w silniku drugiego stopnia rakiety Poseidon przez pierwsze 10 sekund zaobserwowano oscylacje z harmonicznymi o dziewięciu różnych częstotliwościach. W ciągu pierwszych dwóch sekund w silniku rakietowym na paliwo stałe rakiety Minuteman II wystąpiły oscylacje o częstotliwości 300 Hz, które przekształciły się w oscylacje o częstotliwości ~500 Hz trwające 10...15 s. W silniku rakietowym na paliwo stałe rakiety Minuteman III bezpośrednio po wystrzeleniu (po 0,1...0,2 s) przez 4 s występowały oscylacje o częstotliwości ~850 Hz, a następnie o ω = 330 Hz (trwające ~12 s) . Wszystkie te wahania miały znaczną intensywność i jeśli nie doprowadziły do ​​wypadku, stworzyły realne warunki do uszkodzenia pokładowego sprzętu elektronicznego. Znane modele matematyczne niestabilnego procesu pracy w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe nie są jeszcze w stanie w wystarczającym stopniu opisać procesów rzeczywistych. Zatem w szczególności dane równanie falowe (2) zapisano dla idealnej cylindrycznej wnęki wypełnionej jednorodną mieszaniną gazów o małej prędkości ruchu i małej amplitudzie oscylacji gazu. Równanie to nie uwzględnia zmienności objętości komory na skutek wypalenia wsadu, zmienności składu objętościowego produktów spalania, możliwości wystąpienia drgań ścian komory i wsadu, nierównomierności procesów w strefie spalania ciał stałych paliwa rakietowe itp. W związku z tym nie może wyjaśnić przyczyn powstawania i utrzymywania się drgań w komorze.

Silnik rakietowy na paliwo stałe to układ samooscylujący, który składa się z części komory wypełnionej produktami spalania, źródła energii oraz mechanizmu* (lub szeregu mechanizmów) dostarczającego energię do układu oscylacyjnego. Do najważniejszych zagadnień wymagających wyjaśnienia przy badaniu niestabilności silników rakietowych na paliwo stałe należy identyfikacja mechanizmu wzbudzenia (lub tłumienia) oscylacji, określenie granic** lub progu występowania oscylacji, ich amplitudy i częstotliwości.

We wczesnych badaniach uważano, że o mechanizmie niestabilności niskich częstotliwości decyduje opóźnienie zmian szybkości spalania (ze względu na gradient temperatury na powierzchni) względem zaburzeń ciśnienia i przepływu gazów z komory .

Obecnie uważa się, że mechanizm wzbudzania nieakustycznych oscylacji niskich częstotliwości można wyjaśnić z akustycznego punktu widzenia. Dlatego też przyczyn niestabilności silników rakietowych na paliwo stałe w ogólnym przypadku należy upatrywać w interakcji wnęki komory spalania z powierzchnią spalającego się paliwa (patrz rys. 4).

Szybkość spalania wzrasta wraz ze wzrostem ciśnienia, dlatego przy niewielkich wahaniach ciśnienia w pobliżu powierzchni spalania następuje lokalny wzrost szybkości spalania (w wyniku wzrostu przepływu ciepła do strefy spalania), co przyczynia się do nowego wzrostu ciśnienia; ten ostatni ponownie zwiększa szybkość spalania itp. W wyniku tego wzrasta amplituda oscylacji, co prowadzi do niestabilności. Oprócz tego czynnika przyczyną modów oscylacyjnych jest obecność pulsującego strumienia ciepła docierającego do powierzchni ładunku. Takie pulsacje strumienia ciepła determinują obecność tłumionej fali temperatury wewnątrz paliwa stałego, w wyniku czego na grzbietach tej fali szybkość rozkładu paliwa (zgodnie z wykładniczym prawem Arrheniusa) przekroczy normalną szybkość spalania do w większym stopniu niż spowolnienie w depresjach. Ogólny efekt takiego pulsującego przepływu ciepła prowadzi do wzrostu szybkości rozkładu. Jeśli więc paliwo charakteryzuje się reakcją egzotermiczną wzmacniającą falę temperaturową, to jest ono bardziej wrażliwe na wahania o wysokiej częstotliwości. Oczywiście w przypadku endotermicznych reakcji paliwowych fale temperaturowe będą ulegać samotłumieniu. Wszystkie te zjawiska są uwzględniane w różnych modelach teoretycznych modów oscylacyjnych silników rakietowych na paliwo stałe. Taki jakościowy obraz występowania niestabilnych trybów pracy silników rakietowych na paliwo stałe w wielu przypadkach nie może jednak wyjaśnić przyczyny pojawiania się oscylacji.

* W tym przypadku mechanizm oznacza także procesy fizyczne i chemiczne połączone związkiem przyczynowym.

** Granica stabilności procesu pracy w komorze spalania to zbiór wartości parametrów eksploatacyjnych, który oddziela obszary stabilności i niestabilności

NIESTABILNOŚĆ WYSOKIEJ CZĘSTOTLIWOŚCI SILNIKÓW STAŁYCH

1. Z teoretycznego punktu widzenia rozwiązanie problemu niestabilności wysokich częstotliwości silnika rakietowego na paliwo stałe sprowadza się do rozwiązania równania fali akustycznej, biorąc pod uwagę wewnętrzną charakterystykę akustyczną komory (oczywiście przy odpowiednich warunkach brzegowych). Zgromadzony materiał doświadczalny pozwolił zidentyfikować następujące cechy charakterystyczne dla tego reżimu:

a) w komorach silników rakietowych na paliwo stałe pojawiają się drgania akustyczne o dużych amplitudach, osiągające czasami średnie ciśnienie robocze;

b) takie oscylacje pojawiają się z reguły sporadycznie, a podczas pracy silnika można wzbudzić jeden lub kilka specyficznych modów oscylacji, aby zaniknąć, a po pewnym czasie stabilnej pracy pojawić się ponownie w nowej kombinacji modów, co może, ale nie musi uwzględnij Nie
uwzględnij poprzednie itp.;

c) w celu odtworzenia widma częstotliwościowo-czasowego trybu niestabilnego należy ze skrupulatną dokładnością powtórzyć warunki badania, zachowując ten sam skład paliwa, warunki zewnętrzne itp.;

d) dość często oscylacjom o dużej amplitudzie towarzyszy wzrost średniej szybkości spalania paliwa.

2. Aby teoretycznie opisać tak złożone zjawisko, jak niestabilność wysokiej częstotliwości silnika rakietowego na paliwo stałe, należy rozważyć komorę jako rezonator akustyczny posiadający wiele częstotliwości rezonansowych, przy których najłatwiej będzie ją wzbudzić. Czy jakieś małe zakłócenie podnieci jednego lub więcej?
charakterystyczne mody komory jako rezonatora zależą od zależności pomiędzy przybyciem energii akustycznej a jej stratami. Schematyczne przedstawienie mechanizmów wzmocnienia akustycznego i strat energii w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe pokazano na rys. 6. Model silnika ma konstrukcję komorową o dość grubych ściankach. Na jednym końcu tej cylindrycznej skorupy znajduje się dysza, wewnątrz której znajdują się dwie substancje: paliwo stałe oraz gazowe produkty spalania o wysokiej temperaturze i ciśnieniu. Granicę między nimi wyznacza powierzchnia spalania i geometrycznie może ona być najbardziej niepewna. Może charakteryzować się dużymi gradientami temperatury, wysokimi szybkościami procesów przenoszenia energii i masy, którym towarzyszą złożone reakcje chemiczne. Przepływ produktów spalania jest również niezwykle złożony, charakteryzuje się przejściem od małych prędkości wypływu prostopadłych do powierzchni spalania produktów spalania do prędkości dźwiękowych w odcinku krytycznym.

Ryc.6. Czynniki wpływające na stabilność silnika

Czynnikami wpływającymi na stabilność silnika są: A - powierzchnia spalania, związana z nią ciśnienie i prędkość gazu; B - promieniowanie cieplne; C - straty lepkosprężyste w paliwie; Efekty D w komorze spalania, w tym efekt tłumienia cząstek w przepływie, inne tłumienie wiskotermiczne, tłumienie relaksacyjne, resztkowe reakcje chemiczne; E - obudowa silnika, która określa wpływ strat wiskotermicznych na ścianki, wpływy zewnętrzne itp.; F - efekty tłumienia dyszy. Powierzchnia spalania jest źródłem energii akustycznej, a wszystkie pozostałe czynniki są jej stratami. Ponieważ niestabilność jest możliwa, dopóki straty akustyczne nie przekroczą zysków akustycznych, określenie strat akustycznych nie jest w żadnym wypadku nieistotne.

Interesujące jest poznanie właściwości akustycznych strefy spalania, które można ilościowo opisać poprzez właściwą przewodność akustyczną powierzchni spalania lub funkcję przenoszenia paliwa. Charakterystykę paliwa stałego wyznacza się z akustycznego punktu widzenia za pomocą dwóch modułów sprężystości, których części rzeczywiste związane są z szybkością propagacji zaburzeń na skutek ścinania i rozszerzania, a części urojone wyrażają straty energii spowodowane tymi zakłócenia. Jeśli chodzi o strefę spalania, jej grubość jest znacznie mniejsza w porównaniu z centymetrowymi lub dłuższymi falami akustycznymi, dlatego można ją uznać za należącą do powierzchni. Pozwala to na scharakteryzowanie powierzchni spalania i innych powierzchni granicznych komory na podstawie ich przewodności akustycznej, której rzeczywista część opisuje wzmocnienie lub tłumienie drgań akustycznych.

3. Teoretyczne rozpatrzenie problemu niestabilności wysokich częstotliwości wymaga rozwiązania równań opisujących procesy fizyczne i chemiczne z uwzględnieniem powyższych efektów. Procesy te zachodzą w objętości zawierającej ośrodki stałe i gazowe, oddzielone złożoną granicą zdolną do dostarczenia dodatkowej energii do pola drgań akustycznych. W tym przypadku główną kwestią staje się wybór tych form procesu, na których należy skupić uwagę; wybór założeń i uproszczeń, jakie należy zastosować w opisie matematycznym modelu, aby był on wystarczająco realny, podatny na jasną interpretację i pozwalał na jego matematyczną obróbkę.

Na tej ścieżce są dwa kierunki. Jedna związana jest z badaniem oscylacji o małych amplitudach na granicy stabilności, a rozwiązywanie problemów odbywa się na podstawie analizy małych zaburzeń, co prowadzi do liniowy równania różniczkowe. Głównym pytaniem teorii liniowej jest to, czy amplituda przypadkowych małych zaburzeń ciśnienia, które zawsze występują w silniku rakietowym, wzrośnie, czy nie. Stabilność w obecności małych zaburzeń jest warunkiem koniecznym, ale niewystarczającym dla stabilności w ogóle. Z tego powodu drugi kierunek bada również drgania o rozwiniętej amplitudzie, które opisano nieliniowy równania różniczkowe.

Silnik rakietowy na paliwo stałe (silnik rakietowy na paliwo stałe)

Silnik rakietowy na paliwo stałe to silnik rakietowy zasilany stałym paliwem rakietowym. Silniki rakietowe na paliwo stałe są szeroko stosowane jako silniki startowe i napędowe rakiet różnych klas i rakiet. W lotnictwie i technice kosmicznej stosowane są jako przyspieszacze startu samolotów, do oddzielania i usuwania zużytych stopni rakiet kosmicznych, zapewnienia miękkiego lądowania przy zrzucaniu ładunku, w systemach ratownictwa ratunkowego dla załóg samolotów itp.

Wspólnymi elementami każdego silnika rakietowego na paliwo stałe są: obudowa 1 (komora spalania), ładunek paliwa rakietowego na paliwo stałe 2, blok dyszy 3, zapalnik 4, zapalnik elektryczny 5 i zabezpieczenie termiczne. Wsad paliwowy wprowadza się luzem do komory spalania w postaci jednego lub kilku bloków lub mocuje się do jej ścianek poprzez wlanie do komory paliwa w stanie półpłynnym, a następnie jego zestalenie. Zmiana powierzchni spalania w czasie pracy silnika rakietowego na paliwo stałe określa charakter zmiany ciągu silnika (ciąg jest stały, rośnie, maleje, zmienia się skokowo). Stosowane są ładunki kanałowe, gwiazdowe, końcowe i inne. Miejsca powierzchni, które należy wyłączyć z procesu spalania, opancerzone są powłokami z materiałów gumowo-tkaninych. Do produkcji obudów silników rakietowych na paliwo stałe wykorzystuje się stale o wysokiej wytrzymałości, stopy aluminium i tytanu, a także materiały kompozytowe. Urządzenie zapłonowe znajduje się z reguły w przedniej dolnej części obudowy i służy do wytworzenia ciśnienia i zapalenia ładunku paliwa. Blok dyszy przekształca energię cieplną produktów spalania paliwa w energię kinetyczną strumienia gazu. Wkładka bloku dyszy tworząca szyjkę dyszy, jako element najbardziej narażony na działanie ciepła w silniku rakietowym na paliwo stałe, wykonana jest z materiałów ogniotrwałych (grafit, wolfram, molibden) lub materiałów prasujących odpornych na erozję. Do termicznej ochrony ścian wewnętrznych obudowy silnika rakietowego na paliwo stałe i dzwonu dyszy stosuje się szkło, węgiel i tworzywa organiczne, materiały prasowe na bazie azbestu i żywic fenolowych.

Głównymi wymaganiami dotyczącymi ochrony termicznej są niska przewodność cieplna i niska szybkość niszczenia pod wpływem przepływu gazu o wysokiej temperaturze.

Silnik rakietowy na paliwo stałe może mieć dodatkowe urządzenia służące do sterowania wektorem ciągu. Zmiana ciągu następuje poprzez regulację sekcji krytycznej dyszy lub otwarcie dysz przeciwciągowych; zaprzestanie spalania wsadu paliwowego (np. w celu zapewnienia określonej prędkości na końcu aktywnego odcinka toru) następuje poprzez gwałtowne uwolnienie ciśnienia w komorze spalania poprzez otwarcie specjalnego szyby lub wtrysk płynu chłodzącego. Zmiana kierunku wektora ciągu odbywa się za pomocą sterów gazowych umieszczonych w wypływającej strumieniu gazu, dysz obrotowych, asymetrycznego wtrysku cieczy lub wtrysku gazu do naddźwiękowej części dyszy itp. Pomimo stosunkowo niskiego impulsu właściwego ciągu (2,5-3 km /s), silniki rakietowe na paliwo stałe mają stworzenia, zalety: możliwość uzyskania dużego ciągu (do 12 MN i więcej); wysoki stopień gotowości do uruchomienia, możliwość długotrwałego przechowywania; prostota i zwartość konstrukcji; wysoka niezawodność i łatwość obsługi.

Silnik rakietowy na paliwo stałe składa się z warstw paliwa umieszczonych poprzecznie do osi ładunku i jest wyposażony w układ inicjujący, zapewniający naprzemienną detonację warstw materii. Warstwy paliwa o dużej zdolności detonacyjnej, których grubość jest znacznie większa niż krytyczna grubość detonacji paliwa, przeplatają się z innymi warstwami paliwa z substancji o małej zdolności detonacyjnej, której grubość jest znacznie mniejsza niż jej grubość krytyczna grubość detonacji, ale wystarczająca, aby zapobiec przeniesieniu detonacji z warstwy poprzedniej o dużej zdolności detonacyjnej do kolejnej warstwy o dużej zdolności detonacyjnej. Warstwy paliwa o dużej zdolności detonacyjnej i warstwy paliwa o niskiej zdolności detonacyjnej są ze sobą powiązane. Układ inicjujący zapewnia naprzemienną detonację warstw materii z zadaną stałą lub zmienną częstotliwością. Wynalazek umożliwia stworzenie silnika rakietowego o wysokim impulsie ciągu właściwego i możliwości zmiany ciągu w szerokim zakresie. 1 chory.

Silniki rakietowe na paliwo stałe (silniki rakietowe na paliwo stałe) mają jedną istotną przewagę nad silnikami na paliwo ciekłe. Silniki na paliwo stałe charakteryzują się niezwykle prostą konstrukcją: obudowa jest wypełniona paliwem stałym, a obudowa posiada otwór z dyszą. Spalanie paliwa następuje w obudowie pod ciśnieniem. To właśnie ciśnienie zapewnia stabilne spalanie paliwa. Przechodząc na paliwa o wyższej kaloryczności (energetycznej), dla ich stabilnego spalania z reguły wymagane jest jeszcze większe ciśnienie. Wszystko to powoduje konieczność uczynienia kadłubów trwalszymi, a przez to cięższymi, co częściowo zmniejsza efektywność przejścia na paliwa bardziej kaloryczne.

Silniki rakietowe na paliwo stałe są dobrze znane i szeroko stosowane w różnych konstrukcjach w zależności od ich przeznaczenia. We wszystkich wersjach tego typu silników konieczna jest komora spalania z blokiem dyszy i umieszczonym w niej ładunkiem paliwa stałego. Podczas spalania wsadu uwalniana jest zgromadzona w nim energia potencjalna, która kumuluje się w powstałych gazach, podgrzewanych do wysokich temperatur. W zależności od stosunku dopływu gazu ze spalającego się wsadu gazów do ich wypływu przez przepływający krzyż. w części bloku dyszy w półzamkniętej objętości komory spalania ustala się określone ciśnienie. Pod wpływem ciśnienia gazy przepływają przez dyszę, przyspieszając do dużych prędkości, uzyskując pewien ruch. W związku z tym rakieta uzyskuje taki sam ruch. Potencjalna energia chemiczna jest w silniku tylko częściowo przekształcana w użyteczną energię mechaniczną ruchu, a częściowo tracona w postaci ciepła unoszonego przez nieschłodzone gazy.

Schemat silnika na paliwo stałe

1 - ładunek stałego paliwa rakietowego, 2 - korpus komory, 3 - dysza zagłębiona, 4 - zapalnik

Projekt głównych podzespołów silnika rakietowego na paliwo stałe:

Zwróćmy uwagę na rolę wymienionych podzespołów w procesie obsługi pilota (generatora gazu).

Jak wspomniano powyżej, źródłem energii i gazowych produktów spalania w rozważanych układach jest ładunek paliwa, w którym po podgrzaniu do określonej temperatury, zwanej temperaturą zapłonu (rozbłysku), rozpoczyna się reakcja chemiczna z uwolnieniem spalania gazowego produkty z dużą ilością ciepła.

Silnik rakietowy na paliwo stałe z włożonym ładunkiem:

1 - cylindryczny płaszcz obudowy silnika rakietowego na paliwo stałe; 2 . - przedni dolny;., 3 - dysza dolna; 4 - jednostki mocowania ładunku; 5 - ładunek paliwa; 6 - układ zapłonowy; 7 - dysza; 8 - korek dyszy; 9 - powłoka termoochronna i (lub) warstwa zabezpieczająca

Obudowa PS wraz z obydwoma dennicami ogranicza objętość, w której następuje spalanie paliwa, zapewniając zadany poziom realizowanych parametrów wewnątrzbalistycznych i pełniąc rolę konstrukcji nośnej.

Wypływ produktów spalania odbywa się poprzez dyszę naddźwiękową, której zadaniem jest zwiększenie efektywności przetwarzania energii cieplnej wydzielanej w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe w energię kinetyczną produktów wypływających z komory. Kształt dyszy zapewnia rozpędzanie produktów spalania do prędkości naddźwiękowych, co pozwala na zwiększenie ciągu układu napędowego. Należy zaznaczyć, że obecnie istnieją małogabarytowe układy napędowe na paliwo stałe, w których nie występuje sam blok dysz. Zwiększenie ciągu projektowego uzyskuje się poprzez zmianę profilu kanału załadowczego paliwa w sąsiedztwie odcinka wylotowego, który dobiera się blisko profilu bloku dyszy. W wielu przypadkach takie silniki rakietowe na paliwo stałe zapewniają spełnienie wymagań specyfikacji technicznych dotyczących charakterystyki energetycznej, a jednocześnie są możliwie najprostsze.

Ponieważ temperatura produktów spalania w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe jest bardzo wysoka i może sięgać poziomu 3500...3700 K, a wartości przepływu ciepła wynoszą 10 6 ...10 7 W/m 2, istnieje potrzeba ochrony elementów konstrukcyjnych silnika przed przegrzaniem, a tym samym przed zniszczeniem w okresie pracy. Funkcję tę zapewniają powłoki termoochronne, które można nakładać na wewnętrzne powierzchnie elementów nadwozia, zaczynając od przedniego dołu, aż do sekcji wylotowej dyszy naddźwiękowej.

Ogrzanie powierzchni wsadu paliwowego do temperatury, w której rozpoczyna się reakcja chemiczna, zapewnia układ zapłonowy. Najprostszą i najczęściej stosowaną w praktyce metodą jest wykonanie układu zapłonowego wykorzystującego proch czarny lub mieszankę pirotechniczną, umieszczonego w obudowie, która może zachować trwałość w okresie eksploatacji lub ulec zniszczeniu. Zaczep zapala się za pomocą zapalarki elektrycznej.

Mocowanie wprowadzanych ładunków zapewniają np. przepony umieszczone w sąsiedztwie połączeń czoła i den dysz z korpusem silnika rakietowego na paliwo stałe. Konstrukcje silnie mocowane wymagają, gdy występuje duża różnica współczynników rozszerzalności cieplnej materiałów nadwozia i paliwa, zastosowania warstwy pośredniej pomiędzy nadwoziem a paliwem – tzw. warstwy ochronno-mocującej.

Aby regulować wielkość i kierunek ciągu, silniki rakietowe mogą zawierać elementy sterujące, jednostki zapewniające zmiany geometrii ścieżki dyszy itp.

W okresie przechowywania silnika rakietowego na paliwo stałe i do pewnego momentu pracy silnika, jego objętość wewnętrzna musi być zatkana membraną zapadającą się pod wpływem zadanego ciśnienia produktów spalania w komorze układu napędowego. Obecność membrany wynika z konieczności ochrony wewnętrznych powierzchni komory i ładunku przed wpływami atmosferycznymi, zanieczyszczeniami mechanicznymi, a w niektórych przypadkach zatrzymania gazu w wewnętrznej objętości komory w stanie przed wystrzeleniem przy określone ciśnienie doładowania.

Układ napędowy na paliwo stałe (generator gazowy) można scharakteryzować następującym zestawem parametrów:

masa paliwa W T ;

masa całego silnika rakietowego na paliwo stałe m c.d. oraz masa każdego węzła m i ;

ciężar względny konstrukcji silnika b c.d. , zdefiniowany jako stosunek masy bez ładunku do masy rakiety na paliwo stałe x cm. ;

położenie środka masy oddzielnie dla węzłów i ogólnie dla całej konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe;

gęstość (współczynnik) wypełnienia objętości wewnątrzkomorowej paliwem e w , określana jako stosunek objętości wsadu paliwowego do objętości wewnętrznej komory (od przedniego dna do płaszczyzny przekroju krytycznego);

ciąg układu napędowego i (lub) wartość masowego drugiego natężenia przepływu (P, T);

czas pracy układu napędowego f p ;

całkowity I i impulsy właściwe I Y silnik rakietowy na paliwo stałe;

wymiary całkowite - długość L, całkowita średnica silnika D i według węzłów.

Wymieniony zestaw parametrów nie jest wyczerpujący i nie jest jedynym akceptowalnym. Zatem na przykład zamiast parametru bk.d można zastosować:

względny zapas paliwa;

współczynnik jakości silnika w d itp.

Można tworzyć połączenia pomiędzy tymi trzema parametrami:

samolot z silnikiem rakietowym

Wymieniony zestaw parametrów wraz ze znanym zakresem zastosowań układu napędowego pozwala ocenić sprawność silnika rakietowego na paliwo stałe, zalety lub wady opracowania dowolnych podzespołów. Najbardziej orientacyjnymi parametrami w tym sensie są b c d i mi w . Do chwili obecnej najlepsze wartości tych wielkości uzyskano podczas opracowywania międzykontynentalnych rakiet balistycznych klasy MX (b c. d ~ 0,05...0,08; e w « 0,92...0,95).

W szczególności praca poświęcona jest opisowi procesów roboczych zachodzących w komorze układu rakietowego na paliwo stałe. Zwróćmy uwagę na zespół podstawowych procesów, które są konsekwentnie realizowane podczas pracy silnika rakietowego na paliwo stałe w objętości wystarczającej do wstępnego zrozumienia procesów wewnątrzkomorowych. Dla pewności rozważymy diagram przedstawiony na ryc. 1.

: Proces pracy w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe rozpoczyna się od dostarczenia napięcia elektrycznego do elektrycznych zapalników nabojów. Siła płomienia z palnego naboju zapewnia zapłon kompozycji zapłonowej składającej się z prochu czarnego lub mieszaniny prochu czarnego z kompozycją pirotechniczną. Spalanie kompozycji zapłonowej najczęściej następuje w zamkniętej objętości trwałej obudowy pod ciśnieniem większym niż poziom ciśnienia w komorze spalania. Produkty spalania masy zapłonowej dostają się do komory poprzez otwory w korpusie zapalarki, które można wstępnie wyprofilować i zaślepić. Napływ masy do przedniej objętości silnika rakietowego na paliwo stałe powoduje wzrost w nim ciśnienia i powstanie fali sprężania przemieszczającej się do objętości dyszy. Prędkość propagacji fali sprężania w zależności od parametrów gazu przed falą może być poddźwiękowa lub naddźwiękowa. Podążając za falą, wysokotemperaturowe produkty spalania kompozycji zapłonowej przedostają się do wolnej objętości komory silnika, nagrzewając powierzchnię ładunku paliwowego na skutek konwekcyjnego, promienistego i przewodzącego przenoszenia ciepła.

Po dotarciu fali sprężania do płaszczyzny, w której umieszczony jest świeca, proces wewnątrzkomorowy może przebiegać według dwóch schematów

Rozkład pola ciśnienia na długości komory w różnych momentach zapadnięcia się czopa:

1, 2, 3 - ruch fali sprężania od przedniego dna do dyszy (korek nie ulega zniszczeniu); 4, 5 - rozwój procesu po zniszczeniu korka

Rozkład pola ciśnienia na długości komory w różnym czasie z nieniszczącym czopem:

1, 2, 3 - ruch fali sprężania od przedniego dna do dyszy; 4 - fala sprężania dociera do płaszczyzny świecy; 5, 6 - rozwój procesu po odbiciu fali sprężania od świecy

Pomiar ciśnienia w komorze silnika rakietowego na paliwo stałe podczas pracy:

Ro- ciśnienie początkowe w komorze silnika; R Z G - ciśnienie zniszczenia korka dyszy; Pst - poziom ciśnienia roboczego produktów spalania w komorze; O- rozpoczęcie procesu; 1 - moment zniszczenia wtyczki; 2 - moment zapłonu paliwa; 3 - czas odpowiadający rozprzestrzenianiu się płomienia wzdłuż powierzchni paliwa; 4 - czas osiągnięcia przez silnik trybu pracy; 5 - koniec quasi-stacjonarnego okresu pracy silnika; 6 - koniec pracy silnika.

Świeca ulega zniszczeniu, poziom ciśnienia w komorze jest w przybliżeniu wyrównany i pozostaje bliski stałego aż do momentu, gdy powierzchnia wsadu paliwa zacznie łączyć się ze spalaniem. Rozwój procesu według tego schematu przedstawiono na rys. 2;

Zniszczenie grzyba jest przeznaczone dla wysokich wartości ciśnienia.

Fakt ten powoduje odbicie fali sprężania od prawej granicy silnika i jej propagację w przeciwnym kierunku. Ze względu na zmniejszenie prędkości przemieszczania się produktów spalania w wolnej objętości komory zmniejsza się intensywność procesu nagrzewania wsadu paliwowego, co prowadzi do wydłużenia okresu dochodzenia silnika rakietowego na paliwo stałe do stanu quasi- -stacjonarny tryb pracy. Rozwój procesu według tego schematu przedstawiono na rys. 3.

Zapłon wsadu paliwowego następuje w momencie, gdy w powierzchniowej warstwie wsadu paliwowego o grubości mierzonej w mikronach osiągana jest temperatura i gradient temperatur odpowiadający pewnym warunkom krytycznym zapewniającym stabilne spalanie paliwa. Rozprzestrzenianie się płomienia po powierzchni ładunku paliwowego, w zależności od warunków zapłonu i geometrii silnika rakietowego na paliwo stałe, może następować przy prędkościach rzędu 1...300 m/s.

Zmianę ciśnienia w przedniej objętości pilota w całym okresie pracy przedstawiono na rys. 4.

Główny impuls roboczy zapewnia układ napędowy na odcinku łukowym 4 -5. Wyłączenie silnika rakietowego na paliwo stałe następuje albo po wypaleniu ładunku paliwa, albo przy użyciu siły za pomocą urządzenia odcinającego ciąg.

Do chwili obecnej silniki rakietowe na paliwo stałe osiągnęły zauważalną doskonałość, co doprowadziło do ich szerokiego zastosowania w praktyce:

masa silnika rakietowego na paliwo stałe może obecnie wynosić kilka gramów lub setki ton;

Silniki rakietowe na paliwo stałe można obecnie stosować jako siłowniki do awaryjnego wyłączania systemów transportu gazu i ropy rurociągami. Jednocześnie silniki rakietowe na paliwo stałe można wykorzystać do wystrzeliwania dużych ładunków w przestrzeń kosmiczną;

impuls właściwy stałych paliw rakietowych bardzo zbliżył się do impulsu właściwego paliw ciekłych i osiągnął wartości 3000…..3500 m/s;

współczynnik doskonałości masy najlepszych współczesnych silników rakietowych na paliwo stałe sięga 0,05...0,10, a współczynnik wypełnienia objętości wewnątrzkomorowej jest bliski 0,90...0,95.

Dalsze doskonalenie silników rakietowych na paliwo stałe będzie w dalszym ciągu polegać na poprawie właściwości energetycznych składów paliw i zwiększeniu wytrzymałości właściwej zastosowanych materiałów konstrukcyjnych. W szczególności można zauważyć, że obiecującym kierunkiem jest zastosowanie silników rakietowych na paliwo stałe z oddzielnym rozmieszczeniem składników paliwa. Pilnym zadaniem jest poszerzenie zakresu zastosowania silników rakietowych na paliwo stałe o obszar układów napędowych z głębokim sterowaniem ciągiem, z możliwością ponownego wykorzystania silników rakietowych na paliwo stałe itp.

Rozwój technologii na paliwo stałe będzie kontynuowany w przyszłości, co wynika z szeregu pozytywnych cech rakiet z silnikami na paliwo stałe w porównaniu z rakietami z silnikami rakietowymi na ciecz (LPRE). Poniżej zwracamy uwagę na zalety i wady silników rakietowych na paliwo stałe, które z jednej strony zdecydowały o ich powszechnym zastosowaniu, z drugiej zaś ograniczyły ich zastosowanie w niektórych obiektach technicznych.

Zalety i wady silników rakietowych na paliwo stałe:

Powszechne stosowanie silników rakietowych na paliwo stałe w sprzęcie wojskowym rozpoczęło się nieco wcześniej niż zastosowanie układów napędowych na paliwo ciekłe. Obecnie silniki rakietowe na paliwo stałe zajmują dominujące miejsce w technologii wojskowej, a w technologii kosmicznej silniki rakietowe na paliwo stałe z powodzeniem konkurują z silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe. Tendencja ta wynika z szeregu czynników charakterystycznych dla silników spalinowych na paliwo stałe, z których najważniejsze opisano poniżej.

Oczywiście za jedną z głównych zalet silników rakietowych na paliwo stałe należy uznać względną prostotę urządzenia. Rzeczywiście, pierwsze silniki rakietowe na paliwo stałe miały prymitywną konstrukcję, łatwą do wdrożenia nawet na poziomie technologicznym średniowiecza. Porównanie z silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe pozwala zauważyć następujące zalety konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe:

nie ma jednostek związanych z magazynowaniem komponentów paliwowych poza komorą (zbiorniki paliwa);

brak urządzeń do transportu komponentów paliwowych ze zbiorników do komory spalania (rurociągi, zawory pneumatyczne i hydrauliczne);

nie ma elementów wymuszonego podawania paliwa do komory (elementy układu wyporowego, zespoły turbopomp, wtryskiwacze itp.);

liczba ruchomych jednostek jest niewielka (a w niektórych projektach nawet nieobecna).

W porównaniu z silnikami rakietowymi na paliwo stałe konstrukcja układu napędowego na paliwo jądrowe staje się znacznie bardziej skomplikowana. Ponadto przy stosowaniu paliw jądrowych pojawia się zadanie zapewnienia ochrony konstrukcji statku powietrznego (w tym załogowego) przed promieniowaniem radioaktywnym.

Wszelkie próby związane z wykorzystaniem obwodów pośrednich zdalnego sterowania (oddzielne sterowanie urządzeniami, silniki hybrydowe) również prowadzą do wzrostu złożoności konstrukcji silnika. Względna prostota konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe jest szczególnie zauważalna przy rozważaniu niektórych specjalnych konstrukcji silników rakietowych na paliwo stałe. Tym samym przy zastosowaniu silników na paliwo stałe można łatwo rozwiązać problemy związane z zapewnieniem obrotu rakiety wokół własnej osi (np. w pociskach turboodrzutowych, w których obrót wokół własnej osi prowadzi do zwiększenia stabilności lotu pocisku wzdłuż trajektorii i do poprawiona celność ognia). Strukturalnie metody rozdzielania stopni rakiet wielostopniowych są uproszczone.

Względna prostota konstrukcji silnika rakietowego na paliwo stałe pociąga za sobą również złagodzenie problemów związanych z obsługą rakiet i wyrzutni wykorzystujących silnik rakietowy na paliwo stałe. Rzeczywiście, ze względu na stosunkowo niewielką liczbę elementów silnika rakietowego na paliwo stałe, rutynowe prace konserwacyjne w celu sprawdzenia wydajności silników podczas przechowywania i przygotowań do startu wymagają niewielkiego nakładu pracy. Można zauważyć, że koszt sprzętu naziemnego przeznaczonego do eksploatacji kompleksów z rakietami balistycznymi dalekiego zasięgu w Stanach Zjednoczonych stanowi odpowiednio około 45 i 60% całkowitego kosztu kompleksu przy zastosowaniu silników rakietowych na paliwo stałe oraz podczas korzystania z silników rakietowych na paliwo ciekłe. Co ciekawe, na początku 1984 roku Stany Zjednoczone dysponowały 53 rakietami Titan-2 z silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe, obsługiwanymi przez sześć eskadr Strategicznego Dowództwa Powietrznego i około 1000 rakiet klasy Minuteman z silnikami rakietowymi na paliwo stałe obsługiwało jedynie dwadzieścia eskadr.

Szczególnie atrakcyjna dla sprzętu wojskowego jest wysoka gotowość do użycia broni z silnikami rakietowymi na paliwo stałe. Dość zaznaczyć, że czas przygotowania przed wystrzeleniem do odpalenia rakiet międzykontynentalnych klasy MX nie przekracza 2...5 minut, uwzględniając w tym czasie możliwość ponownego nacelowania rakiety i głowic bojowych. Dla porównania zauważamy, że pierwsze systemy rakietowe z silnikami na paliwo ciekłe startowały dopiero po 4...6 godzinach przygotowań przed startem. Czas przygotowania do wystrzelenia nowoczesnych rakiet z silnikami na paliwo ciekłe został znacznie skrócony, ale mimo to nadal pozostaje dość długi.

Ważną cechą silników rakietowych na paliwo stałe jest ich wysoka niezawodność. Według niektórych informacji statystycznych, po upływie okresu przechowywania gwarancji na piloty, prawdopodobieństwo ich bezawaryjnej pracy wynosi ponad 98%. W okresie gwarancyjnym niezawodność silnika rakietowego na paliwo stałe przekracza 99%.

Wśród innych czynników, w których przejawiają się zalety silników rakietowych na paliwo stałe w porównaniu z silnikami spalinowymi na paliwo ciekłe, należy zwrócić uwagę na:

w większości przypadków przy rozwiązywaniu tego samego problemu taktycznego lub strategicznego koszt systemu rakietowego z silnikiem rakietowym na paliwo stałe jest znacznie niższy niż koszt kompleksu z silnikiem na paliwo ciekłe;

Charakterystyki masowe nowoczesnych silników rakietowych na paliwo stałe, w tym ich współczynnik doskonałości masy, przewyższają podobne wskaźniki dla silników rakietowych na paliwo ciekłe.

Jednak zalety silników rakietowych na paliwo stałe nie są wystarczające, aby uczynić te układy napędowe jedynymi akceptowalnymi i najbardziej racjonalnymi zarówno w gospodarce narodowej, jak i w odniesieniu do sprzętu wojskowego. Jak każdy obiekt techniczny, silniki rakietowe na paliwo stałe mają pewne wady, co wymusza równoczesny rozwój sterowni innych klas. Należy zwrócić uwagę na następujące wady

• 1. Stosunkowo niskie wartości impulsu właściwego silników spalinowych na paliwo stałe. Impuls pusty silnika rakietowego na paliwo stałe nie przekracza 00...3500 m/s. Dalsze zwiększanie impulsu właściwego silników rakietowych na paliwo stałe jest utrudnione ze względu na niekompatybilność chemiczną najlepszych utleniaczy i najlepszych materiałów palnych w kompozycjach paliwowych. Zastosowanie silników z oddzielnie obciążonymi elementami stałymi umożliwia zwiększenie impulsu właściwego o nie więcej niż 20%. Jednocześnie ciekłe paliwa rakietowe pozwalają na uzyskanie określonych impulsów dochodzących do 4000...4500 m/s. Jeszcze większe wartości można osiągnąć stosując paliwa nuklearne.
• 2. Trudności technologiczne w produkcji ładunków paliwowych o dużych masach i wymiarach. Trudności te wynikają z wysokich wymagań dotyczących braku wad wsadu, wnęk, pęknięć, oddzielenia paliwa od ochronnej warstwy mocującej itp. Wraz ze wzrostem wymiarów wsadu i wzrostem impulsu właściwego stosowanych paliw wzrasta zagrożenie wybuchem i pożarem podczas wytwarzania i załadunku wsadu paliwowego.
• 3. Pewne trudności operacyjne. Część tych trudności polega na konieczności termostatowania silników rakietowych na paliwo stałe na paliwa mieszane (w niektórych przypadkach otmPTistite) w celu wyeliminowania pojawiania się pęknięć w ładunku paliwa, zmniejszenia wahań ciągu i ciśnienia produktów spalania w komorze silnika .
• 4. Pewne trudności projektowe. Do takich trudności można zaliczyć ograniczony czas pracy silnika rakietowego na paliwo stałe, wynikający z gabarytów silnika i erozji jego elementów konstrukcyjnych. Spośród obecnie produkowanych wielkogabarytowych silników rakietowych na paliwo stałe najdłuższy okres pracy (-130 s) osiągnięto we wspomagającym silniku rakietowym na paliwo stałe, używanym do wyniesienia wahadłowca kosmicznego wielokrotnego użytku na wysokość przelotową. Masa tego silnika rakietowego na paliwo stałe wynosi 586 ton.

Kolejną trudnością jest złożoność opracowania silnika rakietowego na paliwo stałe wielokrotnego użytku. Dostępne obecnie układy napędowe na paliwo stałe charakteryzują się albo ograniczoną głębokością regulacji, albo – choć głębokość regulacji charakterystyki trakcyjnej (zużycia) jest akceptowalna – charakteryzują się słabymi wskaźnikami doskonałości masy.

Podsumowując, można jednak zauważyć, że zalety silników rakietowych na paliwo stałe doprowadziły do ​​ich szerokiego wprowadzenia do praktyki.

2.3.1. Okresy działania RDTT

Rozpatrując procesy pracy silników rakietowych na paliwo stałe, wyróżnia się trzy charakterystyczne okresy (rys. 2.3):

moc silnika do trybu pracy T; tryb ten obejmuje czas opóźnienia zapłonu
oraz czas zapłonu ładunku i napełnienia wolnej objętości silnika (czas liczony jest od momentu podania impulsu prądowego do charłaka);

główny okres pracy silnika, zwany czasem spalania ładunku T 3 ; obszar ten stanowi większość (ponad 90%) całkowitego czasu pracy;

czas zaniku ciśnienia T , powstające po spaleniu głównej części ładunku lub działaniu zespołu odcinającego ciąg silnika rakietowego na paliwo stałe.

Całkowity czas pracy silnika określa się jako sumę tych okresów:

.

Przy obliczaniu procesu w okresie dochodzenia silnika do stanu pracy uwzględnia się równania nieustalonego (fali w początkowej fazie) przepływu produktów spalania paliwa zapalarki i ładunku głównego, biorąc pod uwagę dopalanie w powietrzu tlenu, ogrzewanie i flashowanie paliwa i wstępne nagrzewanie elementów konstrukcyjnych. Do obliczenia okresu głównego wykorzystuje się równania przepływu gazu i spalania ładunku paliwa stałego w przybliżeniu quasi-stacjonarnym. Wstępnie przeprowadza się geometryczne obliczenia wypalenia ładunku.

Podstawa obliczeń geometrycznych zmian w obszarze powierzchni spalania S(mi) i obszar przepływu kanału F(mi)=
w zależności od grubości spalonego sklepienia mi zakłada się równomierność szybkości spalania paliwa I= de/ dt w całej objętości ładunku. Oznacza to, że spalanie ładunku odbywa się w warstwach równoległych (a dokładniej w równych odstępach) (ryc. 2.4).

Na odcinku głównym przy niskich prędkościach przepływu gazu i niskich dp/ dt równanie bilansu masy jest spełnione z wystarczającą dokładnością w postaci w górę T S =pF /(por. paragraf 3.1.1), w tym rozdziale ciśnienie wyznaczane jest za pomocą układu równań (0 mi mi 0):

;

.

Gdy S S

Mamy
;

;

;

.

Ograniczenie początkowego stosunku ciągu do masy stopnia P 0 = wygląda jak
, Gdzie P, II - odpowiednio ciąg początkowy, impuls właściwy i masa stopnia.

Charakterystyki wewnątrzbalistyczne i trakcyjne silników rakietowych na paliwo stałe ulegają zauważalnym zmianom na skutek odchyleń ładunku i parametrów silnika od nominalnych. Względna zmiana ciśnienia lub przepływu

Gdzie
- względne odchylenia szybkości spalania od jej średniej (formularzowej) wartości;
- względny rozrzut ciśnienia od wartości średniej na skutek przypadkowych odchyleń parametrów ładunku i silnika (patrz podrozdział 3.4); T 3 - losowe zmiany temperatury ładunku w wąskim zakresie trybów kontroli temperatury.

Ryż. 2.3. Zmiana ciśnienia w silniku na paliwo stałe podczasczas.

Jeśli nie ma kontroli temperatury, to tak T 3 uwzględniany jest cały zakres temperatur w danych warunkach stosowania

Ryż. 2.4. Przesuwanie płonącej powierzchni ładunku:

1 - powłoka pancerna; 2 - paliwo stałe; 3 - położenie powierzchni płonącej, gdy wypala się grubość łuku mi.

Biorąc pod uwagę różnice, maksymalne ciśnienie w silniku jest równe

.

W kolejnym przybliżeniu uwzględnia się niejednorodności szybkości spalania spowodowane zmianami ciśnienia i prędkości przepływu gazu wzdłuż kanału, a także lokalnymi odchyleniami właściwości fizyko-mechanicznych paliwa, jego temperatury i odkształceń (patrz: Sekcja 1.2). Odcinek spadku ciśnienia podczas dopalania wsadu rozpoczyna się w momencie, gdy front spalania zbliża się do pewnego punktu na powierzchni odpowiadającego całkowitemu wypaleniu stropu. W tym obszarze następuje wypalenie pozostałego wsadu paliwowego i wypłynięcie produktów spalania paliwa i rozkładu powłok. Aby ocenić zależność S (mi) w sekcji spadku ciśnienia należy wziąć pod uwagę niejednorodność szybkości spalania w całej objętości wsadu oraz przypadkowe odchylenia jego charakterystyk geometrycznych. Ze znaną zależnością S (mi) ciśnienie oblicza się na podstawie poprzedniego układu równań, dostosowanego z uwzględnieniem zmian ilości gazu w objętości silnika rakietowego na paliwo stałe.

Ministerstwo Edukacji Federacji Rosyjskiej

Uniwersytet Państwowy Uralu Południowego

{ Yu.Yu. Usolkin}

Obliczanie charakterystyki energetycznej i wymiarowej silników rakietowych na paliwo stałe.

Zestaw narzędzi.

W podręczniku przedstawiono uproszczoną metodykę oceny projektowej parametrów silnika rakietowego na paliwo stałe, która pozwala szybko i z wystarczającą wiarygodnością (dla początkowych etapów projektowania rakiety) określić charakterystykę energetyczną i całościowo-masową rakiety na paliwo stałe silnik.

Podręcznik opracowano w oparciu o założenia metodyczne określone w , i przeznaczony jest do praktycznych prac nad określeniem charakterystyk silników rakietowych na paliwo stałe oraz projektu kursu z zakresu projektowania statku powietrznego na paliwo stałe.

Wstępne dane:

Skład paliwa i jego parametry paszportowe w warunkach standardowych (P K / P a = 40/1);

–właściwy impuls ciągu [m/s];

–gęstość [kg/m3];

– temperatura spalania [0 K];

– stała gazowa [J/kg∙deg];

–wskaźnik procesu (adiabatyczny);

–prawo spalania [mm/s].

2. Wymagane charakterystyki energetyczne silnika (otrzymane z wyników projektowania balistycznego rakiety):

Р П – ciąg silnika w próżni [kN];

– ciśnienie w komorze spalania [MPa];

– ciśnienie na wylocie dyszy [MPa].

3. Średnica silnika [m].

4. Rozważono schemat typowego silnika rakietowego na paliwo stałe (pokazany na rys. 1).

Kolejność obliczeń.

określa się zredukowany standardowy impuls ciągu

tutaj: a – procentowa zawartość Al w paliwie;

.

Przyjmujemy warunek stałego średniego ciśnienia w komorze spalania podczas pracy silnika, tj. r k ≈ r k av = stała.

Czas pracy silnika, zużycie paliwa i dostępną rezerwę paliwa określa się:

średnica ładunku

płonąca grubość sklepienia

tutaj: d in – średnica kanału wewnętrznego mierzona d in 0,2D str

tutaj k jest współczynnikiem uwzględniającym niewykorzystany zapas paliwa, zależnym od kształtu wsadu, obwodu silnika, kształtu kanału (k=1,01 1,05)

Wyznacza się parametry geometryczne silnika:

kompleks termodynamiczny

obszar sekcji krytycznej dyszy

tutaj: χ – współczynnik strat ciepła,

μ – współczynnik przepływu

średnica gardzieli dyszy

stopień rozszerzalności geometrycznej dyszy

obszar wyjścia dyszy

średnica wylotu dyszy

całkowita długość dyszy (patrz rys. 1)

tutaj: β с – kąt połowy otwarcia dyszy stożkowej

(dla dysz stożkowych zwykle β s =12 20 0)

długość wgłębionej części dyszy

tutaj: f – uwzględnia stopień recesji (zwykle f=0÷0,3)

długość przedłużenia dyszy

średnica dyszy na wyjściu z komory spalania

Tutaj

długość (wysokość) przedniego dołu

,

Tutaj:

długość (wysokość) osłony dyszy (tylna dolna część)

,

Tutaj:

długość cylindrycznej części komory spalania

,

Tutaj: - długość wystającej części zapalarki (zależy od typu zapalarki i układu silnika jako całości)

względna długość ładunku

5. Wyznacza się charakterystyki masowe silnika

masa cylindrycznej części komory spalania

,

tutaj: ρ c – gęstość materiału [kg/m 3 ]

σ in – wytrzymałość graniczna materiału [ ]

f – współczynnik bezpieczeństwa

Masa denka przedniego i tylnego (osłony dyszy) (pomijając wymiary wycięć pod dysze)

,

masa powłoki pancerza (zależy od powierzchni pancernej powierzchni ładunku, grubości pancerza, gęstości materiału ρ b)

tutaj: α br =0,04÷0,1 [mm/s] – stały współczynnik dla danej powłoki pancerza,

- względna średnica kanału,

- względna średnica ładunku,

masa dysz

,

tutaj: k s – współczynnik zależny od kształtu ładunku i wielkości kanału, k s =2,03 3,40;

- średnia gęstość materiału (ochrona metalu i termiczna) dyszy rozprężnej;

α с – współczynnik proporcjonalności średniej grubości ścianki dyszy z zabezpieczeniem termicznym do średnicy komory spalania, α с =0,004 0,008.

masa termoochronna

tutaj: ρ tз – gęstość powłoki termoochronnej;

- względna grubość powłoki termoochronnej.

Grubość powłoki termoizolacyjnej można określić na podstawie zależności

a TZ to, zgodnie ze statystykami, współczynnik dyfuzji cieplnej ochrony termicznej

oraz tz =(0,5÷1,0)·10 -6 [m 2 /s],

- temperatura bezwymiarowa,

- dopuszczalna temperatura nagrzewania ścianki komory spalania,

-temperatura początkowa ścianki komory spalania

masa punktów mocowania dennic, zapalarki i części montażowych

tutaj: K t – współczynnik temperaturowy, w zależności od rodzaju paliwa i konstrukcji ładunku można przyjąć K t = 1,2.

masa silnika

6. Wyznacza się charakterystyki masowe organu kontrolnego.

Rozważamy przypadek tworzenia sił sterujących za pomocą oscylacyjnej dyszy silnika

tutaj: m рп – masa przekładni kierowniczej (przekładni kierowniczych i zaworów sterujących);

m BIP – masa pokładowego źródła zasilania (płynu roboczego, zbiornika i zaworów sterujących);

m krepa – masa elementów mocujących (w masie uwzględniamy m uk).

Masa przekładni kierowniczej (RS) zależy od wymaganej mocy, która jest określona przez poziom ciągu silnika, wielkość i charakterystykę bezwładności obrotowej (wahającej się) części dyszy, rodzaj zawieszenia dyszy, ilość siła kontrolna, tj. kąt odchylenia dyszy i prędkość.

Jako pierwsze przybliżenie możemy przyjąć
tutaj P p wyraża się w kN.

Waga zasilacza pokładowego uzależniona jest od mocy RP, czasu pracy silnika, konstrukcji kontenera i użytego materiału konstrukcyjnego

Tutaj: - wymagane natężenie przepływu cieczy roboczej, kg/s,

τ – czas pracy silnika, s,

α k jest współczynnikiem doskonałości konstrukcji zbiornika, biorąc pod uwagę obecność zbrojenia.

7. Wyznacza się masę układu napędowego

Przykład obliczenia charakterystyki energetycznej i masy całkowitej silnika spalinowego na paliwo stałe.

Wstępne dane:

Wybieramy paliwo poliuretanowe.

Skład: nadchloran amonu (NH 4 ClO 4) – 68%

poliuretan –17%

aluminium – 15%

Specyfikacja paliwa: R UDST =2460 [m/s]; ρ T =1800 [kg/m 3 ]; T ST =3300 [0 K]; R ST =290 [J/kgstopnia]; kST =1,16; U(p k)=5,75r k 0,4 [mm/s]

Uzyskane z projektu balistycznego:

R P = 1000 Kn;

pk=10 MPa;

p a = 0,06 MPa.

3. Średnica silnika (rakiety) D p =1,6 m.

Kolejność obliczeń.

1. Wyznacz impuls właściwy ciągu silnika w próżni:

.

Określamy charakterystykę zużycia i rezerwy paliwa silnika rakietowego na paliwo stałe.

u=5,75ּ10 0,4 =14,43 mm/s

3. Określ parametry geometryczne silnika:

4. Wyznacz charakterystykę masową silnika.

Do produkcji obudowy silnika wybierzemy organoplast o wytrzymałości na rozciąganie σ in = 1400 MPa i gęstości ρ m = 1400 kg/m 3. Do produkcji dyszy używamy stopu tytanu o gęstości ρ c = 4700 kg/m 3 . Do zabezpieczenia przed wpływami termicznymi stosujemy TZP na bazie spoiwa kombinowanego o ρ TZP = 1600 kg/m 3 . Do zbrojenia ładunku wybierzemy powłokę na bazie żywicy fenolowo-formaldehydowej o gęstości ρ br = 1300 kg/m 3.

masa cylindrycznej części komory spalania

Dolna waga

masa pancerza

masa dysz

(tutaj średnią gęstość materiału dyszy uzyskuje się przy założeniu, że stosunek grubości ścianki dyszy do powłoki termoochronnej wynosi 1:2).

masa termoochronna

masa punktów mocowania

masa silnika

5. Wyznacz masę kontroli

Załóżmy, że natężenie przepływu płynu roboczego przez RP jest równe =2 kg/s, współczynnik doskonałości obliczeniowej α k =0,15, wówczas:

6.Masa układu napędowego

W ten sposób określono wszystkie niezbędne parametry silnika rakietowego na paliwo stałe do dalszego projektowania rakiety.

Literatura.

Projektowanie i testowanie rakiet balistycznych. wyd. W I. Varfolomeev i M.I. Kopytov, wydawnictwo MO, M., 1970 – 392 s., il.

Pawluk Yu.S. Projekt rakiety balistycznej. Podręcznik dla uniwersytetów. Wydawnictwo ChSTU, Czelabińsk, 1996 – 114 s., il.