Pamamaraan para sa pagkalkula ng rdt. Usolkin. Space solid rocket engine

Ang mga solidong propellant na makina (mga solidong propellant na rocket engine, solidong propellant na rocket na motor) ay malawakang ginagamit sa mga modernong astronautika, na matagumpay na umaakma sa mga likidong rocket engine (LPRE) na tumatakbo sa likidong gasolina. Ang mga lugar ng partikular na aplikasyon ng dalawang uri ng mga makina na ito ay tinutukoy ng kanilang paghahambing na disenyo, enerhiya, pagpapatakbo, pananalapi at iba pang mga katangian. Ang mas malaking nilalaman ng potensyal na kemikal na enerhiya na naka-imbak sa bawat yunit ng masa ng likidong rocket fuel, ang kadalian ng pag-regulate ng operating mode (thrust) at ang pagiging posible ng paulit-ulit na pag-on at off ng mga likidong propellant na makina sa paglipad ay paunang natukoy ang nangingibabaw na papel ng mga makinang ito sa astronautics. Ang mga liquid rocket engine ay malawakang ginagamit bilang mga propulsion engine, ibig sabihin, mga pangunahing makina, na nagbibigay ng acceleration ng launch vehicles (LVs) at spacecraft (SCs), braking ng spacecraft at paglilipat ng mga ito sa ibang orbits, atbp. Liquid rocket engines ay ginagamit bilang auxiliary engine halimbawa. , sa halos lahat ng jet flight control system ng spacecraft.

Tulad ng para sa solidong propellant rocket engine, una sa lahat ay dapat tandaan na dahil sa bilis at pagiging simple ng aparato (at samakatuwid ay pagiging maaasahan), ang makina na ito ay ang pinaka-angkop o kahit na kailangang-kailangan na paraan para sa pagbuo ng thrust sa panahon ng naturang "auxiliary" na operasyon bilang emergency rescue ng mga astronaut sa paunang yugto ng paglulunsad ng spacecraft sa malapit-Earth orbits, paghihiwalay ng launch vehicle stages, spin-up ng rocket stages at spacecraft upang patatagin ang mga ito sa paglipad, paglikha ng mga unang overload para sa normal na paglulunsad ng ang pangunahing likidong propellant na mga rocket na makina sa zero gravity, atbp. Sa maraming mga kaso, lumalabas na ipinapayong gumamit ng mga solidong propellant rocket na makina sa espasyo. Sa kapasidad na ito, ang mga solidong propellant na makina ay malawakang ginagamit sa itaas na mga yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan at sa tinatawag na mga itaas na yugto na nakabukas sa kalawakan. Ang pag-install ng mga naka-mount na solid propellant rocket engine sa mga sasakyang ilulunsad, na nakabukas sa paglulunsad, ay sa isang mahusay na paraan pagtaas ng lakas ng sasakyang ilulunsad. Kasama rin sa arsenal ng astronautics ang ganap na solid-fuel launch na mga sasakyan.

Sa kabila ng malaking lugar na sinasakop ng mga solidong propellant na makina sa modernong mga astronautika, ang mga solidong propellant na rocket na motor sa espasyo ay hindi sapat na naipakita sa panitikan. Pinuno ng brochure na ito ang puwang na ito. Sinasabi nito ang tungkol sa disenyo at mga tampok ng space solid propellant rocket engine, ang kasaysayan ng kanilang paglikha at aplikasyon. Kasama ang pangkalahatang antas ng pag-unlad ng mga solidong propellant na rocket na makina, ang mga partikular na disenyo ng makina ay isinasaalang-alang at ang mga prospect ay tinatalakay karagdagang pag-unlad at ang paggamit ng solid propellant rocket motors sa astronautics.

BATAYANG IMPORMASYON TUNGKOL SA SPACE SOLID MOTORS

Ang mga solidong propellant na rocket na motor ay nabibilang sa tinatawag na kemikal o thermochemical rocket engine. Lahat ng mga ito ay gumagana sa prinsipyo ng pag-convert ng potensyal na kemikal na enerhiya ng gasolina sa kinetic energy ng mga gas na nagmumula sa makina. Ang solid propellant rocket engine ay binubuo ng isang pabahay, isang fuel charge, isang jet nozzle, isang igniter at iba pang mga elemento (Fig. 1).

Ang solid propellant rocket motor body ay isang matibay na sisidlan ng cylindrical, spherical o iba pang hugis, na gawa sa alinman sa metal (bakal, mas madalas na titanium at aluminum alloys) o plastik. Ito ang pangunahing elemento ng kapangyarihan ng solid propellant engine, pati na rin ang buong propulsion system at ang solid propellant rocket (rocket stage) sa kabuuan. Ang pabahay ay naglalaman ng isang solidong singil sa gasolina na mahigpit na nakakabit dito: karaniwang isang mekanikal na halo ng isang crystalline inorganic oxidizer (halimbawa, ammonium perchlorate) na may metal na panggatong (aluminum) at isang polymer fuel-binder (polybutadiene rubber). Kapag ang gasolina na ito ay pinainit ng isang igniter (na sa pinakasimpleng kaso ay isang pyrotechnic charge na may electric igniter), ang mga indibidwal na bahagi ng gasolina ay pumapasok sa isang kemikal na reaksyon ng pagbabawas ng oksihenasyon sa bawat isa, at unti-unti itong nasusunog. Gumagawa ito ng gas na may mataas na presyon at temperatura.

kanin. 1. Solid propellant rocket motor sa seksyon:

1 - igniter; 2 - singil ng gasolina; 3 - katawan; 4 - nguso ng gripo

Ang isang jet nozzle (maaaring mayroong maraming mga nozzle na bumubuo ng isang nozzle block), kung saan ang gas na nabuo mula sa pagkasunog ng gasolina ay pinabilis sa bilis na lumampas sa bilis ng tunog, ay nakakabit sa katawan ng solid propellant rocket engine, na, ayon sa ang operational function nito, ay ang combustion chamber din ng isang rocket engine. Bilang resulta nito, lumilitaw ang isang puwersa ng pag-urong, na kabaligtaran na nakadirekta sa pag-agos ng gas jet at tinatawag na reactive force, o thrust. Depende sa partikular na layunin, ang space solid propellant rocket engine ay maaaring magkaroon ng thrust mula sa daan-daang isang newton hanggang sa ilang meganewton, at ang tagal ng pagpapatakbo ay maaaring mula sa mga fraction ng isang segundo hanggang ilang minuto. Ang mga housing at nozzle ng mga makinang matagal nang tumatakbo ay dapat protektahan mula sa pagkasunog. Para sa layuning ito, ang solid propellant rocket motors ay gumagamit ng heat-insulating, ablating at heat-resistant na materyales.

Sa kabila ng pagiging simple ng functional diagram ng isang solidong propellant rocket engine, ang tumpak na pagkalkula ng mga katangian ng pagganap nito ay isang kumplikadong gawain. Ito ay malulutas gamit ang mga pamamaraan ng panloob na ballistics ng solid propellant rocket motors; ang disiplinang pang-agham na ito ay katulad ng larangan ng agham na nag-aaral ng mga gas-dynamic na proseso sa mga sistema ng bariles ng armas. Sa kaso kapag ang mga pisikal na kondisyon sa lahat ng mga punto ng nasusunog na ibabaw ng singil ay pareho at ang gasolina ay homogenous, ito ay nasusunog nang pantay-pantay, sa parallel na mga layer, iyon ay, ang combustion front ay gumagalaw mula sa mga layer ng ibabaw nang malalim sa singil sa ang parehong bilis sa lahat ng mga punto. Presyon ng combustion chamber ( r j) at ang thrust ng solid propellant rocket engine sa isang pare-parehong lugar ng minimum na cross-section (leeg) ng nozzle ay proporsyonal sa laki ng nasusunog na ibabaw at ang fuel burning rate ( u). Ang katatagan ng thrust o ang kinakailangang pagbabago nito sa paglipas ng panahon ay nakakamit sa pamamagitan ng paggamit ng mga panggatong na may sa iba't ibang bilis pagkasunog at pagpili ng naaangkop na pagsasaayos ng singil ng gasolina.

Sa pinakasimpleng kaso, ang parameter u depende lang sa r sa at singilin ang temperatura. Para sa karamihan ng mga panggatong na ginamit, ang isang batas ng kapangyarihan ng pagdepende sa pk ay sinusunod (ang exponent ay nasa pagkakasunud-sunod na 0.2–0.9). Sa r k = 4–7 MPa parameter at 2–6 mm/s para sa mabagal na pagsunog ng mga gasolina, 6–15 mm/s para sa mga gasolina na may average na rate ng pagkasunog (ginagamit sa malalaking solidong propellant na makina), at 30–60 mm/s para sa mabilis na pagsunog ng mga gasolina. Kapag tumaas (bumababa) ng 10 K ang temperatura ng singil, tataas ang rate ng pagkasunog (bumababa) ng average na 2-5%.

Sa space solid propellant rocket engine, ang tinatawag na channel combustion charges ay malawakang ginagamit, na nasusunog sa mga ibabaw na nabuo ng mga panloob na axial channel ng isang bilog, hugis-bituin (Fig. 2) o iba pang uri. cross section. Upang maiwasan ang pagkasunog sa mga dulo na ibabaw (pati na rin sa ilan sa mga panloob na ibabaw), ang tinatawag na mga coatings ng armor ay inilapat sa kanila - batay sa parehong mga materyales na ginagamit para sa thermal protection ng katawan.

Pure end combustion charges (Fig. 2, A) ay bihirang ginagamit sa space solid propellant rocket motors. Bagama't ang mga ito ay nailalarawan sa pamamagitan ng isang ibabaw ng pagkasunog na pare-pareho sa paglipas ng panahon, at samakatuwid ang isang pare-parehong antas ng thrust ay madaling makamit sa kasong ito, upang makakuha ng makabuluhang thrust, kinakailangan na magbigay ng diameter ng singil na masyadong malaki. Ang mga singil sa gasolina ng uri na isinasaalang-alang ay mayroon ding makabuluhang disbentaha na sa buong panahon ng kanilang pagkasunog ang solid propellant motor housing ay nakalantad sa direktang impluwensya ng mga produkto ng pagkasunog (na nangangahulugan na ang problema ng thermal protection ng mga pader ng pabahay ay nagiging partikular na talamak). . Ang mga singil na may mga axial channel ay libre mula sa mga kawalan na ito (Larawan 2, b, c, d). Bilang karagdagan, sa pamamagitan ng pagbabago ng geometric na hugis (i.e., taas, diameter, bilang ng mga sinag) ng mga singil na ito at bahagyang nakasuot ng kanilang mga ibabaw, posible na makakuha ng ibang kakaibang katangian ng pagbabago sa thrust ng solid propellant rocket engine. Ang mga singil ng mas kumplikadong mga pagsasaayos, na nabuo sa pamamagitan ng kumbinasyon ng mga nabanggit na simpleng anyo, ay kadalasang ginagamit.

Ang pagwawakas ng thrust ng space solid propellant rocket engine ay karaniwang nangyayari kapag ang gasolina ay ganap na nasunog. Posible ring magbigay para sa pag-off ng solid propellant motor sa utos mula sa control system. Ang pinaka-napatunayan na paraan ng "pagputol" ng thrust ay ang agarang pagbukas (sa tulong ng mga pyro device) na mga butas sa solid propellant rocket motor housing, ang kabuuang lugar na mas malaki kaysa sa nozzle neck. Sa kasong ito, ang presyon sa silid ng pagkasunog ay bababa nang husto at ang pagkasunog ng gasolina ay titigil. Sa pamamagitan ng naaangkop na pag-orient sa mga butas na ito at pag-install ng mga espesyal na "reversible" na mga nozzle, posible na lumikha ng isang negatibong bahagi ng thrust, na nag-aambag sa mabilis na pagwawakas ng pagkilos ng solid propellant rocket engine.

kanin. 2. Mga uri ng singil sa gasolina

Ang pagpapanatili ng mga solidong propellant rocket na motor ay maaaring idisenyo na isinasaalang-alang ang kinakailangang pagbabago sa direksyon ng thrust vector upang makontrol ang paglipad ng sasakyang panglunsad at spacecraft. Nakamit ang layuning ito sa pamamagitan ng pag-install ng mga gas rudder (hindi nauugnay sa solidong propellant na rocket na disenyo ng makina) sa labasan mula sa nozzle, na walang simetrya na pagpapasok ng kaukulang gas o likido sa nozzle (na humahantong sa pag-ikot ng jet stream), pagpapalihis (pag-swing ) ang nozzle sa axial plane (gamit ang naaangkop na mga drive) at sa iba pang mga paraan.

Ngayon, pagkatapos nating maging pamilyar sa disenyo at pagpapatakbo ng mga solidong propellant na rocket na makina sa espasyo, maaari nating talakayin nang mas detalyado ang mga indibidwal na elemento ng istruktura ng mga makinang ito. Ngunit una, tingnan natin ang kasaysayan ng solid propellant rocket engine. Ito ay magbibigay sa amin ng pagkakataon na mas maunawaan ang mga tampok ng space solid propellant engine at ang mga problema na lumitaw sa panahon ng kanilang paglikha, ang mga kamag-anak na pakinabang at disadvantages ng solid propellant rocket engine (pangunahin kung ihahambing sa mga likidong propellant na makina), pati na rin suriin ang mga partikular na lugar. ng aplikasyon at mga prospect para sa pagbuo ng space solid propellant rocket engine.

Kasaysayan ng paglikha ng space solid propellant rocket engine. Sinusubaybayan ng mga makinang ito ang kanilang kasaysayan pabalik sa mga gunpowder rocket noong unang panahon, kung saan unang ipinatupad ang prinsipyo ng jet propulsion. Bago nagsimulang gamitin ang solid propellant rocket engine sa astronautics, dumaan ito sa mahabang landas ng pag-unlad. Isaalang-alang natin ang mga pangunahing yugto ng landas na ito.

Ang kasaysayan ng paglikha at pag-unlad ng solidong propellant rocket engine ay, una sa lahat, ang kasaysayan ng pag-imbento ng pulbura. Ang pinagmumulan ng enerhiya ng mga unang rocket engine, na ginamit sa China at India sa simula ng ating milenyo, ay itim, o mausok, pulbos, katulad ng modernong isa. Ang solid fuel na ito ay may sumusunod na tipikal na komposisyon: 75% potassium nitrate. (KNO 3), 15% uling at 10% sulfur.

Sa loob ng maraming siglo, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay hindi napapailalim sa mga pangunahing pagbabago, at ang pagbuo ng mga solidong propellant rocket, kung saan ang mga panahon ng pagtaas ay kahalili ng mga oras ng pagbaba, ay nagpatuloy sa napakabagal na bilis. Ang pangunahing dahilan para dito ay ang hindi kanais-nais na mga pisikal na katangian ng itim na pulbos, pangunahin ang isang maliit na supply ng kemikal na enerhiya at isang maliit (sa dami) na dami ng mga gas na nabuo sa panahon ng pagkasunog. Gamit ang modernong terminolohiya, maaari nating sabihin na sa kasong ito imposibleng makakuha ng isang mataas na tiyak na salpok ng makina, i.e. ang ratio ng thrust sa masa ng gumaganang likido na natupok bawat yunit ng oras. Ito ang pinakamahalagang parameter ng isang rocket engine, dahil nailalarawan nito ang kahusayan nito. Ang tiyak na salpok ay may sukat ng bilis at sa maraming kaso ay halos tumutugma sa halaga sa bilis ng jet stream.

Bilang karagdagan, ang paglikha ng mga singil sa itim na pulbos na maaaring masunog ng higit sa 1-3 s ay tila isang hindi malulutas na problema: pagkatapos ng maikling panahon na ito, ang presyon sa silid ng pagkasunog ay tumaas nang husto, at isang pagsabog ang naganap. Ang katotohanan ay ang mga singil sa gasolina, na pinindot sa mga cylindrical housing at nasusunog mula sa dulo, ay maaaring pumutok sa ilalim ng impluwensya ng operating pressure (o kahit na mas maaga - sa panahon ng imbakan). Bukod dito, ang mga maiinit na gas ay maaaring tumagos sa pagitan ng pader ng pabahay at ng singil, na nag-aapoy sa mga gilid na ibabaw ng singil; ang mga ibabaw na ito ay maaari ding mag-apoy dahil sa init sa pamamagitan ng metal na pambalot.

Sa pagtatapos ng ika-19 na siglo, sa France (P. Viel, 1884), at pagkatapos ay sa Sweden (A. Nobel), Russia (D. I. Mendeleev) at iba pang mga bansa, ang iba't ibang mga komposisyon ng walang usok na pulbura ay binuo, na mas epektibo. kaysa sa naunang mausok. Ang bagong pulbura, na tinatawag ding colloidal, ay kadalasang isang solidong solusyon ng mga organikong sangkap, na mga ester ng nitric acid (halimbawa, isang solusyon ng nitrocellulose sa nitroglycerin). Ang parehong mga sangkap na ito ay naglalaman ng parehong mga elemento ng kemikal (C, H, O, N), ngunit sa iba't ibang mga proporsyon, at samakatuwid, sa komposisyon ng pulbura, ang nitrocellulose ay kumikilos bilang isang ahente ng oxidizing, at ang nitroglycerin ay kumikilos bilang isang gasolina.

Kapag ang mga bahagi ay pinaghalo, ang likidong nitroglycerin ay natutunaw ang solidong nitrocellulose, at ang isang produkto ay nakuha na maaaring hulmahin sa ilalim ng presyon, na ginagawang posible upang makabuo ng mga singil sa pulbos (checkers) sa pamamagitan ng pagpindot. Ang mga karagdagang plasticizer at iba pang mga additives ay ipinakilala din sa dalawang bahagi o dibasic na gasolina.

Ang walang usok na pulbura ay agad na naging malawak na ginamit sa artilerya, dahil ito ay makabuluhang nadagdagan ang lakas ng apoy at hindi nagbubunyag ng mga posisyon ng labanan kapag pinaputok. Sa oras na ito, ginagamit na ang mga rifled barrel weapons, at ang mga pulbura na rocket ay higit na nawala ang kanilang papel (dahil mas mababa ang mga ito sa tinukoy na mga armas sa saklaw at katumpakan).

Sa paglikha ng walang usok na pulbura, muling nabuhay ang interes sa mga solidong propellant na rocket engine, at sa pagtatapos ng ika-19 - simula ng ika-20 siglo. Sa ilang mga bansa, ang mga ideya ay hindi lamang ipinahayag tungkol sa paglikha ng mga rocket gamit ang walang usok na pulbos, ngunit ang mga kaukulang eksperimento ay isinagawa din. Noong 1895, sinubukan ni T. Unge (Sweden) ang mga katulad na rocket sa paglipad (pagkatapos nito ay inabandona niya ang paggamit ng bagong pulbura), at noong 1915–1916. Nagsagawa ng mga eksperimento si R. Goddard (USA) gamit ang maliliit na solidong propellant na rocket na motor at nakuha ang pang-eksperimentong data na kailangan niya upang patunayan ang ideya ng ​​paglikha ng isang rocket gamit ang walang usok na pulbos upang lumipad sa Buwan. Sa Russia, noong 1881, iminungkahi ni N. I. Kibalchich ang isang proyekto sasakyang panghimpapawid sa walang usok na pulbura para sa paglipad ng hangin, at noong 1916 nagsampa ng aplikasyon ang P.I.

Gayunpaman, lumabas na ang mga pulbos ng artilerya ay hindi angkop para sa paggamit sa mga rocket. Ang katotohanan ay ang mga pulbura na ito ay ginawa sa anyo ng mga butil, ribbons at manipis na mga tubo upang makakuha ng mas malaking ibabaw ng pagkasunog. Kapag pinaputok, ang buong powder charge ay agad na naging gas na may pressure na daan-daang megapascals at isang projectile na may mataas na bilis itinapon sa baril. Para sa mga rocket, ang mga bombang pulbos ay kinakailangan ng sapat na malalaking sukat (ibig sabihin, may makapal na arko) upang ang tagal ng pagkasunog ay masusukat nang hindi bababa sa ilang segundo. Bilang karagdagan, ito ay kinakailangan upang matiyak na ang pagkasunog ay magaganap nang matatag sa isang makabuluhang mas mababang operating pressure. Ito ay lumabas na ang mga pamato na may makapal na arko, na ginawa mula sa artilerya na pulbura, ay bingkong at bitak pagkatapos ng pagpindot at pagpapatuyo. (Isinagawa ang huling operasyon upang alisin ang ginamit na alcohol-ether solvent-plasticizer, na isang pabagu-bagong produkto.)

Ang paglikha ng mga singil sa gasolina para sa mga solidong propellant na rocket engine batay sa walang usok na pulbos gamit ang isang non-volatile solvent ay napatunayang isang mahirap na gawain. Sa ating bansa, nalutas ito noong kalagitnaan ng 20s bilang resulta ng pakikipagtulungan sa pagitan ng mga siyentipiko mula sa Gas Dynamics Laboratory (N.I. Tikhomirov, V.A. Artemyev) at ng Russian Institute of Applied Chemistry (S.A. Serikov, M.E. Serebryakov, O . G. Filippov ). Noong 1929, ang mga empleyado ng dalawang organisasyong ito ng Leningrad ay bumuo ng isang teknolohiyang semi-produksyon para sa paggawa ng mga single-channel checker na may makapal na arko gamit ang paraan ng pagpindot, pyroxylin-TNT mass sa mga blind matrice, na pinainit ng singaw. Bukod dito, sa powder workshop ng Gas Dynamics Laboratory, nagsimula silang gumawa ng mga bomba na may diameter na hanggang 40 mm.

Ang trabaho ay isinagawa sa mabilis na bilis upang lumikha ng mga powder rocket. Noong 1930, ang gawaing ito ay pinamumunuan ni B. S. Petropavlovsky, at noong 1934 ni G. E. Langemak, sa ilalim ng pamumuno ng Jet Research Institute ay dinala ang pagbuo ng mga projectiles sa kanilang matagumpay na mga pagsubok sa militar (ang mga projectiles na ito ay ang batayan ng sikat na Katyusha rocket weapon ").

Ang huling hakbang patungo sa paglikha ng mga modernong solidong propellant na rocket na makina ay ginawa sa ikalawang kalahati ng 40s ng mga kawani ng laboratoryo mga jet engine(USA), na nagmungkahi ng mga crystalline na particle ng potassium perchlorate (KClO 4) o ammonium perchlorate (NH 4 ClO 4) bilang solidong rocket fuel bilang isang oxidizing agent, na naka-embed sa isang masa ng polysulfide synthetic rubber (fuel). Bukod dito, kapag ang makina ay nilagyan ng naturang gasolina, inihanda ito sa anyo ng isang likidong malapot na halo (kung saan ang lahat ng kinakailangang mga additives ay ipinakilala din), at ang halo na ito ay pagkatapos ay ibinuhos nang direkta sa pabahay ng engine. Pagkaraan ng ilang oras, ang gasolina ay na-polymerized dahil sa patuloy na mga reaksiyong kemikal at ang isang singil sa gasolina ay nakuha na magkasya nang mahigpit sa katawan (ang dingding na dati ay pinahiran ng isang komposisyon ng polimer na may mga katangian ng malagkit at thermal insulation).

Hindi tulad ng dibasic na pulbura, na isang homogenous, i.e. homogenous, mass, ang bagong gasolina ay heterogenous at inhomogeneous sa istraktura nito. Dahil ang gasolina na ito ay isang mekanikal na halo ng iba't ibang mga bahagi, ito ay tinatawag na halo-halong gasolina. Ang sintetikong goma sa loob nito ay gumaganap hindi lamang bilang isang gasolina, kundi pati na rin bilang isang nagbubuklod na bahagi (ligament) na humahawak sa buong nilalaman ng pinaghalong gasolina bilang isang solong kabuuan.

Ang mga pinaghalong gasolina ay maaaring masunog nang matatag sa mga presyon ng ilang megapascals lamang, na ginagawang posible na makabuluhang bawasan ang bigat ng disenyo ng solidong propellant na rocket engine. Ang isang karagdagang pakinabang dito ay nakuha sa pamamagitan ng pag-aalis ng mga elemento na naging hindi kailangan para sa paglakip ng singil ng gasolina sa katawan; kasabay nito, ang disenyo ng solid propellant rocket engine ay pinasimple din. Kapag ang singil ay sumunog sa mga panloob na channel (na ibinigay para sa disenyo), ang solidong propellant na katawan ng motor ay pinalalakas at pinoprotektahan mula sa mga thermal effect salamat sa vault ng gasolina, na sumisipsip ng mga karga mula sa presyon at temperatura ng mga produkto ng pagkasunog sa halos buong oras ng pagpapatakbo ng solid propellant motor.

Bilang resulta ng lahat ng ito, naging posible na lumikha ng mga solidong propellant na rocket na makina na may mataas na katangian (tiyak na salpok at kamag-anak na nilalaman ng gasolina), na may kakayahang gumana nang mapagkakatiwalaan sa mahabang panahon (sampu at pagkatapos ay daan-daang segundo). At salamat sa bagong teknolohiya ng equipping solid propellant rocket engine at ang higit na kaligtasan ng halo-halong mga bahagi ng gasolina, naging posible na gumawa ng mga singil na hindi proporsyonal na mas malaki kaysa sa dati. Nang maglaon, lumabas na ang halo-halong mga gasolina ay mayroon ding mas malaking potensyal para sa pagtaas ng tiyak na salpok ng mga solidong propellant na rocket engine.

Ang pag-imbento ng halo-halong gasolina, kasama ang pagbuo ng isang bagong teknolohiya para sa pagmamanupaktura ng mga singil sa gasolina, ay gumawa ng isang tunay na rebolusyon sa larangan ng solidong propellant na rocket engine at lahat ng teknolohiya ng rocket. Ito ang mga bagong uri ng solidong propellant na makina na nagbigay-daan sa Estados Unidos na sundan ang ating bansa sa paglulunsad ng una nitong satellite (1958) at paglalagay ng spacecraft sa isang interplanetary trajectory (1959). Sa parehong mga kaso na ito, ginamit ang apat na yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan ("Juno-1" at "Juno-2", ayon sa pagkakabanggit) na may magkaibang bilang ng halos magkaparehong propulsion solid propellant rocket engine sa ikalawa, ikatlo at ikaapat na yugto: a grupo ng 11 engine, isang grupo ng 3 engine at isang solong engine. Ang lahat ng mga solidong propellant rocket engine na ito ay nagpapatakbo ng 6.5 s at nakabuo ng thrust na humigit-kumulang 7 kN bawat isa na may isang tiyak na salpok mula 2160 hanggang 2450 m/s. Ang bakal na cylindrical solid propellant rocket body na may diameter na 150 mm ay naglalaman ng 21-23 kg ng halo-halong gasolina na may polysulfide fuel binder; Ang singil ay sinunog sa ibabaw ng axial star-shaped channel. Ang mga katamtamang makinang ito ay minarkahan ang simula ng malawakang paggamit ng mga solidong propellant na rocket engine sa astronautics.

Ang karagdagang pag-unlad sa larangan ng space solid propellant rocket engine ay nauugnay sa pagbuo ng mas advanced na mga komposisyon ng halo-halong mga gasolina, ang paglikha ng mga disenyo ng jet nozzle na may kakayahang gumana ng maraming sampu-sampung segundo, ang paggamit ng bagong istruktura, thermal insulation at iba pang mga materyales. , pagpapabuti ng mga teknolohikal na proseso para sa paggawa ng mga solidong propellant na rocket engine, atbp. Isaalang-alang natin ngayon nang mas detalyado ang mga gasolina at singil sa gasolina, pati na rin ang mga jet nozzle ng modernong espasyo ng solidong propellant rocket engine.

Mga singil sa gasolina at gasolina. Ang mga pinaghalong gasolina batay sa potassium perchlorate at polysulfide ay ang unang nakahanap ng malawakang paggamit sa mga solidong propellant na rocket engine. Ang isang makabuluhang pagtaas sa tiyak na salpok ng mga solidong propellant na rocket engine ay naganap pagkatapos magsimulang gamitin ang ammonium perchlorate sa halip na potassium perchlorate, at sa halip na polysulfide rubbers, polyurethane, at pagkatapos ay polybutadiene at iba pang rubbers ang ginamit, at ang karagdagang gasolina ay ipinakilala sa gasolina. komposisyon - pulbos na aluminyo. Halos lahat ng modernong space solid propellant rocket engine ay naglalaman ng mga singil na ginawa mula sa ammonium perchlorate, aluminum at butadiene polymers (CH 2 = CH - CH = CH 2).

Bilang karagdagan sa mga pangunahing sangkap na ito, ang mga plasticizer, hardener, catalyst at iba pang mga additives ay ipinakilala din sa gasolina, na idinisenyo upang mapabuti ang pisikal, mekanikal at teknolohikal na mga katangian nito, tiyakin ang polymerization ng fuel-binder, kumuha ng mga kinakalkula na katangian ng pagkasunog, dagdagan ang pinapayagang imbakan buhay ng singil, atbp. Nasa ibaba ang katangiang komposisyon ng pinaghalong gasolina na ginagamit sa modernong makapangyarihang solidong propellant na rocket engine:

Sa modernong espasyo, ang mga solidong propellant na makina, binagong dalawahan-base, o halo-halong dual-base, ang propellant ay bihirang ginagamit. Mula sa apelyido ito ay sumusunod na sa komposisyon ang gasolina ay intermediate sa pagitan ng maginoo dual-base fuel at mixed fuel. Sa katunayan, naglalaman ito ng mga bahagi ng parehong panggatong: karaniwan ay mala-kristal na ammonium perchlorate (oxidizer) at may pulbos na aluminyo (gasolina), na nakagapos gamit ang pinaghalong nitrocellulose-nitroglycerin (bawat isa ay naglalaman ng karagdagang oxidizer at gasolina). Narito ang isang tipikal na komposisyon ng isang binagong dual-base na gasolina:

Sa parehong density ng polybutadiene blend fuel, ang binagong dibase na gasolina ay may bahagyang mas mataas na tiyak na salpok. Ang mga disadvantage nito ay ang mas mataas na temperatura ng pagkasunog, mas mataas na gastos, at tumaas na pagsabog (hilig sa pagsabog). Upang madagdagan ang tiyak na impulse, ang mga highly explosive crystalline oxidizer ay maaaring ipasok sa parehong mixed at modified dibasic fuels: hexogen (CH 2 NNO 2) 3, octogen (CH 2 NNO 2) 4, atbp. Ang kanilang nilalaman ay limitado sa pamamagitan ng pagtaas panganib sa pagpapasabog ng gasolina.

Ang isang tipikal na teknolohikal na proseso para sa pagpuno ng solidong propellant rocket engine na may halo-halong gasolina ay ang mga sumusunod. Una, ang panloob na ibabaw ng pabahay ay inihanda (paglilinis, degreasing, atbp.) At ang masa ng gasolina ay inihanda. Pagkatapos, ilang synthetic polymer na materyales ang sunud-sunod na inilapat sa tinukoy na ibabaw, na bumubuo ng tatlong layer: adhesive, heat-protective at muli adhesive (Fig. 3). Bukod dito, ang teknolohikal na proseso ay kinakalkula sa paraan na ang bulkanisasyon ng huling layer ay nakumpleto kasama ang solidification ng pinaghalong gasolina. Inihanda ito sa mga mixer, kung saan ang mga orihinal na bahagi ay na-convert sa isang makapal, malapot na likido. pinaghalong at sa gayon ay maiwasan ang pagbuo ng mga voids sa singil.

Upang punan ang gasolina, ang solid propellant motor housing ay inilalagay sa isang espesyal na teknolohikal na silid na nilagyan ng air heating at ventilation system. Upang makakuha ng singil sa mga panloob na channel, ang mga mandrel (rods) ng naaangkop na hugis ay naka-mount sa loob ng pabahay (na pagkatapos ay tinanggal). Pagkatapos ibuhos ang gasolina sa solid propellant motor housing, ang process chamber ay sarado at pinananatili sa loob ng 3-7 araw sa temperatura na humigit-kumulang 60 °C, na nagsisiguro sa solidification ng fuel mass. Bago mag-expire ang tinukoy na panahon, ang silid ay maaaring buksan saglit upang maglapat ng polymer armor coating sa ilang mga ibabaw ng singil na ginagawa, na tumitigas kasama ang masa ng gasolina.

Ang natapos na singil ay mukhang matigas na goma o plastik. Pagkatapos ng paglamig, ito ay sumasailalim sa maingat na kontrol para sa pagpapatuloy at homogeneity ng masa, malakas na pagdirikit ng gasolina sa katawan, atbp. Ang mga bitak at pores sa singil, pati na rin ang pagtanggal nito mula sa katawan sa ilang mga lugar, ay hindi katanggap-tanggap , dahil maaari silang humantong sa isang hindi makatwirang pagtaas sa thrust ng solid propellant rocket engine na may kaukulang pagbaba sa oras ng pagpapatakbo (dahil sa pagtaas ng nasusunog na ibabaw), pagkasunog ng katawan at maging ang mga pagsabog. Upang suriin ang kalidad ng isang katawan ng barko na nilagyan sa ganitong paraan, ginagamit ang X-ray, ultrasonic at iba pang hindi mapanirang pamamaraan ng pagtuklas ng kapintasan.

kanin. 3. Scheme ng pag-attach ng fuel charge sa solid propellant rocket motor body:

1 - katawan; 2, 4 - malagkit na komposisyon; 3 - layer ng thermal insulation; 5 - singil ng gasolina

Ang singil ng gasolina, na ginawa sa pamamagitan ng pagbuhos ng halo sa pabahay, ay mahalagang bahagi ng istruktura ng kapangyarihan ng solidong propellant na rocket engine lumitaw sa panahon ng pagmamanupaktura, transportasyon at pag-iimbak ng mga solidong propellant na motor at, sa wakas, sa panahon ng paglipad.

Ang pagkalkula ng lakas ng singil ay isang kumplikadong pamamaraan na ginagawa gamit ang isang computer. Sa partikular, ang mga paghihirap na nakatagpo ay ipinaliwanag sa pamamagitan ng ang katunayan na ang posibleng mga deformation ng singil ay nakasalalay sa likas na katangian ng inilapat na pagkarga, dahil ang halo-halong gasolina, tulad ng iba pang mga polimer, ay isang viscoelastic na materyal. Sa pangkalahatang kaso, ito ay nailalarawan sa pamamagitan ng isang mababang elastic modulus, mataas na kamag-anak na pagpahaba, medyo mataas na lakas ng makunat at isang binibigkas na lakas ng ani. Ang pinaghalong gasolina ay nawawala ang katigasan at lakas sa pagtaas ng temperatura, nagiging matigas at malutong (naging malasalamin na estado) sa mababang temperatura. Ang mga pagkagambala sa istruktura sa singil sa ilalim ng impluwensya ng mga karga (kabilang ang mga paikot) ay "naiipon" at sa huli ay nagiging mga bitak sa libreng ibabaw ng singil o humantong sa pagtanggal ng singil mula sa katawan. Ang pinaghalong gasolina ay medyo plastik kapag ang isang load ay inilapat nang mabagal, ngunit malutong kapag ang isang load ay mabilis na inilapat. Ang huling kaso ay tumutugma, halimbawa, sa sandali kapag ang isang solidong propellant rocket engine ay inilunsad, kapag ang presyon sa loob nito ay tumaas nang husto.

Bilang karagdagan sa lahat ng mga katangiang ito ng gasolina, ang pagkalkula ng lakas ng isang solidong propellant rocket ay dapat ding isaalang-alang ang makabuluhang pagkakaiba sa mga katangian (coefficient ng thermal expansion, atbp.) Para sa gasolina, ang materyal ng katawan at ang mga materyales sa pagitan. Ang pagtiyak sa integridad ng koneksyon sa pagitan ng singil ng gasolina at ng heat-insulating layer ay isang mahalagang kondisyon para sa paglikha ng isang mapagkakatiwalaang gumaganang solid propellant rocket motor. Ang lakas ng koneksyon na ito, pati na rin ang singil mismo, ay sa huli ay tinutukoy ng lakas ng materyal na panggatong-binder na kasama sa gasolina.

Kapag nagdidisenyo ng isang solidong propellant rocket engine, na bumubuo ng isang teknolohikal na proseso para sa paggawa nito at karagdagang operasyon bilang bahagi ng isang paglulunsad ng sasakyan at spacecraft, kinakailangang isaalang-alang ang katotohanan na ang mga solidong gasolina, pati na rin ang sandata, heat-insulating, adhesive at iba pa mga materyales na polimer ay napapailalim sa "pagtanda," ibig sabihin, isang hindi maibabalik na pagbabago sa mga katangian dahil sa mga kemikal at pisikal na proseso na nagaganap sa mga polimer. Samakatuwid, kapag pangmatagalang imbakan nilagyan ng mga solidong propellant na rocket engine, ang enerhiya at intra-ballistic na mga parameter ng singil ay maaaring lumala, ang sensitivity ng gasolina sa mga panlabas na impluwensya ay maaaring tumaas, ang lakas ng iba't ibang mga elemento ng istruktura ay maaaring bumaba, at iba pang hindi kanais-nais na mga pagbabago ay maaaring mangyari. Pinipilit ng sitwasyong ito ang mga developer ng solid propellant rocket engine at rocket fuels na maingat na piliin ang mga bahagi ng polymer materials, na binibigyang pansin hindi lamang ang kanilang katatagan nang paisa-isa, kundi pati na rin. para sa pagkakatugma sa isa't isa. Ang mga solidong propellant na rocket na motor ay iniimbak alinsunod sa wastong kundisyon at mga panuntunan sa paghawak. Karaniwan panahon ng warranty ang imbakan ay natutukoy sa pamamagitan ng pagbawas sa mga katangian ng lakas ng singil ng gasolina at ang katabing malagkit na layer.

Mga jet nozzle. Ngayong napag-usapan na natin ang mga pangunahing isyu na may kaugnayan sa singil sa gasolina, lumipat tayo sa solid propellant rocket nozzle. Sa buong oras ng pagpapatakbo ng makina, ang nozzle ay nakalantad sa daloy ng mga gas na may paunang temperatura na hanggang 3500 K at isang presyon na hanggang 7 MPa o higit pa, na gumagalaw sa bilis na umaabot sa 3 km/s (sa ang paglabas ng nozzle). Kung ang likidong propellant engine chamber ay pinalamig gamit ang likidong mga bahagi ng gasolina, kung gayon kapag lumilikha ng isang solidong propellant rocket engine maaari ka lamang umasa sa paggamit ng heat-resistant, heat-insulating at iba pang mga espesyal na materyales.

Ang isang tipikal na disenyo ng nozzle para sa isang modernong space solid propellant rocket engine ay ipinapakita sa Fig. 4. Ipinapakita nito na ang nozzle wall ay binubuo ng ilang mga layer ng iba't ibang mga materyales. Ang bawat isa sa kanila ay gumaganap ng isang napaka tiyak na function. Ang panlabas na shell (jacket) ng nozzle ay ang pangunahing elemento ng kapangyarihan nito. Ito ay ginawa mula sa mga high-strength steels, titanium at aluminum alloys, pati na rin ang reinforced plastics. Ang dyaket ay protektado mula sa mga thermal at erosive na epekto ng daloy ng gas ng panloob na shell, na direktang nakikipag-ugnay sa nasusunog na gas. Ang leeg ng nozzle ay napapailalim sa partikular na matinding thermal at erosive effect, na kakaunti lamang ang mga materyales ang makatiis.

Sa mga mataas na temperatura na nakakamit sa solidong propellant rocket motors, ang grapayt, lalo na ang pyrolytic, ay may pinakamahusay na mga katangian. Ang huli ay hindi lamang lumalaban nang maayos sa pagguho, ngunit mayroon ding mga pakinabang na ito ay nagsasagawa ng init sa kahabaan ng ibabaw ng pagkikristal at may mga katangian ng heat-insulating sa patayo sa direksyon na ito, at mayroon ding mababang koepisyent ng thermal expansion. Ang iba't ibang uri ng grapayt ay ginagamit upang gumawa ng mga pagsingit ng singsing o manipis na proteksiyon na mga plato (pyrographite), na naka-install sa mga leeg ng nozzle. Ang ganitong mga elemento ng istruktura ay tipikal, gayunpaman, higit sa lahat para sa maliliit na solidong propellant na makina, dahil may panganib ng pag-crack ng malalaking bahagi ng grapayt kapag sinimulan ang makina - dahil sa thermal shock. Ang malawakang paggamit ng pyrographite ay higit na nahahadlangan ng mataas na halaga nito.

kanin. 4. Solid propellant nozzle:

1 - panlabas na shell; 2 - panloob na shell; 3 - thermal insulation shell

Kadalasan, ang mga panloob na bahagi ng space solid propellant rocket engine ay gawa sa mga plastic na lumalaban sa init kung saan ang mga graphite, carbon, silica, quartz o asbestos fibers ay pinagbubuklod sa isang buo gamit ang phenol-formaldehyde resins (kaya, ang mga fibers na ito ay nagpapatibay ng mga filler, at ang mga dagta ay mga panali). Kapag ang isang solidong propellant na rocket engine ay nagpapatakbo, ang ibabaw na layer ng mga materyales na ito sa contact na may mainit na gas ay sumasailalim sa ablation, ibig sabihin, pagtunaw, pagsingaw, agnas at pagguho ng kemikal, na sinusundan ng mass entrainment ng daloy ng gas.

Sa mga ablative na materyales na nakalista sa itaas, ang pinaka-lumalaban sa erosion ay carbon at graphite plastic, na ginagamit sa nozzle necks. Sa ibang mga lugar, sinubukan nilang gumamit ng iba pang mga plastik, hindi gaanong lumalaban, ngunit mas mura. Sa pagitan ng panloob na ablative shell at ang panlabas na power jacket ng nozzle, karaniwang ibinibigay ang isang layer ng thermal insulation na gawa sa asbestos o silicone plastic, na nailalarawan sa mababang thermal conductivity at nagsisilbing karagdagang proteksyon ng jacket mula sa pag-init.

Ang proseso ng pagmamanupaktura ng mga bahagi ng plastic nozzle ay karaniwang nagsasangkot ng paikot-ikot na tape ng naaangkop na materyal sa isang profiled mandrel, pagkatapos ay pagpapagaling sa produkto sa mga presyon hanggang 7 MPa at mga temperatura na humigit-kumulang 150 °C, at sa wakas machining ang resultang workpiece sa mga kinakailangang sukat. Kapag nag-assemble ng nozzle, ang mga bahagi ng plastik ay naka-install gamit ang epoxy adhesives, na pagkatapos ay gumaling sa ilalim ng normal na mga kondisyon sa kapaligiran.

Mula sa napag-usapan, malinaw na ang solid propellant rocket engine ay nailalarawan sa pagiging simple ng istruktura, habang ang likidong propellant engine ay bahagi lamang ng propulsion system, na kinabibilangan din ng mga tangke ng gasolina, mga pipeline ng supply, pagpuno at drainage at mga balbula sa kaligtasan ng drainage , pati na rin ang isang bilang ng iba pang mga elemento, sa kanyang sarili Ang isang solidong propellant na rocket na motor ay mahalagang isang sistema ng pagpapaandar. Gayunpaman, tulad ng nakita natin, ang paglikha ng "simpleng" engine na ito ay nangangailangan ng napakataas na pag-unlad ng teoretikal na kaalaman, chemical engineering, teknolohiya. mga proseso ng produksyon, pati na rin ang pag-master ng maraming teknikal na "mga lihim".

Ito ay kapaki-pakinabang na magbigay ng ilang mga pagsasaalang-alang sa pabor sa paggamit ng mga solidong propellant na rocket engine sa mga astronautics, karagdagang sa mga ipinahayag kanina. Una sa lahat, pansinin natin na ang pagiging simple ng solid propellant rocket engine, kasama ang mataas na density ng solid fuel, ay ginagawang posible na lumikha ng mga propulsion system kung saan ang istraktura ay bumubuo lamang ng 5-7% ng kabuuang masa (kapag gumagamit ng mga likidong propellant na makina, ang figure na ito ay 1.5 beses na mas masahol pa). Ang sitwasyong ito ay higit na nagbabayad para sa mas mababang tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine kumpara sa likidong propellant rocket engine. Sa mga tuntunin ng pinakamahalagang parameter na ito, ang solid propellant rocket engine ay 1.5 beses na mas mababa sa pinakamahusay na liquid propellant rocket engine na tumatakbo sa likidong oxygen - likidong hydrogen fuel. Nabatid na ang mahusay na gasolina na ito ay isa sa mga kadahilanan para sa matagumpay na pagpapatupad ng mga manned flight sa Buwan. Gayunpaman, ang paggamit nito ay hindi palaging ipinapayong, dahil ito ay nauugnay, sa partikular, sa pangangailangan na gumawa ng mga espesyal na hakbang upang maalis ang mga pagkalugi ng evaporating cryogenic na mga bahagi (lalo na ang likidong hydrogen). At ito ay natural na humahantong sa isang mas mabigat, mas kumplikadong disenyo at isang pagbawas sa pagiging maaasahan ng buong sasakyang panghimpapawid.

Samakatuwid, sa mga kaso kung saan isang maliit na kabuuang thrust impulse lamang ang kinakailangan mula sa propulsion system, at higit pa kung kailangan itong i-on ng ilang oras o araw pagkatapos ilunsad ang sasakyan sa kalawakan, mas kumikita ang paggamit ng tinatawag na mataas. -mga kumukulong gasolina, ang mga bahagi nito ay mga likido normal na kondisyon. Ang isang tipikal na naturang gasolina ay, halimbawa, isang kumbinasyon ng nitrogen tetroxide na may unsymmetrical dimethylhydrazine.

Ngunit sa mga tuntunin ng tiyak na salpok, ang likidong gasolina na ito ay 10% na mas mataas kaysa sa solidong gasolina. Kaya, upang makakuha ng parehong kabuuang thrust impulse, kinakailangan na ubusin ang 10% na mas solidong gasolina kaysa sa likidong gasolina. Gayunpaman, dahil sa mas mataas na densidad ng solid fuel (1.76 g/cm 3 kumpara sa 1.21 g/cm 3 para sa tinukoy na likido), kakailanganin ang mas maliit na volume para ma-accommodate ang buong supply ng consumable solid fuel: At nangangahulugan ito ng pagbawas sa bigat ng istraktura, at bilang isang resulta ang paunang Ang masa ng isang fueled propulsion system ay maaaring pareho para sa likido at solid fuels. Sa kasong ito, ang pagpili ay gagawin pabor sa pangalawa.

Ang mga pagsasaalang-alang sa itaas ay higit na nagpapaliwanag sa malawakang paggamit ng solid propellant rocket engine sa astronautics. Ang isa pang katotohanan na nagsasalita pabor sa solid propellant ay na sa uri ng solid fuel na pinagkadalubhasaan, kabilang ang teknolohiya para sa pagsingil mula dito, ang isang propulsion system na may solid propellant ay maaaring malikha sa mas maikling panahon, na may mas kaunting gastos at, tulad ng sinasabi nila, na may "mas kaunting panganib" kaysa sa pag-install na may likidong rocket engine ng parehong thrust. Ang mga pagsasaalang-alang na ito ay nagiging lalong mahalaga kapag pinag-uusapan natin tungkol sa napakataas na antas ng thrust. Ang pinakamalaking solid propellant engine, na tatalakayin sa seksyon sa propulsion solid propellant engine, ay may 1.7 beses na thrust ng pinakamakapangyarihang modernong liquid propellant rocket engine. Sa panahon ng paglikha nito, apat na bench test lamang ng mga full-scale na sample ang isinagawa, habang sa panahon ng pagbuo ng mga makapangyarihang liquid-propellant rocket engine, ilang daang tulad ng mga pagsubok ang isinasagawa.

Dapat pansinin na sa USA noong 1965, ang isang pang-eksperimentong solid propellant rocket engine na may diameter ng katawan na 6.6 m ay nasubok sa isang bench. Ang paglikha ng isang liquid-propellant rocket engine na may parehong kapangyarihan ay nagdudulot pa rin ng malaking paghihirap. Kaya, ang mga kakayahan ng solid propellant rocket engine ay malayong maubos, at ang kanilang pagpapatupad ay depende sa mga pangangailangan ng mga umuunlad na astronautics.

AUXILIARY SPACE SOLID MOTORS

Sa kasalukuyan, ang mga makinang ito ay malawakang ginagamit sa mga emergency rescue system (ERS) at malambot na landing ng spacecraft, para sa kontrol ng paglipad ng spacecraft, sa stage separation at launch fairing system para sa mga launch na sasakyan, para sa pag-ikot ng mga launch na sasakyan, atbp. Ang kanilang malawakang paggamit ay pangunahing dahil sa pagiging simple ng disenyo, bilis ng operasyon at mataas na pagiging maaasahan, na lalong mahalaga kapag nagliligtas ng mga tripulante ng manned spacecraft sa mga emergency na sitwasyon

Halimbawa, ang mga solidong propellant rocket na motor na may mga pantulong na pag-andar ay ginamit sa unang all-solid propellant launch vehicle na "Scout" (mula noong 1960). Sa sasakyang paglulunsad ng Scout, ang ikaapat na yugto ay pinatatag sa pamamagitan ng pag-ikot (4 na solidong propellant rocket engine na may thrust na 0.18 kN ang ginamit upang paikutin ang yugtong ito). Kasunod nito, lumawak ang saklaw ng paggamit ng auxiliary solid propellant rocket engine sa mga astronautics: mula sa solid propellant rocket engine na may thrust ng ilang newtons (halimbawa, para sa pag-ikot at pag-orient ng mga satellite) hanggang sa daan-daang kilonewtons (para sa mga emergency rescue system para sa spacecraft) . Sa seksyong ito, titingnan natin ang mga pinakakaraniwang halimbawa ng pag-install ng auxiliary solid propellant rocket engine sa mga sasakyang pang-launch at spacecraft.

Solid propellant rocket engine ng emergency rescue at soft landing system ng Soviet spacecraft. "Silangan". Dahil ang pangunahing panganib ay nahaharap sa astronaut sa paglulunsad at sa panahon ng landing, ang mga hakbang ay ginawa upang magbigay ng kasangkapan sa barko ng mga espesyal na sistema ng kaligtasan. Ang mga kakaibang katangian ng pagliligtas sa paglulunsad sa kaganapan ng isang pagsabog at sunog sa isang sasakyang paglulunsad, na lumilipas sa kalikasan, ay nangangailangan ng paglikha ng awtomatikong pag-activate ng mga paraan ng pagliligtas. Ito. ang automation, sa isang tiyak na pagkakasunud-sunod, ay nagpatakbo ng pyrotechnic na paraan ng pagbaril sa takip ng hatch ng barko at binuksan ang dalawang solidong propellant na rocket engine na naka-mount sa ejection seat kasama ang astronaut. Tiniyak ng solid propellant rocket motor na ang astronaut ay naalis mula sa pinagmulan ng apoy sa layong ilang daang metro. Pagkatapos nito, inilagay ang parachute landing system.

Hindi tulad ng American spaceship Gemini, kung saan ang mga ejection seat na may solid propellant rocket engine ay ginamit lamang bilang isang paraan ng pagliligtas ng mga astronaut sa mga emergency na sitwasyon, sa Vostok spacecraft ejection ay maaari ding gamitin sa panahon ng landing. Sa kasong ito, sa isang altitude na humigit-kumulang 7 km, ang hatch cover ng descent vehicle ay ibinaba (batay sa mga signal mula sa barometric sensors) at ang astronaut ay na-ejected. Pagkatapos nito, na-activate ang braking parachute, at pagkatapos ay binuksan ang pangunahing isa. Ang pagbaba ng sasakyan ay mayroon ding independiyenteng parachute system, na kinabibilangan ng pilot at pangunahing parasyut.

Sa anim na paglulunsad ng Vostok spacecraft, lahat ay matagumpay, at ang landing ay isinasagawa sa isang partikular na lugar, na nakumpirma ang mataas na pagiging maaasahan ng paglulunsad ng sasakyan at ang spacecraft, pati na rin ang mahusay na pagiging epektibo ng mga hakbang na naglalayong tiyakin ang kaligtasan ng paglipad. .

"Pagsikat ng araw". Ang URI ng barkong ito ay makabuluhang naiiba sa prototype nito - ang barkong Vostok. Kumbinsido sa mataas na pagiging maaasahan ng huli, ang mga taga-disenyo ay inabandona ang malaki at mabigat na upuan ng pagbuga. Nagbago din ang landing system. Kasama na ngayon ang mga sumusunod na operasyon: sa taas na humigit-kumulang 5 km, ang takip ng lalagyan ng parachute ay nabaril at ang sistema ng parachute ay pinaandar nang ang bilis ng pagbaba ng sasakyang papababa ay nabawasan na dahil sa pagpepreno sa atmospera. 220 m/s. Pagkalipas ng mga 6 na minuto, naabot ng barko ang ibabaw ng Earth, at bago hawakan ang lupa, ang sistema ng propulsion ng pagpepreno na may solidong propellant rocket ay naka-on, na nagpababa ng bilis ng landing sa halos zero.

Ang paggamit ng soft-landing solid propellant rocket engine ay nagsimula noong 1964 sa panahon ng paglipad ng Voskhod-1 spacecraft.

"Union". Upang mabilis na umalis sa isang sunog o pagsabog zone kapag ang crew ay nasa descent module sa mode ng pagsuri sa mga on-board system, ang Soyuz spacecraft ay nilagyan ng isang espesyal na emergency launch escape system. Ang emergency rescue system (ESS) na ito ng Soyuz spacecraft ay nagsimulang gamitin noong 1967, sa pagdating ng mas advanced na bersyon ng three-stage Vostok launch vehicle. Maaaring ipakilala ang SAS sa huling yugto ng paghahanda bago ang paglunsad, kapag ang mga tauhan ng serbisyo ay umalis na sa posisyon ng paglulunsad at ang LV at spacecraft service farm ay nahiwalay na. Sa tulong ng sistemang ito, ang barko ay tinanggal mula sa emergency zone sa isang sapat na taas upang paghiwalayin ang descent module at i-activate ang parachute landing system.

Ang SAS propulsion system ng Soyuz spacecraft ay isang pag-install ng tatlong uri ng solid propellant rocket engine (tingnan ang figure sa unang pahina ng pabalat). Sa tuktok ng system mayroong isang multi-nozzle solid propellant rocket engine ng SAS compartment at isang fairing na nagpoprotekta sa barko mula sa aerodynamic heating habang ang rocket ay dumadaan sa mga siksik na layer ng atmospera. Ang pangunahing solid propellant rocket engine (thrust 750 kN, fuel charge mass 1 tonelada) na may 12 nozzle na naka-orient sa isang anggulo na 30° sa longitudinal axis ng launch vehicle ay direktang nakakabit sa fairing. Sa ilalim ng fairing ng makinang ito ay mayroong apat na kontrol na solidong propellant rocket engine, na nagsisiguro sa pag-ikot at pag-alis ng descent module at ang orbital compartment ng spacecraft palayo sa danger zone,

Bilang resulta ng pag-activate ng SAS, ang barko ay maaaring tumaas sa taas na hanggang 1200 m at itapon mula sa lugar ng paglulunsad hanggang sa layo na hanggang 3 km (depende sa direksyon ng hangin).

Ang solid propellant rocket engine ay nakahanap ng aplikasyon sa mga landing system ng Soyuz spacecraft (kasama ang parachute system). Ang pagbaba ng sasakyan ay dumarating nang ganito. Direktang malapit sa Earth, 10 minuto bago lumapag, ang hindi na kailangan na front heat shield ay pinaghihiwalay, na sumasaklaw sa malambot na landing engine na matatagpuan sa frontal na bahagi ng descent vehicle. Kasabay nito, ang mga tripulante ay nagsisimula upang maghanda para sa landing at ang shock-absorbing system ng mga upuan kung saan ang mga astronaut ay naka-grupo ay cocked. Malapit sa Earth mismo, sa taas na humigit-kumulang 1 m, anim na soft-landing solid propellant rocket na motor ang nakabukas (thrust ng ilang kilonewtons, solid propellant rocket motor charge mass na 9 kg, operating time ng isang fraction ng isang segundo). Ang mga makinang ito sa wakas ay binabawasan ang bilis kung saan ang pagbaba ng sasakyan ay nababawasan ng parachute (humigit-kumulang 7–8 m/s), sa halos 0 m/s.

Solid propellant rocket motors ng mga emergency rescue system ng American spacecraft. "Mercury". Sa unang sasakyang pangkalawakan ng Amerika, kung sakaling magkaroon ng aksidente sa paglulunsad at sa paunang yugto ng paglulunsad, ginamit ang isang emergency rescue system na may solidong propellant rocket na motor, na tiniyak na ang barko ay hinila sa taas na hanggang 760 m. Pagkatapos, gamit ang isang parachute system, ang barko ay maaaring dumaong sa tubig. Ang solid propellant SAS engine ng Mercury ship (Fig. 5) ay maaaring lumikha ng maximum overload na hanggang 30 g at bumuo ng thrust na 230 kN para sa ~ 1 s. Ang solid propellant rocket engine ay na-install upang ang resultang thrust na binuo ng tatlong nozzle nito ay inilipat kaugnay sa sentro ng masa ng barko upang matiyak ang paghihiwalay ng barko sa nakahalang direksyon na may kaugnayan sa landas ng paglipad ng sasakyang panglunsad.

Matapos ihiwalay ang barko mula sa paglulunsad ng sasakyan sa isang ligtas na distansya, binalak itong i-reset ang truss mula sa retraction solid propellant rocket engine, na nakumpleto na ang gawain nito. Ang isa pang solid propellant rocket engine (na may tatlong nozzle) ay inilaan para dito, na maaaring bumuo ng isang thrust na 3.6 kN para sa 1.5 s. Sa normal na kurso ng paglipad, ang SAS ay ibinaba sa isang tiyak na taas, at ang paglulunsad ng sasakyan at ang barko ay patuloy na lumipad.

Sa pagsasanay ng mga manned flight ng Mercury spacecraft, hindi ginamit ang SAS. Gayunpaman, ang sistemang ito ay isinaaktibo noong unang paglulunsad ng eksperimental (walang tauhan) na Mercury spacecraft (Abril 25, 1961), na inilunsad sa orbit na may espesyal na pag-install (“robot”) sakay na nag-simulate ng paghinga, temperatura, at pagsasalita ng tao. Ang sasakyang panglunsad ay pinasabog sa pamamagitan ng utos mula sa Earth 30 segundo pagkatapos ng paglulunsad, ngunit bago ang pagsabog, pinaghiwalay ng SAS ang barko, na nag-parachute sa tubig at kinuha ng isang helicopter 25 minuto pagkatapos ng paglulunsad. Ang kasong ito ay pinatunayan sa pagsasanay ang pagiging posible ng paggamit ng mga solidong propellant na rocket engine sa mga sistema ng emergency rescue ng spacecraft.

kanin. 5. Emergency rescue system ng Mercury spacecraft:

1 - solid propellant rocket motor para sa pag-alis ng barko; 2 - SAS reset solid propellant motor; 3 - sakahan; 4 - sasakyang pangalangaang; 5 - solid propellant rocket motor para sa paghihiwalay ng barko mula sa paglulunsad ng sasakyan sa orbit; 6 - Solid propellant rocket motor na nagpepreno sa barko habang nagde-deorbit

kanin. 6. Apollo spacecraft emergency rescue system:

1 - solid propellant rocket motor para sa pagkontrol sa landas ng paglipad (paglipat ng barko sa gilid); 2 - SAS reset solid propellant motor; 3 - solid propellant rocket motor para sa pag-alis ng barko; 4 - kompartimento ng crew

"Gemini". Ang emerhensiyang pagsagip ng mga astronaut na gumagamit ng mga ejection seat ay nalilimitahan ng bilis at taas ng paglipad sa sandali ng pagbuga. Ang ilang spacecraft ay gumamit ng mga ejection seat gamit ang solid propellant rocket engine sa halip na SAS. Halimbawa, sa Gemini spacecraft, ang hudyat na i-eject ang parehong mga astronaut ay maaaring ibigay ng alinman sa kanila, kung saan kailangan niyang maglabas ng singsing mula sa isang lalagyan na naka-install sa pagitan ng kanyang mga binti. Sa likod ng mga upuan ng mga astronaut ay may mga riles na nagsisilbing gabay sa panahon ng pagbuga. Ang pagbuga ay isinagawa gamit ang mga squibs. Bukod dito, pinigilan ng sistema ng pagharang ang mga cartridge mula sa pagpapaputok bago ang mga landing hatches (mayroong dalawa) ay binuksan sa tulong ng mga paputok na bolts, kung saan ang mga upuan kasama ang mga astronaut ay itinapon.

Matapos ang pagpapaputok ng mga squib, nang ang mga upuan na may mga kosmonaut ay natagpuan ang kanilang mga sarili sa labas ng barko, ang solidong propellant na rocket na mga motor na itinayo sa mga upuan ay nakabukas (tagal ng operasyon 0.27 s, kabuuang impulse 8.4 kN s), na naghagis ng mga upuan pasulong sa isang anggulo na 49° sa longitudinal axis ng barko. Pinakamataas na acceleration sa panahon ng ejection 24 g. Ayon sa mga kalkulasyon, sa kaganapan ng isang aksidente sa paglulunsad, ang mga solidong propellant na rocket engine na ito ay dapat na itapon ang mga upuan kasama ang mga kosmonaut mula sa rocket sa pamamagitan ng 150 m Sa panahon ng mga eksperimento, ang mga upuan ay itinapon sa 300 m sa gilid at 140 pataas ako.

Pagkatapos itapon, ang upuan ay naghihiwalay, ang inflatable na lobo ay nag-deploy upang patatagin at i-preno ang upuan, at pagkatapos ay ang mga parachute ay i-deploy. Lumapag ang crew sa tubig.

"Apollo". Ang SAS nito ay inilaan upang ihagis ang kompartimento na may mga tripulante pataas (pasulong) at palayo sa sasakyang ilulunsad kung sakaling magkaroon ng emergency sitwasyong pang-emergency sa paglulunsad at sa paunang yugto ng paglipad ng Apollo spacecraft (hanggang sa isang altitude na ~ 80 km). Kasama sa SAS ang isang frame na may tatlong solidong propellant rocket na motor na naka-mount dito (Larawan 6). Ang kabuuang bigat ng istraktura na ito ay 4 tonelada, ang haba ay 7 m.

Ang frame, sa hugis ng isang pinutol na tetrahedral pyramid na mga 3 m ang taas, ay hinangin mula sa mga tubo (titanium alloy) at nakakabit sa crew compartment na may mga explosive bolts. Ang solid propellant rocket engine, na idinisenyo upang ihagis ang crew compartment pataas (pasulong), ay mayroong apat na nozzle na naka-install sa isang anggulo na 35° sa longitudinal axis ng engine. Solid propellant rocket motor haba 4.6 m, diameter 0.66 m, timbang 2.18 t (nang walang gasolina - 0.73 t). Solid propellant rocket thrust 700 kN, tagal ng pagpapatakbo 6 s, nabuong acceleration 9 g.

Sa kaganapan ng isang emerhensiya, isa pang solidong propellant na rocket na motor, na idinisenyo upang ihagis ang kompartimento kasama ang mga tripulante sa gilid, ay kailangang i-on sa parehong oras. Ang solid propellant rocket engine na ito, 0.6 m ang haba, 0.23 m ang diameter at tumitimbang ng 23 kg, ay nakabuo ng thrust na 15.1 kN at pinaandar sa loob ng 0.5 s. Matapos huminto ang operasyon ng dalawang solidong propellant na makina na ito, ang two-nozzle solid propellant rocket engine ay binuksan upang i-reset ang SAS. Sa haba na 1.5 m at mass na 0.25 tonelada, nakabuo ito ng thrust na 150 kN at nagtrabaho nang mas mababa sa 1 s.

Matapos itapon ang SAS, bumaba ang crew compartment gamit ang parachute. Upang ang mga parachute na inilagay sa itaas na bahagi ng kompartimento kasama ang mga tripulante ay i-deploy, ang kompartimento ay nakatuon sa isang espesyal na paraan at bumaba muna sa ibaba. Kung ang isang sitwasyong pang-emergency ay naganap sa paglulunsad o sa paunang yugto ng paglipad (hanggang sa isang taas na 36 km), ang oryentasyon ng kompartimento ng crew ay siniguro ng mga espesyal na aerodynamic na ibabaw na naka-mount sa tuktok ng katawan ng SAS. Hanggang sa katapusan ng pagpapatakbo ng solid propellant rocket motor upang ilipat ang barko, ang mga ibabaw na ito ay pinindot laban sa katawan ng barko at pagkatapos ay bukas.

Ang SAS ay maaaring ihiwalay mula sa kompartimento kasama ang mga tripulante lamang pagkatapos matiyak ang tinukoy na oryentasyon ng kompartimento. Kung ang isang sitwasyong pang-emergency ay naganap sa mga altitude na 36-80 km, kung saan ang density ng atmospera ay hindi sapat para sa epektibong operasyon ng mga aerodynamic na ibabaw, ang SAS ay nahiwalay mula sa kompartamento ng crew kaagad pagkatapos ng pagtatapos ng operasyon ng solid propellant rocket motor. , at ang tinukoy na oryentasyon ng kompartimento ay natiyak gamit ang likidong propellant rocket na sistema ng oryentasyon ng makina na naka-mount dito.

Sa kawalan ng isang emerhensiya sa paglulunsad at sa paunang yugto ng paglipad, sa pag-abot sa isang altitude na humigit-kumulang 80 km, ang frame na may mga makina ay nahihiwalay mula sa kompartimento kasama ang mga tripulante, kung saan ang solidong propellant na rocket na motor ay kailangang paikutin. upang i-reset ang SAS at ilipat ang barko sa gilid.

Solid propellant rocket engine ng interplanetary spacecraft. Ang solid propellant rocket engine ay ginagamit bilang auxiliary rocket engine sa maraming satellite, gayundin sa ilang interplanetary spacecraft. Ang isang halimbawa ay ang Mars-2 at Mars-3 spacecraft (inilunsad noong 1971). Ang mga spacecraft na ito ay nilagyan ng ilang solidong propellant rocket na motor na nagsasagawa ng iba't ibang gawain (Larawan 7). Sa aerodynamic braking cone mayroong dalawang pares ng solid propellant rocket engine (thrust ng bawat 0.5 kN). Isang pares ang na-on kapag papalapit sa Mars para paikutin ang aerodynamic cone pagkatapos itong paghiwalayin kasama ng descent module mula sa spacecraft (operating time 0.3 s). Ang spin-up ay isinagawa matapos ang aerodynamic cone ng descent vehicle ay naka-orient sa direksyon ng Mars. Ang spin-up na operasyon ay sanhi ng pangangailangan na bigyan ang spacecraft ng isang partikular na posisyon na nakatuon kapag pumapasok sa mga siksik na layer ng kapaligiran ng Martian.

Pagkatapos ay ang pangunahing solid propellant rocket motor ay pinaputok (kasama ang kaukulang mounting frame) upang ilipat ang sasakyan sa descent trajectory at ang pangalawang pares ng solid propellant rocket motors ay binuksan (operating time 0.26 s) upang ihinto ang pag-ikot ng aerodynamic kono. Ang solid propellant nozzles ng pares na ito ay nakadirekta sa tapat na direksyon kumpara sa solid propellant nozzles ng unang pares.

Pagkatapos ng aerodynamic braking ng sasakyan, ang solid propellant rocket motor ay binuksan upang i-reset ang parachute system cover at ipasok ang pilot chute (thrust 6.5 kN). Ang oras ng pagpapatakbo ng solid propellant motor ay 0.24 s. Kasabay nito, ang aerodynamic braking cone ay pinaputok at ang pilot chute ay hinila ang pangunahing isa. Inilabas ng huli mula sa lalagyan ng parasyut ang solidong propellant na rocket na motor para sa pagpapalihis sa sistema ng parasyut (thrust 9 kN) upang hindi masakop ng mga parasyut ang pagbaba ng sasakyan, at ang solidong rocket na motor para sa isang malambot na landing (thrust 56 kN).

kanin. 7. Descent na sasakyan ng Mars-3 interplanetary station:

1 - aerodynamic brake cone; 2 - solid propellant rocket launcher para sa pilot chute activation; 3 - solidong propellant rocket na motor na naglilipat ng sasakyan sa trajectory ng descent; 4 - pangunahing parasyut; 5 - pababang sasakyan

Pagkatapos ay na-trigger ang altimeter na naka-mount sa descent na sasakyan, at ang take-off na solid propellant rocket motor at ang soft landing solid propellant rocket motor ay pinaghiwalay. Ang una ay naghagis ng parasyut sa gilid (ang oras ng pagpapatakbo nito ay 1 s), at sa tulong ng pangalawa, ang isang malambot na landing ng sasakyang pagbaba sa ibabaw ng Mars ay isinagawa (ang oras ng pagpapatakbo nito ay 1.1 s). Matapos gumana ang soft-landing solid-propellant rocket motor, ang ibabang isa at kalahating parachute container ay pinaputok at dalawang gilid na solid-propellant rocket motors (kabuuang thrust 1 kN, oras ng pagpapatakbo 4 e) na naka-install sa katawan ng malambot. -naka-on ang landing solid propellant rocket motor. Ang kanilang gawain ay ilipat (itapon) sa gilid ang soft-landing solid rocket na motor upang maiwasang matamaan ito sa katawan ng papababang sasakyan.

Ang auxiliary solid propellant rocket engine ay ginamit din sa spacecraft na "Mars-5" at "Mars-6", "Ranger" (tingnan ang Fig. 12 sa pahina 51), atbp.

Mga pantulong na solidong propellant na rocket engine ng mga sasakyang inilunsad. Ang mga solidong propellant na rocket engine ay nakahanap ng aplikasyon bilang mga generator ng gas sa mga fairing ng ulo ng mga sasakyang ilulunsad, upang makontrol ang kanilang paglipad, para sa mga sistema ng oryentasyon ng paglulunsad ng sasakyan (halimbawa, sa sasakyang panglunsad ng Tor-Able), sa mga sistema ng paghihiwalay sa entablado ng paglulunsad ng sasakyan (halimbawa, , sa Titan-3C, Saturn launch vehicles ", MTKK "Space Shuttle"), atbp.

"Saturn-5". Ang paglulunsad na sasakyang ito na may propulsion rocket engine sa lahat ng tatlong sunud-sunod na kinalalagyan na mga yugto ay naglalaman ng kabuuang 18 auxiliary solid propellant rocket engine na naka-install sa periphery ng katawan. Bukod dito, sa buntot na bahagi ng unang yugto ay mayroong 8 brake solid propellant rocket motors (na bumuo ng thrust na 337 kN bawat isa sa panahon ng operasyon na 0.54 s) upang paghiwalayin ang yugtong ito. Sa kompartimento ng paglipat sa ilalim ng ikalawang yugto mayroong 4 na solidong propellant rocket engine (bawat isa ay bumubuo ng isang thrust na 102 kN at nagpapatakbo ng 3.8 s) upang "maayos" ang gasolina sa mga tangke. At sa wakas, sa ibaba ng ikatlong yugto ay mayroong dalawang solidong propellant na rocket engine (na bumubuo ng thrust na 15 kN bawat isa na may operating time na 3.9 s) para sa "pag-aayos" ng gasolina at apat pang solidong propellant rocket engine (na may thrust. ng 155 kN bawat isa na may oras ng pagpapatakbo na 1.5 s) para sa mga departamento ng ikalawang yugto.

Ang pagkakasunud-sunod ng pagpapatakbo ng nakalistang solidong propellant rocket na motor ay ang mga sumusunod. 0.5–0.7 s pagkatapos ng utos na patayin ang mga propulsion rocket na makina ng ginugol na yugto, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay nakabukas, na tinitiyak na ang gasolina ay "tumira" sa mga tangke ng susunod na yugto. Pagkatapos ng isa pang 0.1–0.2 s, ang brake solid propellant rocket motors ay nakabukas, na naghihiwalay sa ginugol na yugto. Sa sandaling ito, ang thrust ng mga pangunahing makina nito ay 10% pa rin ng nominal na halaga. Patuloy na gumagana ang braking solid propellant rocket engine, at ang susunod na yugto, sa loob ng 0.1–0.6 s, ay lumilipad sa pamamagitan ng inertia at sa ilalim ng impluwensya ng thrust ng solid propellant rocket engine, fuel "settlement" (halimbawa, 1 s pagkatapos ng sandali ng paghihiwalay ng una at pangalawang yugto, ang distansya sa pagitan ng mga ito ay umabot sa 2 m). Pagkatapos ay isang utos ang ibinigay upang i-on ang mga propulsion rocket engine. Pagkatapos ng 3-6 s, naabot nila ang nominal na mode ng pagpapatakbo, at ang pagkilos ng solidong propellant rocket na motor ay "nag-aayos" sa gasolina, at sa lalong madaling panahon ang mga solidong propellant na rocket na motor na ito ay na-reset upang bawasan ang "passive" na masa ng entablado. Isinasagawa ang mga operasyon sa pag-reset gamit ang mga pyrotechnic system at spring pushers.

Ang auxiliary solid propellant rocket engine ng Saturn 5 launch vehicle ay magkapareho sa disenyo. Ang kanilang mga steel cylindrical case ay naglalaman ng mga singil na may panloob na mga channel na hugis bituin na ginawa mula sa pinaghalong gasolina batay sa ammonium perchlorate at polysulfide rubber. Ang pinakamalaking ay ang preno solid propellant rocket motors ng unang yugto; ang kanilang taas ay 2.24 m, diameter 0.39 m, timbang 228 kg (kabilang ang 126 kg ng gasolina). Ang pinakamaliit na solid propellant rocket engine, na nagsisiguro ng "pag-aayos" ng gasolina sa mga tangke ng ikatlong yugto, ay naglalaman ng 27 kg ng gasolina.

"Titan-3S", "Space Shuttle". Ang bawat isa sa kanilang dalawang solid-fuel na "naka-mount" na makina (na tatalakayin sa ibaba) ay may walong kompartamento na solidong propellant rocket na motor, na pinagsama-sama sa dalawang bloke. Ang Titan-ZS solid propellant rocket motors ay ipinapakita sa huling pahina ng pabalat sa sandaling naka-on ang mga ito. Susunod, titingnan natin ang Space Shuttle solid propellant rocket motors, na naiiba sa Titan-ZSi launch vehicle engines sa pagkakaroon ng mas magagandang katangian. Bumubuo sila ng isang thrust na 95 kN at gumagana para sa 0.7 s (at isinasaalang-alang ang mga proseso ng pagtaas at pagbaba sa thrust - 1.2 s). Ang kabuuang thrust impulse ng bawat makina ay 82 kN s. Ang isang singil sa gasolina na tumitimbang ng 35 kg na may panloob na channel sa anyo ng isang labing-anim na itinuro na bituin (na nagbibigay ng isang malaking ibabaw ng pagkasunog) ay inilalagay sa isang cylindrical na pabahay na may diameter na 32.6 cm Ang kabuuang haba ng makina ay 88 cm at tumitimbang 74 kg.

Kapag nasusunog ang gasolina sa solid propellant rocket engine chamber, ang mga gas ay may mataas na presyon(mga 13 MPa), na ginagawang posible na gamitin ang potensyal na kemikal na enerhiya ng gasolina nang lubos na mahusay. Ang solid propellant rocket motor housing at ang nozzle mounting part ay gawa sa aluminum alloy, ang nozzle outlet ay bakal, hindi pinalamig, ang nozzle neck ay grapayt.

Kapag nagdidisenyo ng solidong propellant rocket engine ng Space Shuttle compartment, binigyan ng espesyal na pansin ang pagtiyak na ang mga jet stream ng mga gas na dumadaloy mula sa solid propellant rocket engine ay hindi makapinsala sa heat-protective coating ng device na ito habang lumilipad. Samakatuwid, ito ay kinakailangan upang ibukod ang posibilidad ng anumang mga dayuhang solid particle (mga bahagi ng igniter at heat-protective coatings, atbp.) Nakapasok sa mga gas jet. Kahit na ang komposisyon ng solidong propellant rocket engine fuel ay pinili na ang nilalaman ng mga particle na ito sa mga produkto ng pagkasunog ay maliit: ang halo-halong gasolina ay naglalaman lamang ng 2% na aluminyo (ang natitira ay ammonium perchlorate at polybutadiene na may hydroxyl end group).

MARKING SPACE SOLID ROADS

Dagdag pa, gamit ang halimbawa ng mga partikular na sample ng mga makina ng mga sasakyang pang-launch at spacecraft, ang mga lugar na iyon ng aplikasyon ng space propulsion solid propellant rocket engine, na nakalista sa simula ng brochure, ay ipinaliwanag. Ang mga sample na pinag-uusapan ay nagbibigay ng ideya ng kasalukuyang estado ang pagbuo ng mga space solid propellant rocket engine sa mga indibidwal na bansa at sa buong mundo, tungkol sa mga posibleng teknikal na solusyon, tungkol sa iba't ibang mga ipinatupad na disenyo, tungkol sa ilang mga problema sa paglikha at paggamit ng space solid propellant rocket engine, tungkol sa kahalagahan ng mga makinang ito. Simulan natin ang kwento sa isa sa mga pinakabagong pag-unlad.

SRM engine. Ang buong pangalan nito na isinalin sa Ingles ay nangangahulugang "Solid Fuel Rocket Engine". Ang SRM ay ang pinakamalaking sa mga modernong solidong propellant na rocket na makina. maximum thrust na ~ 14 MN .

kanin. 8. SRM motor

Gumagamit ang SRM ng pinaghalong gasolina, komposisyon, atbp. ang mga katangian nito ay ibinigay sa pahina 13. Ang makina ay may kakaibang uri na ang masa ng singil sa gasolina nito, na nagkakahalaga ng 502 tonelada (i.e., 88.4% ng kabuuang masa), ay ibinahagi nang halos pantay sa pagitan ng apat na seksyon (Larawan 8) , na ginawa nang hiwalay at pagkatapos ay ikinonekta sa isang unit gamit ang mga mechanical lock na may manu-manong naka-install na locking pin. Nilulutas ng sectional na disenyong ito ang mga problemang nauugnay sa paggawa at transportasyon ng isang malaking solidong propellant na rocket engine. Maaari itong ilipat nang disassembled mula sa manufacturing plant nang direkta sa cosmodrome at tipunin doon sa loob ng isang araw.

Ang mga pabahay ng mga indibidwal na seksyon ng SRM ay gawa sa mataas na lakas na bakal at protektado mula sa pagkasunog ng isang layer ng thermal insulation: gawa sa nitrile butadiene rubber na may mga asbestos at silica fillers. Sa pagitan ng singil at ng thermal protection mayroong isang fastening adhesive layer ng isang filled polybutadiene polymer na may carboxyl end group. Ang mga polymer na materyales na ito ay ginagamit din upang baluti ang mga dulong ibabaw ng singil, at ang mga ito ay nagkakahalaga ng 11% ng masa ng buong istraktura.

Ang pangunahing bahagi ng SRM thrust ay nilikha dahil sa pagkasunog ng singil kasama ang mga ibabaw ng gitnang bilog na mga channel ng maliit na taper, habang sa harap na seksyon ang singil ay may isang paunang channel sa anyo ng isang labing-isang-tulis na bituin. Salamat sa pagsasaayos na ito ng nasusunog na ibabaw, ang thrust ng solid propellant rocket engine sa simula ay tumataas, na umaabot sa pinakamataas na halaga nito sa humigit-kumulang sa ika-20 segundo ng paglipad, pagkatapos ay sa susunod na 40 s ay bumababa ito ng 1.5 beses, pagkatapos nito ay bahagyang tumaas, at mula sa ika-85 segundo ng paglipad ito ay bumababa muli (sa una ay maayos , at mula sa ika-110 segundo - nang husto). Ang inilarawan na katangian ng pagbabago ng thrust ay nagsisiguro ng isang medyo mataas na paunang acceleration ng sasakyang panghimpapawid, limitadong dynamic na presyon sa istraktura sa gitnang yugto ng paglipad at isang maliit na labis na karga (3 g) sa dulo ng paglipad.

Ang isang maliit na panandaliang solid propellant rocket motor ay naka-install sa front section ng SRM, na nagbibigay ng pag-aapoy ng fuel charge sa loob ng 0.3 s (ang mga naturang igniter ay tinatawag na pyrogenic). Ang isang jet nozzle na tumitimbang ng humigit-kumulang 10 tonelada ay nakakabit sa likurang seksyon, itinulak ang 1/4 ng haba nito sa katawan. Ang ganitong mga nozzle, na tinatawag na "recessed" na mga nozzle, ay ginagawang posible na bawasan ang mga sukat ng ehe ng makina at magbigay ng maraming iba pang mga pakinabang.

Ang mga pangunahing materyales sa pagtatayo ng nozzle ay bakal at aluminyo na haluang metal. Ang kanilang thermal protection ay ibinibigay ng isang ablative coating ng carbon fabric-reinforced phenolic at isang intermediate thermal insulation layer ng fiberglass-reinforced phenolic. Ang huling phenolic plastic ay nagsisilbi rin bilang isang istrukturang materyal para sa seksyon ng outlet ng nozzle. Kapag nasusunog ang singil sa gasolina, ang mga gas na may temperatura na 3400 K at isang presyon na 4.4 MPa ay nabuo (ang pinakamataas na presyon ay 1.5 beses na mas mataas). Kapag lumalawak sa isang nozzle, nagkakaroon sila ng isang tiyak na salpok na katumbas ng 2480 m/s sa ibabaw ng Earth at 2600 m/s sa isang vacuum.

Ang mga SRM engine ay nilikha para sa Space Shuttle reusable transport spacecraft (MTKK) - ang unang American space shuttle, ang mga flight nito ay magsisimula noong 1981. Dalawang solidong propellant na rocket engine, na naka-install nang magkatulad at gumagana kasabay ng tatlong likidong propellant na makina, ang titiyakin ang paglulunsad ng MTKK at ang pag-akyat nito sa taas na 45 km. Matapos ang paghihiwalay ng solid propellant rocket engine, ang mga ipinahiwatig na rocket engine ay gagana sa loob ng isa pang 6 na minuto, hanggang ang Space Shuttle ay umabot sa bilis na halos katumbas ng unang bilis ng espasyo.

Upang makontrol ang landas ng paglipad ng MTKK, isang unibersal na nababaluktot na tindig na may diameter na humigit-kumulang 2 m at isang mass na higit sa 3 tonelada ay naka-install sa bawat solidong propellant na motor sa paligid ng leeg ng nozzle, na nagbibigay (kasama ang mga hydraulic drive) na pag-ikot ng ang nozzle sa dalawang axial plane sa isang anggulo ng ±8° at, dahil dito, isang pagbabago sa thrust vector . Sa pamamagitan ng pag-ikot ng dalawang nozzle nang naaayon, makakamit ang kontrol ng pitch, heading at roll. Ang batayan ng tindig na ito ay binubuo ng mga alternating steel at rubber ring plate na nakadikit sa isang bloke.

Ang disenyo ng programa ng paglipad ng Space Shuttle ay maaaring mapanatili lamang sa isang tiyak, hindi napakalaking pagkalat sa mga katangian ng pagpapatakbo ng mga indibidwal na solidong propellant rocket engine (oras upang maabot ang nominal mode sa paglulunsad, halaga ng thrust sa bawat sandali ng oras, atbp. ). Kung hindi, ang flight control system ay hindi magagawang "iwasan" ang mga umuusbong na kaguluhan sa tilapon. Upang matiyak ang matatag na pagganap ng SRM, ang mga mahigpit na kinakailangan ay binuo para sa kalidad ng mga paunang sangkap ng gasolina at ang teknolohiya para sa mga singil sa paggawa ng gasolina. Ang mga singil para sa bawat partikular na pares ng mga SRM ay dapat na ginawa nang sabay-sabay. Bukod dito, ang pinaghalong gasolina na inihanda sa isang lalagyan ay ibubuhos ng halili sa kaukulang mga segment ng parehong solidong propellant na makina.

Matapos ang operasyon ng mga makina ng SRM at ang kanilang paghihiwalay ay makumpleto, ang sistema ng parasyut ay dapat na isaaktibo, na magsisiguro ng isang malambot na landing ng mga solidong propellant na rocket na makina sa ibabaw ng karagatan para sa layunin ng kanilang muling paggamit. Sa bagay na ito, ang SRM ay natatangi din sa mga solidong rocket engine. Ang pabahay nito ay dinisenyo para sa, halimbawa, dalawampung beses ng paggamit, at ang nababaluktot na tindig - para sa sampung beses. Ang thermal protection ng katawan at nozzle ay aalisin (na may jet mula sa jet) pagkatapos ng bawat paglipad at muling ilalapat. Upang limitahan ang mga dynamic na load sa naliligtas na solid propellant rocket na istraktura ng makina, napagpasyahan na itapon ang plastic na bahagi ng output ng nozzle mula sa ginastos na makina sa tuktok ng landas ng paglipad nito. Ang itinapon na shell ng nozzle ay pinutol ng mga gas na nabuo ng annular pyrocharge.

Dapat pansinin na kapag lumilikha ng isang malaking makina tulad ng SRM, kinakailangan na magsagawa lamang ng apat na mga pagsubok sa sunog ng buong laki ng eksperimentong solidong propellant na rocket engine sa isang stand. Alinsunod dito, ang mga gastos sa pagbuo ng makina ay maliit. Ang sitwasyong ito ay ipinaliwanag, sa partikular, sa pamamagitan ng katotohanan na ang korporasyon ng Thiokol, na bumuo ng SRM, ay ganap na gumamit ng karanasan na naipon sa USA sa proseso ng paglikha at pagpapatakbo ng isa pang malaking solidong propellant na rocket engine, na tinalakay sa ibaba.

Engine UA-1205. Ang solidong propellant na rocket engine na ito, na nilikha ng United Technology Center, ay ginamit mula noong 1965 para sa paunang pagbilis ng iba't ibang sasakyang paglulunsad ng pamilyang Ti-tan-3. Tulad ng Space Shuttle, mayroon din silang dalawang solid propellant rocket engine na naka-install nang magkatulad, na tumatakbo mula sa paglulunsad hanggang sa taas na 45 km. Ang isa sa mga sasakyang ito ng paglulunsad ay ipinakita (sa paglipad, sa oras ng paghihiwalay ng mga ginugol na solidong propellant rocket na motor) sa huling pahina ng pabalat ng polyeto.

Ang UA-1205 ay ang pinakamalaking solid propellant rocket engine na gumagana hanggang ngayon. Ang cylindrical steel body nito na may diameter na 3.05 m ay naglalaman ng humigit-kumulang 193 tonelada ng solid fuel, ang pagkasunog nito ay lumilikha ng thrust na umaabot sa 5.3 MN. Ang tagal ng pagpapatakbo ng makina ay 125 s, ang kabuuang thrust impulse na nabuo ay mga 500 MN s. Ang UA-1205 (Fig. 9) ay may sectional na disenyo at tumatakbo sa isang halo-halong gasolina na katulad ng komposisyon sa ginamit sa SRM engine. Ang configuration ng singil ay katulad ng ginamit sa SRM, ngunit ang mga hulihan ng mga indibidwal na seksyon (7 sa kabuuan) ay hindi nakabaluti. Dahil dito, sa simula ng pagpapatakbo ng solid propellant rocket engine, ang thrust nito ay umabot sa pinakamataas na halaga nito (tulad ng ipinahiwatig sa itaas), pagkatapos ay unti-unting bumababa sa ~ 70% at sa huling 20 s ay biglang bumaba sa zero.

Fig 9 Propulsion system na may solid propellant rocket motor UA-1205

Hindi tulad ng SRM, ang UA-1205 ay may regular, sa halip na "recessed" na nozzle. Ang disenyo nito ay may kasamang graphite ring liners (sa leeg) at ablating materials (phenoplasts reinforced with silica at iba pang tela). Ang mga produkto ng pagkasunog, na nagpapabilis sa nozzle, ay nagbibigay sa makina ng isang tiyak na salpok na 2610 m/s (sa vacuum).

Para sa layunin ng pagkontrol sa paglipad ng paglulunsad ng sasakyan sa bawat isa; Ang UA-1205 engine ay nilagyan ng thrust vector control system batay sa asymmetrical input ng isang auxiliary working fluid - liquid nitrogen tetroxide - sa daloy ng supersonic na gas sa nozzle. Para sa layuning ito, ang mga nozzle na kinokontrol ng kuryente ay ibinigay, na matatagpuan sa paligid ng nozzle na humigit-kumulang sa gitna ng lumalawak na bahagi. Para sa bawat kuwadrante ng cross-section mayroong anim na interlocked nozzle, kapag naka-on, isang lateral control force ay nabuo sa kaukulang lugar ng nozzle. Ito ay sanhi ng dynamic at kemikal na pakikipag-ugnayan ng mga daloy, pati na rin ang puwersa ng salpok na nilikha ng jet ng auxiliary working fluid.

Kahit na ang axial component ng thrust ay tumataas, ang resultang tiyak na impulse ng solid propellant rocket ay bumababa pa rin. Ang pamamaraang ito ay nagbibigay ng kontrol sa paglipad ng rocket sa pitch at heading kapag gumagamit ng isang makina, at sa kaso ng dalawang makina (i.e., tulad ng sa Titan-3 na pamilya ng mga sasakyang inilunsad) - din sa roll. Sa UA-1205, ang nitrogen tetroxide ay nakapaloob sa isang espesyal na tangke, kung saan ito ay inilipat ng compressed nitrogen. Sa panahon ng paglipad, humigit-kumulang 80% ng reserbang likido, na nagkakahalaga ng ~ 4 na tonelada, ay natupok.

Isinasaalang-alang ang solid propellant rocket engine ng separation system, ang propulsion system batay sa UA-1205 ay may taas na 26 m at isang masa na 230 tonelada.

Ang pamilya ng Titan-3 ng mga sasakyang inilunsad ay isang malinaw na halimbawa ng pagiging epektibo ng paggamit ng "naka-mount" na solidong propellant na mga rocket engine upang mapataas ang kapasidad ng payload ng mga serial rocket na gumagana. Ang kasaysayan ng mga sasakyang paglulunsad na ito ay nagsimula sa Titan-2 na dalawang yugto ng intercontinental rocket, na inangkop upang maglunsad ng mga kargamento sa kalawakan. Pagpapabilis ng rocket na ito, na ginamit noong 1965–1966. para sa paglulunsad ng Gemini manned spacecraft, ay ibinigay sa tulong ng dalawang sunud-sunod na nakabukas sa mga likidong rocket engine. Ang una sa kanila ay nakabuo ng isang thrust ng 1913 kN (sa Earth) at nagtrabaho para sa 150 s, ang pangalawa - isang thrust ng 445 kN para sa 180 s.

Matapos mai-install ang isa pang likidong yugto sa tuktok ng Titan-2, at ang "naka-mount" na solid-fuel engine na UA-1205 ay nakakabit sa magkabilang panig ng katawan ng barko, ang bigat ng paglulunsad ng sasakyan ay tumaas mula 147 hanggang 630 tonelada, at ang kapasidad ng kargamento (ang masa ng kargamento na inilunsad sa Titan-2) mababang-Earth circular orbit) ay tumaas mula sa humigit-kumulang 3.5 hanggang 13 tonelada ay kinakailangan upang lumikha ng isang ganap na bagong sasakyan sa paglulunsad ng pantay na kapangyarihan.

Ang kabuuang thrust ng dalawang UA-1205 na makina ay lumalabas na sapat na upang maiangat ang paglulunsad ng sasakyan mula sa lupa at itaas ito sa taas na ilang sampu-sampung kilometro (ang mga likidong propellant na rocket na makina ay nakabukas pagkatapos na ang solidong propellant na rocket engine ay tapos na ang operasyon). Kung kalkulahin natin ang thrust-to-weight ratio para sa iba't ibang variant ng Titan-3 na pamilya ng mga sasakyang inilunsad, lumalabas na tumaas ang figure na ito pagkatapos ng modernisasyon ng launch vehicle mula 1.3 hanggang 1.7 g. Kaya, ang paglulunsad ng sasakyan ay nagsimulang mapabilis nang mas mabilis, at dahil dito, ang mga pagkawala ng bilis na nauugnay sa impluwensya ng grabidad ay nabawasan (tulad ng para sa mga pagkalugi upang madaig ang aerodynamic drag, hindi sila tumaas nang malaki).

Sa makasagisag na pagsasalita, ang "naka-mount" na solidong propellant na mga rocket na makina ay nagbigay ng bagong buhay sa mga rocket ng Titan, na tinitiyak ang kanilang malawakang paggamit sa pagpapatupad ng mga programa sa kalawakan ng Amerika. Ang mga missile ng ganitong uri ay ang pinakamakapangyarihang mga sasakyang paglulunsad ng Amerika sa operasyon nitong mga nakaraang taon. Maraming mga tagumpay sa astronautics ang nauugnay sa kanilang paggamit. Kaya, noong 1977, sa tulong ng mga Titans, dalawang istasyon ng Voyager interplanetary ang inilunsad, na, pagkatapos na maihatid ang pinakamahalagang impormasyon tungkol sa Jupiter at mga satellite nito, ay patuloy na lumipat patungo sa Saturn. Upang mabawasan ang oras ng paglipad, ang ipinahiwatig na spacecraft ay binigyan ng ikatlong bilis ng pagtakas, at lalampas sila sa solar system.

Ang mga Voyagers ay pinabilis gamit ang limang yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan ng pamilyang Titan-3: ang unang yugto ay nilagyan ng UA-1205 solid fuel engine, ang susunod na tatlo ay may likidong propellant rocket engine, at ang tuktok (ang tinatawag na itaas na yugto. ) na may solidong propellant rocket engine. Ang solidong propellant engine na ito ay tinalakay nang higit pa, at dito tayo ay bumaling sa solid propellant rocket motors, na ginagamit sa isa pang launch vehicle na naging malawakang ginagamit sa mga programa sa kalawakan.

Mga makina ng LV "Delta". Sa Estados Unidos, ang paglulunsad na sasakyang ito ay tinatawag na "workhorse of astronautics": naglunsad ito ng mas maraming kargamento sa kalawakan kaysa sa iba pang dayuhang rocket, at ang mga payload na ito ay may iba't ibang layunin.

Sa una, ang Delta ay isang three-stage rocket na may liquid-propellant rocket engine sa unang dalawang yugto at isang solid propellant rocket engine sa pangatlo. Sa paglunsad ng mass na humigit-kumulang 48 tonelada, maaari itong maglagay ng 270 kg ng payload sa isang pabilog na orbit sa taas na 370 km o 45 kg sa isang pinahabang elliptical orbit na 185 x 36,000 km (ang tinatawag na geostationary transfer orbit). Mula noong unang paglipad nito noong 1960, ang Delta ay sumailalim sa ilang mga pagbabago, kung saan lumitaw ang mas makapangyarihang mga sasakyang panglunsad, na nilagyan ng tatlo (1964), anim (1970) at siyam (1972) na naka-mount na Solid propellant rocket engine. Ang isa sa mga pinakabagong bersyon ng "Delta" ay ipinapakita sa Fig. 10 na may dibisyon sa magkakahiwalay na bahagi. Ang taas ng rocket na ito ay 35 m, ang bigat ng paglulunsad ay 132 tonelada, kung saan 42 tonelada ang nahulog sa 9 na naka-mount na solid propellant rocket engine.

Isaalang-alang natin ang pagkakasunud-sunod ng pagpapatakbo ng mga makina ng bersyong ito ng paglulunsad ng sasakyan kapag naglulunsad ng isang artipisyal na satellite sa geostationary orbit. Sa utos na "Start", ang likidong makina ng gitnang bloke (1st stage), na bumubuo ng isang thrust ng 912 kN, at 6 na solid fuel engine, na lumikha ng isang karagdagang thrust ng 942 kN, ay naka-on. Bilang resulta, ang rocket ay binibigyan ng paunang acceleration ng 1.4 g. Pagkaraan ng 39 s, kapag ang solidong propellant na rocket na motor ay huminto sa paggana, ang Delta ay bumibilis sa bilis na humigit-kumulang 400 m/s, na tumataas sa taas na humigit-kumulang 5 km (sa oras na ito ay nagsimula na ang pitch turn ng launch vehicle, na tinitiyak ang isang " makinis" na paglulunsad ng payload sa low-Earth orbit). Pagkatapos ang tatlong natitirang solidong propellant na motor ay nakabukas. Ang pagkakasunud-sunod ng mga operasyon na ito ay sanhi ng pangangailangan na limitahan ang mga labis na karga na kumikilos sa ilalim ng mga tangke na may mga bahagi ng likidong gasolina.

~10 s pagkatapos huminto sa paggana ang huling solidong propellant na motor sa taas na humigit-kumulang 20 km, lahat ng siyam na solidong propellant na makina ay sabay na pinaghihiwalay. Ang likidong yugto ay patuloy na gumagana hanggang sa humigit-kumulang sa ika-230 segundo ng paglipad. Kasabay nito, ang paglulunsad ng sasakyan ay tumataas ng 95 km, na nagpapabilis sa 5300 m / s. Gumagalaw ng ilang segundo sa pamamagitan ng inertia, ang Delta ay tumaas ng isa pang 10 km, pagkatapos nito ang pangalawang yugto ng liquid-propellant rocket engine ay naka-on nang dalawang beses na may pagitan ng 13 minuto. Ang pagkakaroon ng nagtrabaho para sa kabuuang 300 s sa isang thrust level na 46 kN, ang tinukoy na liquid-propellant rocket engine ay naghahatid ng payload sa isang altitude na humigit-kumulang 180 km, na nagbibigay ito ng unang bilis ng pagtakas.

Sinusundan ito ng spin-up (para sa layunin ng stabilization) at paghihiwalay ng pangatlo, solid-fuel stage (kasama ang satellite). Ang 67 kN thrust engine nito ay naka-on sa ika-24 na minuto ng paglipad at sa 44 na segundo ng operasyon ay pinapataas ang bilis ng satellite mula 7.9 hanggang 10.25 km/s. Sa kasong ito, ang satellite ay inilunsad sa isang punto sa itaas ng ekwador na tumutugma sa orbital perigee na 185 x 35,790 km, na may hilig sa ekwador na eroplano na humigit-kumulang 29° (ang apogee ay tumutugma sa kabaligtaran na punto ng globo). Dito ang satellite ay naghihiwalay at nakapag-iisa, gamit ang sarili nitong rocket engine, ay gumagawa ng paglipat sa geostationary orbit. Isasaalang-alang namin ang huling yugto ng paglipad sa naaangkop na seksyon (tingnan ang pahina 49), ngunit sa ngayon ay babalik kami sa "Delta".

kanin. 10. Delta launch na sasakyan

Mula sa diagram ng paglulunsad sa itaas, madaling mapansin na ang mga naka-mount na Delta solid propellant rocket na motors (at higit pa sa bawat isa sa kanila ay hiwalay) ay nagkakaroon ng medyo maliit na bahagi ng kabuuang thrust impulse na binuo ng lahat ng LV engine. Gumagana ang mga ito sa maikling panahon at pinaghihiwalay sa mababang altitude. Kaya't kung sa Space Shuttle at sa sasakyang ilulunsad ng Titan ang katumbas na solidong propellant na mga rocket na motor ay bumubuo ng ganap na mga yugto, kung gayon c. "Delta" sila ay intermediate sa kanilang mga katangian sa pagitan ng mga rocket stage at rocket accelerators. Sa istruktura, ang mga makinang ito ay kabilang sa pinakasimple sa mga sustainer solid propellant rocket engine. Sa partikular, hindi nila ginagawa. naglalaman ng mga device para sa pagpapalit ng thrust vector, at ang flight control ng Delta launch vehicle ay isinasagawa gamit ang liquid propulsion system ng central unit.

Mula noong 1968, ang ikatlong yugto ng sasakyang paglulunsad ng Delta ay nilagyan ng mga solidong propellant na rocket na motor ng seryeng Star-37, na nilikha batay sa makina ng pagpepreno ng Spacecraft ng Surveyor. Naglalaman ang mga ito ng mga katawan na may diameter na 935 mm, gawa sa titanium alloy, at "recessed" na mga nozzle. Sa una, ginamit ang isang bersyon ng solid propellant rocket engine na may isang spherical body, na may mga sumusunod na katangian: timbang 718 kg, kabilang ang 653 kg (i.e. 91%) ng halo-halong fuel polybutadiene - ammonium perchlorate - aluminum, maximum thrust 46.7 kN, tiyak na salpok 2850 m/s. Gumaganap ng 44 s, ang makina ay nakabuo ng kabuuang thrust impulse na 1860 kN s, na tumutugma sa isang average na thrust na 42 kN.

Noong 1972, ang katawan (at, nang naaayon, ang singil sa gasolina) ng solidong propellant rocket engine ay pinahaba ng 362 mm sa pamamagitan ng pagpapakilala ng isang gitnang cylindrical na seksyon, at samakatuwid ang masa ng solid propellant rocket engine ay tumaas ng humigit-kumulang 400 kg, at ang Ang nilalaman ng gasolina ay tumaas sa 92.6%. Ang kabuuang thrust impulse ay umabot sa 2910 kN s; tumaas ang thrust sa proporsyon nito (hanggang sa 66.7 kN), dahil ang tagal ng operasyon ng engine ay nanatiling pareho.

Sa pagsasaalang-alang na ito, ito ay kagiliw-giliw na ihambing ang solid propellant rocket engine na may likidong propellant engine. Kung para sa isang propulsion system na may liquid-propellant rocket engine, ang pagtaas (pagbawas) sa supply ng gasolina ay humahantong sa isang kaukulang pagtaas (pagbawas) sa oras ng pagpapatakbo ng engine, habang ang thrust nito ay nananatiling hindi nagbabago, pagkatapos ay para sa isang solidong propellant rocket. engine ang kabaligtaran na epekto ay sinusunod. Kaya, ang thrust ng isang solid propellant rocket engine ay maaaring mabago sa loob ng makabuluhang limitasyon sa pamamagitan lamang ng pagbabago ng haba. singil sa gasolina. Sa pagsasaalang-alang na ito, ang sectional solid propellant rocket motors (katulad ng naunang tinalakay na SRM at UA-1205) ay "flexible": sa pamamagitan ng pag-iiba-iba ng bilang ng mga seksyon, madali mong makuha ang mga makina ng iba't ibang thrust.

Sa pagtatapos ng talakayan ng mga isyu na nauugnay sa mga makina ng Delta launch vehicle, napapansin namin na noong 1977–1978. Ang mga bagong bersyon ng Star-37 series na solid propellant rocket na motor ay nilikha, na nagpatupad ng marami sa mga pinakabagong pag-unlad sa larangan ng solid propellant engine. Ngayon ay nagpapatuloy kami upang isaalang-alang ang mga solidong propellant na rocket na makina ng espasyo na nilikha sa France.

Solid propellant rocket launcher na "Diamant". Ang mga solidong propellant na makina ay na-install sa ikalawa at ikatlong yugto ng sasakyang ito ng paglulunsad, sa tulong kung saan inilunsad ang ilang French satellite noong 1965–1975. (isang liquid-propellant rocket engine ang ginamit sa unang yugto ng rocket). Ang Diamant ay ang tanging launch vehicle na ginawa sa France. Tulad ng mga Amerikano, ang paglulunsad na sasakyan na ito ay sumailalim sa ilang mga pagpapabuti na naglalayong pataasin ang kapangyarihan.

Ang pinakabagong bersyon ng Diamant ay gumamit ng single-nozzle solid propellant rocket engine na may maikling fiberglass casing na may diameter na 1.5 (ikalawang yugto) at 0.8 m (ikatlong yugto), na naglalaman ng 4 at 0.685 tonelada ng halo-halong gasolina, ayon sa pagkakabanggit. Ang una sa mga solidong propellant na makina na ito ay nagbibigay ng thrust vector control sa pamamagitan ng pag-inject ng freon sa nozzle, na ginagawang posible na kontrolin ang paglipad ng rocket sa pitch at heading na mga eroplano. Ang makinang ito ay nagpapatakbo ng 62 s sa isang pare-parehong antas ng thrust na 180 kN. Ang kaukulang mga parameter para sa ikatlong yugto ng solid propellant rocket engine na "Diamant" ay 46 s at ~ 30 kN (average na halaga). Tulad ng ikalawang yugto ng solid propellant rocket engine, ang makinang ito ay naglalaman ng nakapirming nozzle na may graphite neck, ngunit wala itong mga device para sa pagkontrol sa thrust vector.

Mula sa Fig. 1, kung saan ipinakita ang solidong propellant rocket engine na ito, malinaw na ang fuel charge nito ay may central round channel na may mga transverse slots. Tinitiyak ng pagsasaayos ng singil na ito ang patuloy na ibabaw ng pagkasunog at, nang naaayon, ang patuloy na thrust ng engine sa panahon ng operasyon. Ang eksaktong sukat ng panloob na lukab ng singil ay sinisiguro ng mekanikal na pagproseso.

Ang gasolina ay bumubuo ng 91% ng kabuuang timbang ng makina at may sumusunod na komposisyon: 60% potassium perchlorate, 21% polyurethane, 19% aluminum (mga bilugan na halaga). Ang paggamit ng medyo hindi epektibong gasolina na ito ay naging posible upang makakuha ng isang tiyak na salpok ng solidong propellant na rocket engine na halos 2730 m/s lamang. Para sa solidong propellant rocket engine ng ikalawang yugto ng Diamant launch vehicle (na gumamit din ng polyurethane fuel), ang parameter na ito ay mas mababa pa - humigit-kumulang 2680 m/s.

Dapat pansinin na ang Diamond rocket engine ay hindi ganap na sumasalamin sa mga tagumpay ng France sa larangan ng solid propellant rocket engine. Halimbawa, ang mga long-range ballistic missiles na nilikha sa bansang ito ay gumagamit ng solid propellant rocket engine na may singil sa gasolina na ang masa ay umabot sa 16 tonelada at oras ng pagkasunog ng 76 segundo. Noong 1969, ipinakita ng isang kumpanya ng Pransya sa isang eksibisyon ang isang eksperimentong singil na may diameter na 3 m.

Maraming mga makabagong tagumpay sa larangan ng solidong propellant na rocket engine ang naisakatuparan sa isang solidong propellant na makina, kamakailan ay pinagsama-samang nilikha ng mga espesyalista mula sa France, Italy at Germany para magamit sa spacecraft mula noong 1980. Ang solidong propellant rocket engine na ito na may kabuuang masa na 692 kg bubuo ng kabuuang thrust impulse na 1900 kN s at isang tiyak na impulse na higit sa 2890 m/s. Gayunpaman, bago lumipat sa mga makina ng spacecraft, isasaalang-alang namin ang mga makina ng ilang higit pang mga sasakyang panglunsad.

Solid propellant rocket engine na "Nakakainis". Ang makinang ito, na ipinapakita sa Fig. 11, ay ginamit sa ikatlong yugto ng English Black Arrow launch vehicle, sa tulong kung saan ang unang English satellite na Prospero ay inilunsad noong 1971. Bagama't hindi malawakang ginagamit ang "Vexuing" at mga katulad na makina, ang pagsasaalang-alang sa solidong propellant rocket engine na ito ay magbibigay ng mas kumpletong pag-unawa sa mga posibleng disenyo ng space solid propellant rocket engine, ang kanilang mga tampok at ang mga problemang nalutas sa panahon ng kanilang paglikha.

Ang Vaxuing solid propellant rocket engine ay gumagamit ng isang katawan sa anyo ng isang manipis na pader (0.6–0.8 mm) na sisidlang bakal na may diameter na 712 mm. Ang makina ay naglalaman ng 312 kg ng hindi masyadong ordinaryong halo-halong gasolina. Binubuo ito ng ammonium perchlorate (63%), ammonium picrate (14%), aluminum (12%) at isang combustible binder batay sa plasticized polyisobutylene (11%). Ang gasolina na ito ay hindi karaniwan dahil ang paggawa ng isang singil mula dito ay nabawasan sa paghahalo ng mga ipinahiwatig na bahagi sa isang makapal na i-paste (na may density na 1.77 g / cm 3), ang kasunod na paggamot na kung saan ay hindi natupad. Sa temperatura na 60 °C, ang masa ng gasolina ay nagiging napakaplastik na maaari itong mapunan sa solidong propellant na motor housing sa ilalim ng vacuum.

Pagkatapos mag-load, ang isang profile na karayom ​​ay ipinasok sa gasolina upang bumuo ng isang panloob na channel ng pagkasunog. Sa pamamagitan ng paglikha ng naaangkop na hydrostatic pressure, ang singil ay mahigpit na pinindot laban sa katawan, na pre-coated na may heat-insulating layer (filled chlorosulfone polyethylene) at isang malagkit na komposisyon (nitrile rubber).

Ang propulsion system na may Vaxuing solid propellant rocket engine ay may mass na 352 kg (fuel accounts para sa 89% ng halagang ito) at nagpapatakbo ng 37 s, na bumubuo ng isang tiyak na impulse na humigit-kumulang 2710 m/s. Sa unang 15 s, ang thrust ng solid propellant rocket ay unti-unting tumataas, na umaabot sa ~ 29 kN (habang ang presyon sa silid ay tumataas sa ~ 2.8 MPa), pagkatapos nito ay unti-unting bumababa. Ang mga tagalikha ng Wexwing ay natatakot na ang tulad-paste na singil sa gasolina, na medyo nababanat sa ilalim ng isang maliit na pagkarga, ay "daloy" sa ilalim ng impluwensya ng mga acceleration sa panahon ng pagpapatakbo ng mga makina ng una at pangalawang yugto ng paglulunsad ng sasakyan. Ipinakita ng kaukulang mga eksperimento, gayunpaman, na ang mapanganib na antas ng mga labis na karga ay higit na lumalampas sa aktwal.

kanin. 11. Solid propellant rocket engine na "Vexuing"

Kapag lumilikha ng Wexwing solid propellant rocket engine, kinakailangan na magbigay para sa posibilidad ng emergency shutdown nito sa kaganapan ng paglulunsad ng sasakyan na umaalis sa ligtas na zone ng site ng pagsubok. Para sa layuning ito, ang isang singsing na sumasabog na singil ay inilagay sa harap na ibaba ng katawan ng barko kapag ito ay sumabog, isang butas na may diameter na halos 200 mm ang naputol sa ilalim. Sa kasong ito, ang operating pressure sa engine ay mabilis na bumababa at huminto ang pagkasunog ng gasolina.

Kapag inilunsad ang satellite, ang Wexwing engine ay naka-on sa apogee ng intermediate orbit at siniguro ang paglipat ng satellite sa isang circumpolar orbit. Matapos ang paghihiwalay ng satellite, ang yugto ng rocket ay patuloy na gumagalaw dahil sa pag-agos ng mga produktong pyrolysis ng mga thermal insulating materials na pinainit hanggang mataas na temperatura. Bilang resulta, nalampasan ng entablado ang satellite at nasira ang telemetry antenna sa panahon ng banggaan. Ang katotohanang ito ay isa sa maraming "sorpresa" na dapat isaalang-alang kapag lumilikha at gumagamit ng space solid propellant rocket motors.

Mga makina ng ganap na solidong propellant launch na mga sasakyan. Ang pagpabilis ng tatlo at apat na yugto ng mga rocket na ito ay isinasagawa ng eksklusibo sa tulong ng mga solidong propellant na rocket engine na naka-install sa lahat ng mga yugto. Sa pagbuo ng mga naturang launch vehicle, ang pinakalayunin ay lumikha ng mga paraan ng paghahatid ng mga kargamento sa espasyo na hindi masyadong mahal sa paggawa at madaling gamitin, at hindi rin mangangailangan ng mga kumplikadong launch complex at malawak na paghahanda bago ang paglunsad. Napakahalaga sa pagkamit ng lahat ng ito ay ang pagpili ng maliit na laki at simple-to-design na sustainer solid propellant rocket engine para sa lahat ng yugto ng paglulunsad ng sasakyan.

Ang mga sasakyang ilulunsad na isinasaalang-alang ay maliit sa laki at makabuluhang mas mababa kaysa sa iba pang mga modernong sasakyang paglulunsad sa mga tuntunin ng mass ng paglulunsad at, nang naaayon, mass ng payload. Bigyang-pansin namin ang American four-stage Scout launch vehicle, na gumagana mula noong 1960. Sa una, ang launch mass ng launch vehicle na ito ay 16 tonelada, at maaari itong maglunsad ng isang artipisyal na satellite na tumitimbang ng 45 kg sa malapit. -Orbit ng Earth sa taas na 280 km. Mula sa simula ng paggamit nito, ang Scout launch vehicle ay na-moderno nang maraming beses upang mapataas ang kapangyarihan, habang ang mga indibidwal na solidong propellant na rocket engine ay binago o pinalitan ng bago, mas advanced na mga modelo.

Sa modernong bersyon nito, ang launch vehicle na may launch mass na 21.4 tonelada ay may kakayahang maghatid ng payload na tumitimbang ng 181 kg sa malapit na Earth orbit sa taas na 560 km. Ang taas ng paglulunsad ng sasakyan ay 23 m, ang maximum na diameter ng katawan ay 1.13 m. ) at gumana mula ~75 (unang yugto) hanggang ~30 s (huling hakbang).

Ang mga makinang ito ay walang mga device para sa pagpapalit ng thrust vector, at ang paglipad ng Scout launch vehicle ay kinokontrol gamit ang aerodynamic at gas rudder na naka-install sa unang yugto, at naka-fix na low-thrust rocket engine na naka-install sa mga susunod na yugto. Bukod dito, ang ikalawa at pangatlong yugto ay gumagamit ng mga likidong propellant na rocket na makina na nagpapatakbo sa mga produktong decomposition ng hydrogen peroxide, at ang ikaapat na yugto ay gumagamit ng mga pantulong na solidong propellant rocket na makina, na nagbibigay ng rotational motion sa entablado sa paligid ng longitudinal axis.

Mula sa sustainer solid propellant rocket engine ng Scout rocket, titingnan natin nang detalyado ang FW-4 engine, na ginamit sa ika-apat na yugto noong 1965–1973. Mayroon itong cylindrical body na may diameter na 508 mm, ang bigat ng engine na may kagamitan ay ~ 300 kg. Dagdag pa rito, 91% ng masa na ito ay tumutukoy sa halo-halong gasolina na naglalaman ng ammonium perchlorate, isang copolymer ng butadiene, acrylonitrile, acrylic acid at aluminyo.

Sa unang bahagi ng singil ng gasolina, ang nasusunog na ibabaw ay nabuo ng isang sentral na cylindrical channel, pagkatapos ay sinusundan ng isang annular transverse slot at muli ng isang axial round channel, na nagiging isang lumalawak na conical hole. Ang nabanggit na puwang ay gumaganap ng dalawahang papel: binabayaran nito ang mga stress sa temperatura na lumitaw kapag nagbabago ang mga kondisyon ng imbakan ng solidong propellant na rocket engine, at tinitiyak ang wastong katangian ng pagbabago ng thrust: sa unang 11 s ng operasyon, hindi pantay na tumataas ito mula 21 hanggang 21. 30 kN, at sa susunod na 19 s ay unti-unti itong bumababa. Ang average (sa panahon ng operasyon) na halaga ng presyon sa solid propellant rocket engine chamber ay 5.3 MPa.

Ang mga produkto ng pagkasunog na dumadaloy sa labas ng nozzle ay bumubuo ng isang tiyak na salpok na 2805 m/s. Ang nozzle ay nakakabit sa katawan sa pamamagitan ng heat-insulated aluminum alloy flange. Ang leeg ng nozzle ay nabuo ng isang singsing na grapayt, at ang lumalawak na bahagi ay nabuo ng isang conical na hindi kinakalawang na asero na shell (0.25 mm ang kapal), na protektado mula sa loob ng tela ng grapayt (sa paunang seksyon) at materyal na silikon-phenolic.

Ang FW-4 engine housing ay protektado mula sa burnout ng isang layer ng thermal insulation na gawa sa nitrile butadiene rubber na puno ng silicon oxide. Ang katawan mismo, na may isang cylindrical na kapal ng dingding na 2 mm, ay gawa sa fiberglass, ibig sabihin, isang materyal na batay sa mga hibla ng salamin at isang bahagi ng polymer binder (sa kasong ito, epoxy resin), at ito ay isang kapansin-pansin na tampok ng FW- 4 kung ihahambing sa naunang tinalakay na SRM at UA-1205.

Ang pinakakaraniwang paraan ng paggawa ng fiberglass hulls ay ang pag-wind ng tuluy-tuloy na glass tape na pinapagbinhi ng dagta sa isang umiikot na mandrel. Ang istraktura ng sugat ay sumasailalim sa paggamot sa init, pagkatapos kung saan ang mandrel ay tinanggal mula sa pabahay; para sa layuning ito, ito ay ginawa alinman collapsible o destructible (halimbawa, mula sa plaster). Ang paggamit ng mga plastic housing sa solid propellant rocket motors ay nauugnay sa pangangailangan upang malutas ang isang bilang ng mga tiyak na problema, ang isa ay isang makabuluhang pagbabago sa mga geometric na sukat ng istraktura kapag puno ng operating pressure, na ipinaliwanag ng tumaas ( kumpara sa mga metal) pagpapapangit ng mga plastik.

Kapag sinubukan ang FW-4, halimbawa, natuklasan ang sumusunod na problemang partikular sa makinang ito. Kaagad bago ang paglulunsad ng pangunahing solid propellant rocket motor, ang ikaapat na yugto ng Scout launch vehicle ay pinaikot (sa tulong ng auxiliary solid propellant rocket motors na binanggit sa itaas) sa 120–160 rpm upang patatagin ito. Ang ilang mga payload ay hindi nahihiwalay sa entablado, at kung, pagkatapos ng pagtatapos ng pagpapatakbo ng pangunahing solidong propellant na rocket engine, ang mekanismo para sa pagbagal ng pag-ikot ng Payload ay naka-on, ang pabahay ng engine ay sumasailalim sa mga karagdagang pagkarga. Ang mga bench test ng mga unang sample ng FW-4 na may simulate na pag-ikot ay nagpakita na ang mga load na ito ay maaaring magdulot ng delamination ng fiberglass housing na nabuo ng panloob na layer ng spiral winding at ang panlabas na layer ng transverse (circular) winding. Samakatuwid, ang mga kaso ay nagsimulang gawin, alternating isa at ang iba pang paikot-ikot.

Ang mga reinforced na plastik ay malawakang ginagamit bilang isang istrukturang materyal para sa mga pabahay ng mga modernong space solid propellant rocket engine. Kung ikukumpara sa mga metal na kaso, ang mga plastic case ay may mas kaunting timbang, na ipinaliwanag ng mas mataas na tiyak na lakas ng mga plastik. Ang parameter na ito ay tinukoy bilang ratio ng lakas ng makunat sa density ng materyal. Bago ang pagpapakilala Internasyonal na sistema units (SI) sa halip na density ang ginamit tiyak na gravity, at sa kasong ito ang tinukoy na parameter ay may dimensyon ng haba. Kaya, sa nakaraang dimensyon na ito, ang tiyak na lakas ng mga bakal na ginamit sa SRM at UA-1205 engine ay 20 km, at ang fiberglass na ginamit sa FW-4 ay halos 50 km.

Ginagawang posible ng mga modernong teknolohikal na kagamitan na makagawa ng mga plastic na kaso nang walang anumang mga konektor, bilang isang buo, at tinitiyak ang katatagan ng kanilang mga katangian. Sa pamamagitan ng paikot-ikot na mga hibla sa iba't ibang mga anggulo at pagpili ng naaangkop na bilang ng mga hibla sa ilang mga lugar, ang pantay na lakas ng istraktura ng manufactured na katawan ay nakakamit. Ang lahat ng ito ay nagpapahintulot sa iyo na gumawa ng maximum na paggamit ng mataas na lakas ng mga katangian ng mga plastik.

Dahil sa mataas na produktibo ng mga teknolohikal na proseso at ang medyo mababang halaga ng mga hilaw na materyales, ang mga solid-state rocket na pabahay ng motor na gawa sa fiberglass (ito ang plastik na natagpuan ang pinakadakilang aplikasyon) ay hindi mas mahal kaysa sa mga metal na pabahay. Una sa lahat, kapaki-pakinabang na gumamit ng mga plastik para sa mga makina ng mga itaas na yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan at mga aparato na tumatakbo sa kalawakan, kung saan ang pagbabawas ng masa ng istraktura ay nagbibigay ng isang maximum na pagtaas sa masa ng kargamento.

Sa pagtatapos ng paglalarawan ng mga makina ng sasakyang paglulunsad ng Scout, dapat tandaan na noong Hunyo 3, 1979, naganap ang ika-100 na paglulunsad ng rocket na ito. Sa oras na ito, 95 na paglulunsad ang matagumpay na naisagawa, kabilang ang 37 na magkakasunod (sa panahon ng 1967–1975). Ang huling numero ay isang talaan para sa mga dayuhang sasakyang ilulunsad.

Bilang karagdagan sa USA, ang mga all-solid propellant space launch na sasakyan ay nilikha din sa Japan at India. Mula noong 1974, ang iba't ibang mga bersyon ng tatlong yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan ng serye ng Mu ay ginamit sa Japan. Ang kanilang tampok ay ang pagkakaroon ng mga naka-mount na solidong propellant boosters sa unang yugto, na sa maikling panahon ay lumikha ng thrust na karagdagang sa thrust ng pangunahing solid propellant rocket engine. Bilang halimbawa, ipinapahiwatig namin ang mga katangian ng makina para sa isa sa mga variant ng sasakyang paglulunsad ng serye ng Mu (na may bigat ng paglulunsad na 42 tonelada): thrust ng pangunahing solidong propellant rocket engine (alinsunod sa pagkakasunud-sunod ng pag-activate) - 867, 279 at 57 kN, oras ng pagpapatakbo - 61, 69 at 53, ayon sa pagkakabanggit Sa. Gumagamit ang launch vehicle na ito ng 8 accelerators na may diameter na 0.3 m at thrust na 95 kN, na nagpapatakbo ng 8 s.

Kaya, ang panimulang thrust ng launch na sasakyan ay halos 1630 kN at ang launch vehicle ay nagsisimula sa isang acceleration ng humigit-kumulang 4 g. Sa mga nagdaang taon, ang unang dalawang yugto ng mga sasakyan sa paglulunsad ng serye ng Mu ay gumamit ng propulsion solid propelant rocket engine na nilagyan ng thrust vector control system (sa partikular, ginagamit ang likidong iniksyon sa nozzle); ang ikatlong yugto ay nagpapatatag sa pamamagitan ng pag-ikot. Ang mga LV ay may taas na hanggang 25 m na may maximum na diameter ng katawan na 1.4 m (hindi kasama ang mga boosters); ang timbang ng paglunsad ay lumampas sa 50 tonelada.

Ang isang analogue ng orihinal na bersyon ng Scout missile ay isang solid-fuel launch vehicle, na nilikha kamakailan sa India. Ang apat na yugto ng rocket na ito ay may taas na 23 m na may maximum na diameter ng katawan na 1 m Sa paglulunsad ng mass na 17 tonelada, dapat itong maglunsad ng 40 kg ng payload sa isang low-Earth orbit sa taas na 400 km. Ang paglulunsad ng sasakyang ito ng paglulunsad, na isinagawa noong Agosto 1979, ay hindi matagumpay.

Solid propellant rocket engine ng spacecraft. Una sa lahat, isasaalang-alang natin ang mga solidong propellant na makina, na malawakang ginagamit upang lumikha ng panghuling accelerating impulse kapag naglulunsad ng spacecraft sa malapit-Earth orbit, ang pagkamit nito ay nangangailangan ng malalaking gastos sa enerhiya, at sa mga interplanetary trajectory. Halimbawa, ang karamihan sa mga geostationary satellite na inilunsad hanggang sa kasalukuyan ay nilagyan ng hindi mapaghihiwalay na solidong propellant na rocket engine, na direktang kasama sa disenyo ng spacecraft.

Noong nakaraan, sinuri namin ang pagkakasunud-sunod ng mga operasyon kapag naglulunsad ng isang geostationary satellite, na nililimitahan ang ating sarili sa sandali ng pagwawakas ng operasyon ng huling yugto ng paglulunsad ng sasakyan at, nang naaayon, ang pagpasok ng satellite sa geostationary transfer orbit. Subukan nating kalkulahin ang mga katangian ng onboard solid propellant rocket motor ng satellite, kung mula sa pagkalkula ng flight trajectory ay nalalaman na upang makumpleto ang panghuling maniobra ng satellite ay kinakailangan na magbigay ng karagdagang bilis. ? V? 1840 m/s. Ang kaukulang acceleration pulse ay nilikha sa apogee ng transfer orbit, at sa kasong ito ang onboard solid propellant rocket engine ay tinatawag na apogee.

Dagdagan pa nating itakda ang sumusunod na paunang data: ang masa ng satellite sa sandali ng paghihiwalay mula sa yugto ng rocket ay 1000 kg, ang tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine ( ako y) 2850 m/s, solid fuel reserve 90% ng kabuuang masa ng solid propellant rocket engine. Gamitin natin ang kilalang formula ng Tsiolkovsky, na isinusulat natin para sa ating kaso sa form: ? V = ako y log[( M T+ M K+ M PG)/( M K+ M PG)], saan M T - masa ng gasolina, M K ay ang masa ng solid propellant rocket engine, M Ang PG ay ang masa ng payload (i.e., ang satellite na hindi kasama ang solid propellant rocket motor). Ang pagpapalit ng paunang data sa formula na ito, nakukuha namin ang mga sumusunod (bilugan) na halaga (sa kilo): M T = 465, M K = 50, M PG = 485 (ang kabuuan ng mga numerong ito ay 1000). Karagdagang pagpaparami ng mga halaga M T at ako y, nakukuha natin ang kabuuang thrust impulse ng solid propellant rocket engine: 1325 kN s.

Sa prinsipyo, ang halagang ito ay maaaring maisakatuparan kapwa sa pamamagitan ng panandaliang pagkilos ng mataas na thrust at sa pamamagitan ng pangmatagalang pagkilos ng mababang thrust. Kapag pumipili ng mga tiyak na parameter ng isang solidong propellant rocket engine, kinakailangang isaalang-alang ang pinahihintulutang labis na karga sa istraktura ng buong spacecraft at ang mga indibidwal na elemento nito, pati na rin ang mga ballistic na katangian ng solidong propellant na ginamit, ang impluwensya ng presyon sa ang silid ng pagkasunog sa masa ng istraktura, sa mga sukat at tiyak na salpok, atbp. Sa huli, ang katangian ng oras ng trabaho para sa isang onboard na solid propellant rocket engine ay lumalabas na mga 40 s, na, na may halaga sa itaas ng kabuuang impulse, ay tumutugma sa isang na-average (sa oras ng pagpapatakbo) na thrust na ~30 kN. Ang mga parameter na ito ay nasa parehong pagkakasunud-sunod tulad ng para sa mga makina ng itaas na yugto ng sasakyang paglulunsad ng Delta, na isinasaalang-alang namin sa kaukulang seksyon.

Sa mga tuntunin ng disenyo at hitsura, ang mga solidong propellant na rocket na motor ng spacecraft ay hindi rin naiiba sa mga makina ng mga itaas na yugto ng sasakyang paglulunsad. Kaya, ang parehong solid propellant rocket engine ay madaling maiugnay sa parehong klase ng mga makina, lalo na dahil ang mga solidong propellant na itaas na yugto ay kadalasang nakabukas pagkatapos maabot ang unang cosmic velocity, ibig sabihin, sila mismo ay maituturing na spacecraft. Kasama rin dito ang mga solidong propellant na rocket na motor ng mga upper stage - pinag-isang yugto ng rocket, na kasama rin sa mga malapit sa Earth orbit at maaaring gamitin bilang bahagi ng iba't ibang sasakyang paglulunsad kapwa para sa paglulunsad ng mga artipisyal na satellite at para sa pagpapabilis ng mga awtomatikong interplanetary station.

Sa partikular, ang mga makina ng Star-37 na uri, na kilala na sa amin, ay malawakang ginagamit sa mga itaas na yugto Ginamit ang mga ito sa paglulunsad ng Voyager interplanetary spacecraft, na tinalakay sa pahina 38. Ang paunang masa ng mga itaas na yugto. ay 1.22 tonelada, na isinasaalang-alang ang 1060 kg ng solidong gasolina, pagkatapos ng pagkonsumo kung saan ang bilis ng spacecraft ay tumaas ng 2 km / e. Ang mga bloke na ito ay pinatatag gamit ang mga micromotor na tumatakbo sa likidong monopropellant (hydrazine),

Ang mga solidong propellant na rocket na motor ay ginagamit din sa board spacecraft at sa awtomatikong interplanetary spacecraft, kung saan kumikilos ang mga ito bilang mga braking engine na nagkakaroon ng medyo maliit na thrust impulse. Matapos makumpleto ang trabaho, ang mga solidong propellant na motor na ito ay nahihiwalay sa spacecraft.

Noong 1961–1962 isang braking solid propellant rocket motor na may thrust na humigit-kumulang 23 kN at isang mass na 95 kg (na may plastic na katawan) ay na-install sa Ranger spacecraft upang basagin ang bilis ng lalagyan ng instrumento na bumabagsak sa ibabaw ng buwan (Fig. 12 ). Ang makina ay dapat na i-on sa isang altitude na 16 km at gumana sa loob ng 10 segundo hanggang sa taas na 330 m. Susunod, ang spherical na lalagyan ng Ranger ay dapat na malayang mahulog, na tumama sa lunar na lupa sa bilis na 33 m. /s, tinitiyak ang kaligtasan ng mga instrumentong pang-agham. Ayon sa iba't-ibang teknikal na dahilan ang paglulunsad ng lahat ng Ranger spacecraft ng tinukoy na uri ay natapos sa kabiguan. Ngunit matagumpay ang mga flight noong 1966–1968. ilang Surveyor spacecraft, kapag lumapag sa lunar surface, ginamit ang isang on-board na solid propellant rocket engine na siniguro nito ang pagbawas sa bilis ng spacecraft sa 120 m/s (kasama ang mga liquid-propellant rocket engine para sa isang malambot na landing). Sa mga tuntunin ng mga parameter nito, ang solid propellant engine na ito ay malapit sa pagbabago nito, na pagkatapos ay ginamit bilang bahagi ng Delta launch vehicle.

Nang i-landing ang Mercury (1962–1963) at Gemini (1965–1966) spacecraft, tiniyak ng mga solidong propellant na makina ang kanilang paglusong mula sa orbit ng Earth patungo sa trajectory ng pagbaba. Ang braking propulsion system ng Mercury ship ay naglalaman ng tatlong solid propellant rocket engine (Fig. 13) na may diameter ng katawan na 300 mm, isang thrust ng bawat isa sa 4.45 kN at isang oras ng pagpapatakbo ng 10 s. Ang pag-activate ng mga makina na ito (ang kanilang lokasyon ay ipinakita sa Fig. 5) ay isinagawa mismo ng astronaut gamit ang manu-manong sistema pamamahala.

kanin. 12. Solid propellant rocket engine ng Ranger-3 spacecraft:

1 - nozzle ng promosyon; 2 - solid propellant propellant housing; 3 - preno solid propellant rocket motor

kanin. 13. Pagpepreno ng solid propellant rocket na motor ng Mercury spacecraft

Ang Gemini braking system ay binubuo ng apat na solidong propellant rocket engine na may spherical body (gawa sa titanium alloy) na may diameter na ~320 mm, na may paunang mass na 31 kg. Ang mga solidong propellant na rocket engine ay nilagyan ng halo-halong gasolina na naglalaman ng ammonium perchlorate, polysulfide fuel-binder at aluminyo. Kapag nasunog ang gasolina na ito, nabuo ang isang thrust na humigit-kumulang 11 kN. Hindi tulad ng Mercury, ang braking solid propellant rocket motors sa Gemini ay hindi aktibo nang sabay-sabay, ngunit sunud-sunod - isa-isa:

Ang solid-fuel braking system ay ibinigay din sa Voskhod spacecraft (1964–1965) bilang backup: ito ay dapat na isaaktibo kung sakaling mabigo ang liquid-propellant system (na, gayunpaman, ay nagpakita ng maaasahang operasyon).

Noong dekada 70, ginamit ang braking solid propellant rocket motor sa spacecraft para sa paggalugad ng Mars at Venus. Sa pahina 28, binanggit ang isa sa mga makinang ito, na nagsisiguro sa paglilipat ng mga sasakyang panlapag ng Sobyet. Ang Mars-2 at Mars-3 spacecraft mula sa landas ng paglipad patungo sa tilapon ng pulong sa planeta. Ang solid propellant rocket engine na ito na may thrust na 4 kN at isang operating time na 55 s ay ipinakita sa Fig. 7 bilang bahagi ng spacecraft. Kamakailan lamang, noong Disyembre 1978, ang isang on-board na solid propellant rocket engine na may thrust na 18 kN ay siniguro ang paglipat ng American spacecraft na Pioneer-Venera-1 (initial mass 550 kg) mula sa landas ng paglipad patungo sa orbit ng Venus, na binago ang bilis ng spacecraft ng 1060 m/s. Ang spherical engine casing na may diameter na 622 mm ay naglalaman ng halos 200 kg ng solid fuel, na natupok sa halos 30 s. Ang parehong solid propellant rocket engine ay dating ginamit bilang apogee onboard engine ng Skynet geostationary satellite.

MGA PROSPEK PARA SA PAGBUBUO NG SPACE SOLID ROCKET

Mga direksyon ng pananaliksik at nakamit na mga resulta. Una sa lahat, dapat tandaan ang gawaing may kaugnayan sa pagbabago ng umiiral o ang paghahanap para sa mga bagong solidong rocket fuel. Kasabay nito, ang espesyal na kahalagahan ay nakalakip sa mga paraan upang mapabuti ang mga katangian ng mga gasolina. Ang pagbuo ng mga komposisyon ng gasolina ay isang kumplikadong gawain dahil madalas na ang mga kadahilanan na nagpapabuti sa isang kalidad ay nagdudulot ng hindi kanais-nais na pagbabago sa isa pa.

Sa mga darating na taon, ang mga posibilidad para sa pagtaas ng tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine sa pamamagitan ng paggamit ng mas mahusay na mga gasolina ay tila medyo limitado. Ang pinakamalaking pagtaas sa parameter na ito - mga 200 m/s (i.e. 7%) ay maaaring asahan mula sa paggamit ng mga metallized fuel na naglalaman ng beryllium sa halip na aluminyo. Ang pagtaas sa tiyak na salpok sa kasong ito ay ipinaliwanag sa pamamagitan ng pagbawas sa molekular na bigat ng gasolina (dahil ang beryllium ay mayroon itong 3 beses na mas mababa kaysa sa aluminyo) na sinamahan ng pagtaas sa temperatura ng pagkasunog nito. Sa ngayon, ang mga sample ng solid propellant rocket motors na tumatakbo sa beryllium-containing fuel ay nilikha at nasubok, ngunit ang malawakang pagpapatupad nito ay nahahadlangan ng napakataas na toxicity ng beryllium (at, nang naaayon, mga produktong fuel combustion); Tsaka mahal ang beryllium. Kaya, tila, ang gasolina na ito ay makakahanap lamang ng aplikasyon sa medyo maliit na solidong propellant na makina, na ang pagsasama nito ay inaasahang nasa kalawakan.

Ang karagdagang pagtaas sa tiyak na impulse ng humigit-kumulang isa pang 200 m/s ay maaaring makuha sa pamamagitan ng paggamit ng hydride nito (BeH 2) sa halip na beryllium. Gayunpaman, ito ay nahahadlangan (bilang karagdagan sa toxicity) ng kemikal na kawalang-tatag ng compound ("leakage" ng hydrogen sa panahon ng imbakan) at ang kahirapan sa paghahanda ng sapat na siksik na komposisyon. Dapat pansinin na ang mga bagong gasolina na naglalaman ng metal na aming isinasaalang-alang ay nailalarawan sa pamamagitan ng isang mas mababang density sa isang mas mataas na tiyak na salpok (na isang kawalan), dahil sa parameter na ito ang beryllium ay mas mababa sa aluminyo ng halos 1.5 beses, at beryllium hydride sa pamamagitan ng higit sa 4 na beses.

Ang mga katangian ng enerhiya ng solid fuels ay maaaring tumaas sa pamamagitan ng paggamit ng mas aktibong oxidizer at combustible binder. Ayon sa mga kalkulasyon, ang paggamit ng nitronium perchlorate NO 2 ClO 4 sa halo-halong gasolina (sa halip na ammonium perchlorate, na naglalaman ng halos kalahati ng mas maraming oxygen) ay nagbibigay ng pagtaas sa tiyak na salpok na hanggang 300 m/s. Gayunpaman, ang paggamit ng bagong oxidizer na ito ay nahahadlangan ng hygroscopicity nito, mahinang compatibility sa mga naitatag na binder at explosiveness. Upang mabawasan ang sensitivity ng nitronium perchlorate sa mga panlabas na impluwensya, iminungkahi, sa partikular, na tratuhin ito ng gaseous ammonia, na nagreresulta sa pagbuo ng isang "passive" surface layer ng ammonium perchlorate. Pinipigilan ng mataas na sensitivity ang paggamit ng mga fluoroamine binder na naglalaman ng mga F, N, H atoms sa halo-halong mga gatong; Sa mga tuntunin ng tiyak na impulse, ang mga naturang fuel ay katumbas ng binagong dibasic fuels na naglalaman ng octogen.

Sa parehong mga paraan tulad ng pagtaas ng tiyak na salpok, ang iba pang mga katangian ng solid rocket fuels ay maaaring mapabuti: density, mekanikal na katangian, katatagan, paggawa. Ang isang kanais-nais na pag-aari ng solid fuel ay ang polymerizability nito sa normal na temperatura. Ginagawa nitong posible na gawing simple ang teknolohikal na proseso ng pagmamanupaktura ng solidong propellant rocket na mga motor at ang kagamitang ginagamit sa prosesong ito, gayundin upang maiwasan ang mga thermal stress sa singil ng gasolina (na lumalabas sa panahon ng polymerization sa mataas na temperatura). Para sa layuning ito, ang iba't ibang mga katalista ay iminungkahi, ang pagpapakilala kung saan sabay-sabay na nagpapabuti sa mga mekanikal na katangian ng singil.

Ang paggamit ng tinatawag na multifunctional at complex additives, na ginagawang posible upang makakuha ng solid fuels na may isang naibigay, pinakamainam na kumbinasyon ng mga katangian, ay itinuturing ding epektibo. Ang nais na epekto ay maaari ding makamit sa pamamagitan ng pagbabago ng istraktura ng mga kilalang bahagi, gamit ang mga bagong pamamaraan ng kanilang paggawa o pagproseso, pati na rin ang pagbabago ng kemikal na teknolohiya ng paghahanda ng gasolina.

Upang matiyak ang pangmatagalang operasyon ng mga solidong propellant na rocket na makina nang walang pagkasira ng mga paunang katangian, ang pag-unlad ng mga erosion-resistant na istruktura at mga materyales na lumalaban sa init, pati na rin ang mga pamamaraan para sa paggawa ng mga bahagi mula sa kanila, ay napakahalaga. Ito ay totoo lalo na para sa tulad ng isang stressed na bahagi ng solid propellant rocket engine bilang ang nozzle neck. Hanggang kamakailan lamang, ang mga lalamunan ng malalaking solidong propellant na rocket engine, na idinisenyo para sa pangmatagalang operasyon at paggamit ng mga high-efficiency fuels, ay gumamit ng mga singsing ng pyrolytic graphite kasama ng iba pang mga bahagi o graphite fabric na sugat mula sa tape. Ang unang istraktura ay may posibilidad na mag-delaminate sa panahon ng operasyon, habang ang pangalawa ay napapailalim sa makabuluhang pagguho.

Ang mga pagkukulang na ito ay libre mula sa mga bagong likhang nozzle, ang mga leeg nito ay ginawa sa pamamagitan ng paikot-ikot na materyal na carbon-carbon (narito ang parehong reinforcing fibers at isang carbon binder), gamit ang mga tela na may three-dimensional (three-dimensional) na oryentasyon ng mga hibla. Ang mga bahagi na nakuha sa paraang ito ay sabay na nakikita ang mga thermal at mekanikal na pagkarga (presyo ng gas). Ang pagiging maaasahan at mataas na paglaban sa pagguho ng bagong disenyo ay nakumpirma ng mga pagsubok ng mga eksperimentong solidong propellant na rocket engine. Ipinakita nila na ang nozzle ay maaaring matagumpay na makatiis ng mga produkto ng pagkasunog ng halo-halong gasolina na may 18% na nilalaman ng aluminyo sa loob ng 150 s: ang average na rate ng pagguho ng leeg ay hindi lalampas sa 0.04 - 0.05 mm / s. Nagbubukas ang sitwasyong ito sapat na pagkakataon para sa paggamit ng bago, mas mahusay na mga gatong sa solidong propellant na rocket engine at para mapataas ang oras ng pagpapatakbo ng solid propellant rocket engine.

Ang isang makabuluhang proporsyon (40-50%) ng masa ng solidong propellant rocket na istraktura ng makina ay nahuhulog sa katawan. Samakatuwid, maraming pansin ang binabayaran sa pagtaas ng lakas ng mga materyales sa istruktura. Ang mga katangian ng pinagkadalubhasaan na mga haluang metal ay maaaring mapahusay sa pamamagitan ng naaangkop na paggamot sa init. Ang paggamit ng mga bagong metal na haluang metal at mga teknolohikal na pamamaraan sa pagproseso ay, gayunpaman, ay nahahadlangan ng mga paghihigpit sa ekonomiya: dapat itong isaalang-alang na hindi lamang ang mga parameter ng enerhiya ng solid propellant rocket engine ay tumataas, kundi pati na rin ang gastos nito.

Ang karagdagang mga prospect para sa pagpapabuti ng solid propellant rocket engine ay nagbubukas kaugnay ng paggamit ng mga istrukturang materyales na gawa sa organoplastics sa solid propellant rocket engine. Ang mga plastik na ito na may reinforcing fillers sa anyo ng mga organic fibers ay may mas mataas na mekanikal na katangian sa isang mas mababang density kaysa sa fiberglass plastic. Ang tiyak na lakas ng nagamit nang organoplastics na may epoxy binder ay halos 75 km. Inaasahan na sa malapit na hinaharap ang figure na ito ay tataas sa 90 - 100 km sa pamamagitan ng pagpapabuti ng mga katangian ng reinforcing fibers at paggamit ng pinakamahusay na resin binders. Ang huling paraan ay maaari ring dagdagan ang paglaban ng mga plastik sa interlayer shear at, dahil dito, bawasan ang laki at bigat ng mga nag-uugnay na bahagi ng istraktura. Ang kawalan ng modernong organoplastics ay ang kanilang kamag-anak (kumpara sa fiberglass) mataas na gastos. Gayunpaman, habang ang mga materyales na ito ay nagiging mas malawak na ginagamit, ang kanilang mga gastos ay patuloy na bababa.

Sa mga nagdaang taon, ang makabuluhang pag-unlad ay nagawa sa larangan ng mga materyales sa thermal insulation: ang mga komposisyon ay nilikha at ginagamit na nailalarawan sa pamamagitan ng pagtaas ng paglaban sa pagguho sa isang pinababang (10-15%) density (halimbawa, mga plastik na puno ng microspheres. , maluwag na carbon).

Dapat ding tandaan na ang mahusay na mga hakbang ay ginawa sa paglikha ng mga epektibong sistema at mga kontrol para sa thrust vector ng solid propellant rocket engine, na kung saan ay nailalarawan sa pamamagitan ng mataas na pagiging maaasahan, bilis, mababang pagkonsumo ng enerhiya, mababang timbang at hindi humantong sa kapansin-pansin. pagkalugi sa tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine (sanhi ng pagkagambala sa daloy ng gas sa nozzle at pagpapalihis ng jet stream) . Ang isang halimbawa ng naturang mga elemento ng kontrol ay nababanat na mga bearings, na ginagamit, halimbawa, sa isang solidong propellant na rocket engine, na inilarawan sa pahina 34, o tinatawag na mga likidong bearings, ang kakaiba nito ay ang pagkakaroon ng isang organosilicon fluid na pumupuno sa isang saradong espasyo sa paligid ng leeg ng nozzle sa punto ng pag-indayog. Kapag ang nozzle ay pinalihis (gamit ang mga actuator), ang likidong ito ay dumadaloy mula sa isang lukab patungo sa isa pa, upang ang kabuuang volume na inookupahan nito ay nananatiling hindi nagbabago. Ang disenyong ito ay nagbibigay-daan sa iyo na ilihis ang nozzle sa bilis na 40 degrees/s, na naglalapat ng napakakaunting puwersa.

Marami sa mga pinakabagong pag-unlad sa solid rocket motors ay ipinapatupad sa solid rocket motor na mga disenyo na binuo para sa IUS space tug. Ang device na ito, na ang buong pangalan ay isinalin mula sa English ay nangangahulugang "Inertial Upper Stage," ay ilulunsad sa mababang orbit ng Earth gamit ang Space Shuttle o isang Titan-3 launch vehicle. Ang disenyo ng IUS ay batay sa paggamit ng dalawang pangunahing solidong propellant na rocket na mga module ng motor: malaki at maliit, ang mga parameter ay ipinakita sa talahanayan na ibinigay sa pahina 57.

Sinusuri ang mga parameter ng mga makina ng IUS na ibinigay sa talahanayan, dapat itong lalo na mapansin na ang nominal na oras ng pagpapatakbo ng mas malaki sa kanila (152 s) ay isang talaan para sa mga modernong solidong propellant na rocket na motor. Ang kamag-anak na masa ng gasolina para sa makinang ito ay nasa antas din ng rekord - 94.6%; kaya, ang istraktura ay bumubuo ng halos 5% ng masa ng nilagyan ng solidong propellant rocket engine.

Mga parameter ng solid propellant rocket motor ng IUS space tug

Parameter Malaking solid propellant rocket Maliit na solid propellant engine Taas, m ​​2.97 1.90 Hull diameter, m 2.31 1.61 Kabuuang masa, kg 10 250 2910 Relative fuel mass, % ng kabuuang 94.6 93.3 Total thrust impulse, kN s thrust 277 maximum kN 266 106 Oras ng pagpapatakbo, s 152 106 Partikular na salpok, m/s 2863 2841

Ang nasabing pagganap ng rekord ay maaaring mapabuti sa pamamagitan ng paggamit ng mga istrukturang plastik batay sa mga resin na may mataas na temperatura sa mga solidong propellant rocket motor housing, na may kakayahang gumana sa temperatura na 650–700 K. Ito ay magbabawas sa masa ng thermal insulation. Sa hinaharap, maaari din nating asahan ang paggamit ng mga heat-insulating material batay sa mabagal na nasusunog na solid fuel. Upang mabawasan ang bigat ng solidong propellant na rocket na disenyo ng makina, ang posibilidad ng paikot-ikot na mga plastic casing nang direkta sa mga singil sa gasolina nang hindi gumagamit ng mga teknolohikal na mandrel ay sinisiyasat. Kung ang gawaing ito ay matagumpay, hindi lamang ang pagkonekta ng mga fastener ay magiging hindi kailangan, ngunit ang proseso ng pagmamanupaktura ng solid propellant rocket engine ay pasimplehin din.

Bilang karagdagan sa mga thrust vector control system na ginagamit sa space solid propellant engine, isang gas-dynamic na sistema (ang prinsipyo ng pagpapatakbo na kung saan ay nakabalangkas sa pahina 36), pinahusay sa pamamagitan ng paggamit ng mga produktong combustion na inalis mula sa silid ng solid propellant rocket engine mismo, bilang control gas, maaari ding gamitin. Ang pangunahing kahirapan dito ay upang lumikha ng mga balbula na maaaring gumana sa isang mataas na temperatura na kapaligiran ng gas.

Ang isang makabuluhang teknikal na tagumpay ay ang pagbuo ng mga variable na hugis ng nozzle sa mga nakaraang taon. Ang kanilang labasan (lumalawak) na bahagi ay binubuo ng ilang mga segment, kapag gumagalaw kung saan ang nozzle ay lumalawak tulad ng isang teleskopiko na tubo o bumubukas tulad ng isang payong. Kabilang sa mga kagyat na lugar ng aplikasyon ng naturang mga istraktura ay ang mga itaas na yugto ng paglulunsad ng mga sasakyan at spacecraft. Bago i-on ang solid propellant rocket engine, ang kanilang mga nozzle ay nasa isang nakatiklop na posisyon, na makabuluhang bawasan ang laki at bigat ng mga kompartamento ng paglipat ng misayl. Bilang resulta, ang payload mass ay maaaring tumaas sa parehong lawak tulad ng kapag ang tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine ay tumaas ng 100–250 m/s. Ang mga variable na geometry nozzle ay kapaki-pakinabang din na gamitin sa mga makina ng mga unang yugto ng sasakyang paglulunsad: ang kanilang unti-unting pagbukas habang ang mga rocket ay umaakyat ay titiyakin ang pagpapalawak ng jet gas jet sa isang presyon na malapit sa kapaligiran, at ito ay isang kondisyon para sa pagkuha maximum na tiyak na salpok.

Kahit na ang solid propellant rocket motor ay simple sa disenyo nito, ang maaasahang operasyon nito ay posible lamang sa mahigpit na pagsunod sa mahusay na mga teknolohikal na proseso na ginagamit sa paggawa ng makina. Kasabay ng pagpapabuti ng mga prosesong ito, isinasagawa ang paghahanap para sa mga paraan at pamamaraan na ginagarantiyahan ang maaasahang kontrol sa kalidad ng mga ginawang solidong propellant na rocket na motor. Ang pinakabagong inobasyon sa larangang ito ay isang electronic scanning device, na binubuo ng high-energy radiation source, isang receiving screen at isang sensitibong television camera. Gamit ang gayong aparato, ang solidong propellant na rocket na kontrol sa kalidad ng motor ay nakakamit sa buong ibabaw ng katawan na may pagtatala ng mga resulta sa video tape.

Mga bagong lugar ng aplikasyon ng solid propellant rocket motors. Hanggang ngayon, ang mga solidong propellant na makina ay hindi gaanong ginagamit sa sasakyang pangkalawakan na lumilipad sa ibang mga planeta. Ang isa sa mga dahilan kung bakit halos hindi ginagamit ang solid propellant rocket engine kapag naglulunsad ng spacecraft mula sa interplanetary trajectories patungo sa malapit-planetary orbits ay ang labis na acceleration na ibibigay sa disenyo at kagamitan ng partikular na spacecraft kapag nagpapatakbo ng solid propellant rocket engine. Samakatuwid ito ay kinakailangan para sa engine na bumuo ng isang maliit na halaga ng thrust sa loob ng medyo mahabang panahon. Malaking pag-unlad ang nagawa sa direksyong ito sa mga nakaraang taon, at nagiging posible na lumikha ng epektibong solidong propellant na rocket engine na tumatakbo sa loob ng 250 s. Ang kinakailangang mababang antas ng thrust ay sinisiguro, lalo na, sa pamamagitan ng pagkamit (sa pamamagitan ng pagpili ng isang tiyak na komposisyon at pagbuo ng teknolohiya ng pagmamanupaktura ng singil) ng napakababang rate ng pagsunog ng gasolina (mga 3 mm/s), pagpapanatili ng mababang operating pressure sa kamara (0.7 MPa o mas kaunti), pati na rin ang pagsunog ng singil sa dulo ng ibabaw.

Ang mga ito at iba pang mga pagsulong sa larangan ng solid propellant rocket engine, na tinalakay sa itaas, ay nagbubukas ng mga pagkakataon para sa mas malawak na paggamit ng solid rocket engine sa parehong malapit at malalim na espasyo. Ipinakikita ng mga pag-aaral sa disenyo, halimbawa, na ang isang solidong propellant na rocket engine ay maaaring isang angkop na makina para sa paglulunsad ng sasakyan na may sample ng lupa mula sa ibabaw ng Martian.

Ang mga prospect para sa paggamit ng solid propellant rocket engine sa mga astronautics ay higit na nakadepende sa kung ito ay magiging posible na bumuo ng mga katanggap-tanggap na pamamaraan at paraan para sa paulit-ulit na pag-off at pag-on ng solid propellant rocket engine sa paglipad at pag-regulate ng dami ng thrust. Ang bilis ng solid propellant rocket motors, na sinamahan ng iba pang positibong katangian, ay nakakaakit ng espesyal na atensyon sa mga makinang ito mula sa mga developer ng jet control system para sa landas ng paglipad at spatial na posisyon ng spacecraft. Gayunpaman, ang mga makina ng mga sistemang ito ay dapat na naka-on nang maraming beses - hanggang sa maraming daan-daang libong beses, halimbawa, para sa mga satellite ng komunikasyon ng Earth, na idinisenyo para sa ilang taon ng operasyon.

Sa panimula sa simpleng paraan Upang matiyak ang maramihang pagpapatakbo ng isang solidong propellant rocket na motor, iminungkahi na gumamit ng isang multi-sectional (tinatawag na wafer) na singil, kung saan ang mga katabing seksyon ay pinaghihiwalay ng mga thermal insulating gasket, at ang bawat seksyon ay may sariling sistema ng pag-aapoy. Gayunpaman, dahil sa pagtaas ng pagiging kumplikado, timbang at gastos ng disenyo ng solidong propellant na rocket engine na may pagtaas sa bilang ng mga seksyon, ang kanilang bilang sa pagsasanay, sa pinakamahusay, ay maaaring umabot ng ilang dosena (tulad ng mga eksperimentong solidong propellant na rocket engine ay nilikha at nasubok sa mga test bench).

Ang mga pagtatangka na pagtagumpayan ang umiiral na mga limitasyon sa bilang ng mga inklusyon para sa solidong propellant na rocket engine ay humantong sa paglikha ng ganap na hindi pangkaraniwang mga eksperimentong disenyo. Ang isa sa kanila ay kahawig ng isang pistola ng mga bata, pagbaril na may mga takip na inilapat sa tape. Ang "pistons" ay mga miniature solid propellant rocket engine na may thrust ng ilang Newtons, na nasusunog sa loob ng humigit-kumulang 0.1 s. Sa pamamagitan ng naaangkop na pagpapakain ng mga naturang "piston," ang kinakailangang buong thrust impulse ay nakakamit sa sandaling ito. Ang inilarawang aparato ay hindi maaaring makipagkumpitensya, gayunpaman, sa mga modernong low-thrust liquid rocket engine, na matagumpay na ginagamit sa mga lugar kung saan ang solid propellant na rocket engine ay halos ginagamit na o hindi pa.

Tulad ng para sa pag-regulate ng thrust value ng isang solidong propellant rocket engine, ang kasalukuyang pinaka-binuo na pamamaraan ay binubuo ng pagbabago ng lugar ng nozzle neck sa pamamagitan ng mekanikal na paglipat ng isang profiled na karayom ​​("central body") na naka-install sa kahabaan ng axis ng nozzle. Dahil ang isang pagbabago sa lugar ng daloy ng nozzle ay humahantong sa isang kabaligtaran na pagbabago sa presyon sa silid, ang pag-asa ng thrust sa paggalaw ng karayom ​​ay napaka kumplikado. Gamit ang naaangkop na komposisyon ng gasolina, ang buong pagbubukas ng leeg ng nozzle ay maaaring matiyak na mapapatay ang singil. Ang muling pag-aapoy ng solid propellant rocket engine ay maaaring gawin gamit ang isang multi-charge igniter. Sa space solid propellant rocket engine, ang inilarawan na thrust control system, gayunpaman, ay hindi ginagamit, dahil ito ay humahantong sa isang makabuluhang komplikasyon at bigat ng istraktura (pati na rin ang iba pang hindi kanais-nais na mga kahihinatnan).

Ang thrust ng isang solid propellant rocket engine ay maaaring iakma sa loob ng ilang partikular na limitasyon sa pamamagitan ng pagpasok ng gas o likido sa silid. Ang mga disadvantages ng pamamaraang ito ay nauugnay sa pagkakaroon ng isang auxiliary working substance sa propulsion system.

Solid propellant rocket engine at ang problema sa pangangalaga sa kapaligiran. Ang mga prospect para sa pag-unlad at paggamit ng mga solid fuel engine ay direktang nauugnay sa problema ng proteksyon sa kapaligiran, na kasalukuyang tumatanggap ng pagtaas ng pansin. Ang mga mahusay na gasolina na ginagamit sa modernong solidong propellant na rocket engine ay malayo sa perpekto sa bagay na ito. Kaya, halimbawa, sa bawat paglulunsad ng Space Shuttle, ~ 1000 tonelada ng solid fuel combustion products na naglalaman ng higit sa 100 tonelada ng gaseous hydrogen chloride ay dapat ilabas sa atmospera. Ang isang makabuluhang bahagi ng mga produktong ito ay puro sa isang ulap na gumagalaw nang pahalang sa ilalim ng impluwensya ng hangin sa isang altitude sa ibaba 1-1.5 km, at ang mas mababang bahagi ng ulap na ito ay matatagpuan malapit sa lupa. Ang mga alalahanin ay ipinahayag na kung sakaling tumaas ang atmospheric humidity, ang nakakalason, acid-containing precipitation ay maaaring mahulog mula sa ulap sa mga distansyang hanggang 100 km mula sa launch complex. Noong nakaraan, ang mga kaso ng pinsala sa mga halaman sa pamamagitan ng pag-ulan na nagreresulta mula sa pagpapatakbo ng malalaking solidong propellant na rocket engine ay naobserbahan na sa mga distansyang ilang kilometro. Kaugnay nito, ang pagsasaalang-alang sa mga kondisyon ng meteorolohiko sa lugar ng paglulunsad ay partikular na kahalagahan. Ang mga alalahanin ay ipinahayag din na ang mga produkto ng pagkasunog ng mga solidong propellant na rocket engine sa panahon ng madalas na paglulunsad ng Space Shuttle ay maaaring humantong sa pagkasira ng ozone layer ng itaas na kapaligiran. (Ang mekanismo ng pagkasira na ito, na likas na catalytic, ay muling nauugnay sa hydrogen chloride, kung saan nabuo ang libreng chlorine dahil sa photolysis, na nakakaapekto sa ozone.) Ang mga detalyadong pag-aaral ng problema ay hindi nakumpirma ang takot na ito. Gayunpaman, ang iba pang mga gasolina ay isinasaalang-alang, na, kung kinakailangan, ay maaaring gamitin sa halip na ang mga tinatanggap.

Tulad ng para sa pagsunog ng hindi kinakailangang solid fuel residues, sa ilang mga lugar ng Estados Unidos ay ipinagbawal na ito ng mga lokal na awtoridad. Sa paghahanap ng paraan sa paglabas sa sitwasyong ito, nagsagawa ng paghihikayat na mga pagtatangka na hatiin ang pinaghalong gasolina sa mga indibidwal na bahagi (oxidizer, fuel-binder, aluminum). Iminumungkahi din na gamitin ang natitirang aluminyo at isang fuel-binder o durog na gasolina para sa paggawa ng mga pampasabog.

Ang panganib sa kapaligiran ay hindi lamang ang mga produkto ng pagkasunog ng solid propellant rocket engine, kundi pati na rin ang mga sangkap na kasangkot sa teknolohikal na proseso paggawa ng solid fuels: asbestos at iba pang fibers, organic hardeners at solvents, atbp. Sa susunod na 10–20 taon, ang mga kinakailangan para sa mga substance at prosesong ito patungkol sa kanilang kaligtasan ay inaasahang tataas, na maaaring humantong sa pagtaas ng halaga ng mga solidong propellant na rocket engine. Gayunpaman, ang sitwasyong ito ay kasalukuyang hindi isinasaalang-alang bilang isang kadahilanan na maaaring magkaroon ng negatibong epekto sa pagbuo at paggamit ng mga solidong propellant na rocket engine.

Kaya, masasabi natin nang may makatwirang kumpiyansa na sa nakikinita na hinaharap, ang space solid propellant rocket engine ay hindi mawawala ang kanilang papel at ang makatwirang kumbinasyon ng solid propellant rocket engine na may likidong propellant na makina sa mga rocket at space system ay patuloy na magiging isang mahalagang kinakailangan. para sa pag-unlad ng astronautics. Sa konklusyon, sabihin natin ang ilang mga salita tungkol sa mga agarang prospect para sa paggamit ng space solid propellant rocket engine. Pangunahing nauugnay ang mga ito sa mga sistema ng transportasyon sa kalawakan na binuo sa Estados Unidos. Kasama sa mga system na ito ang mga muling magagamit na shuttle kasabay ng mga space tug at hindi gaanong malakas na rocket modules (gamitin sa mga kaso kung saan ang paggamit ng mga tugs ay hindi magiging epektibo sa gastos).

Sa tinukoy mga sistema ng transportasyon itinalaga ang mga nagmamartsa na solidong propellant rocket engine malaking papel. Ang makapangyarihang mga solidong propellant na makina na magagamit muli ay bumubuo sa batayan ng unang yugto ng mga shuttle, at ang mga tugs at katulad na mga rocket unit ay idinisenyo nang eksklusibo para sa pag-install ng mga sustainer solid propellant rocket engine. Ito ay pinaniniwalaan na sa panahon ng 80s ang mga device na ito ang magiging pangunahing paraan para sa paglulunsad ng mga payload sa kalawakan mula sa teritoryo ng US.

Habang plano ng Estados Unidos na iretiro ang mga advanced na single-use launch na sasakyan, ang ibang mga bansa ay patuloy na gagamit at bubuo ng mga naturang missiles. At nangangahulugan ito, sa partikular, na ang mga solidong propellant na rocket na motor ay patuloy na gagamitin bilang bahagi ng iba't ibang bersyon ng Delta launch vehicle, na ginawa sa Japan sa ilalim ng mga lisensyang Amerikano. Bilang karagdagan, ang Japanese space program ay nagbibigay para sa karagdagang pagpapahusay ng all-solid propellant launch vehicles na nilikha sa bansang ito. Ang pag-unlad at paggamit ng naturang mga sasakyan sa paglulunsad ay bahagi rin ng pambansang programa ng India. Dagdag pa, sa loob ng balangkas ng European space program, ang mga pinahusay na bersyon ng Ariane launch vehicle ay binuo, na idinisenyo upang mag-install ng solidong propellant boosters. Ang kanilang paggamit ay magsisimula sa ilang sandali pagkatapos ng unang operational flight ng Ariane. Sa kasalukuyan, walang mga paghihigpit na nakikita para sa higit pang malawakang paggamit ng solid propellant rocket engine bilang mga onboard engine ng mga satellite. Sa wakas, ang solid rocket propulsion ay patuloy na gaganap ng papel sa mga operasyon ng suporta sa spaceflight para sa nakikinita na hinaharap.

Mga Tala

1

Tungkol sa mga likidong rocket engine, tingnan ang: V. N. Bychkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa. Space liquid-propellant rocket engine (Serye "Cosmonautics, Astronomy", 9). - M.: Kaalaman, 1976.

2

Kaya, ang mga solidong propellant na rocket engine ay hindi kasama ang tinatawag na sublimation engine, kung saan ang isang solidong gumaganang substance (halimbawa, ammonium bicarbonate, lithium hydride) ay binago sa isang gas sa panahon ng sublimation, at ang pag-agos ng gas na ito sa nakapalibot na espasyo. ang kapaligiran ay humahantong sa pagbuo ng thrust. Ito ay lubos na halata na sa isang sublimation engine ang kemikal na enerhiya ng gumaganang sangkap ay hindi ginagamit upang makagawa ng thrust.

3

Tungkol sa "mga shuttle" tingnan ang: V. I. Levanovsky. Mga sistema ng espasyo ng transportasyon. - M.; Kaalaman, 1976.

4

Minsan ang pangalang "Delta" ay ginagamit lamang para sa pangalawang yugto ng paglulunsad ng sasakyan, at sa kasong ito ang buong rocket ay tinatawag na "Thor-Delta", dahil ang unang yugto nito ay isang binagong "Thor" medium-range ballistic missile.

5

Ginamit din ang makinang ito noong 1965–1970. sa ikatlong yugto ng Delta launch vehicle, at dati ang iba pang solidong propellant na rocket engine ng ika-apat na yugto ng Scout rocket ay ginamit doon. Ang Delta mounted solid propellant rockets ay mga variant ng mga makina na ginamit sa ikalawang yugto ng Scout launch vehicle.

MGA URI NG HINDI MATATAG NA PROSESO NG PAGTATRABAHO SA CS solid propellant rocket motors.

1. Ang isang proseso na may mga self-oscillations ng mga operating parameter, ang mga katangian na lumampas sa itinatag na mga limitasyon, ay tinatawag na hindi matatag. Ang kawalang-tatag ng solid propellant rocket motors ay makabuluhang binabawasan ang pagiging maaasahan ng mga makina, pinalala ang kanilang mga intra-ballistic na katangian, pinatataas ang oras ng pag-unlad, pinatataas ang gastos ng sasakyang panghimpapawid, at maaaring makapinsala sa mga kagamitan sa on-board, sirain ang makina at sasakyang panghimpapawid.

Ang mga posibleng resulta ng paglitaw ng isang hindi matatag na proseso ng pagpapatakbo sa silid ng pagkasunog ng isang solidong propellant na rocket engine ay inilalarawan sa Fig. 1: pagkabigo ng sistema ng kontrol ng rocket dahil sa mataas na amplitude ng mga mekanikal na vibrations na ipinadala mula sa isang hindi matatag na makina (mga nangungunang larawan); off-design trajectory na nagreresulta mula sa labis na ballistic disturbances ng mga parameter ng engine (average na mga guhit na mekanikal na pagkasira ng makina dahil sa patuloy na pagtaas ng presyon sa combustion chamber (mas mababang mga larawan);

Fig.1. Ilang resulta ng solid propellant rocket engine instability:

1 - pagbabagu-bago ng presyon; 2 - aktwal na halaga; 3 - halaga ng disenyo

Ang hindi matatag na mga proseso ng pagpapatakbo sa silid ng pagkasunog ng isang solidong propellant na rocket engine ay nagpapakita ng kanilang mga sarili pangunahin sa anyo ng mababa at mataas na dalas na hindi makontrol na mga oscillations ng presyon sa mga longitudinal, transverse, transverse at tangential na direksyon na may dalas mula sa ilang hertz hanggang ilang sampu-sampung kilohertz . Ang mga halimbawa ng mga oscillatory mode ng solid propellant rocket motors ay ipinapakita sa Fig. 2 at 3 sa anyo ng mga graph na binuo mula sa mga resulta ng mga eksperimento sa mga coordinate (dimensionless pressure deviation) - (dimensionless engine operating time).

Fig.2. Mga tipikal na anyo ng pagbabagu-bago ng presyon ng mababang dalas sa silid ng pagkasunog ng isang solidong propellant na rocket engine:

a - husay na larawan ng pag-unlad ng mga oscillations; b - pag-unlad ng mga oscillations na sanhi ng isang peak ng presyon sa panahon ng pag-aapoy ng singil; c - kawalang-tatag ng mababang dalas dahil sa isang peak ng presyon sa panahon ng pagsisimula, na humahantong sa pag-aalis ng singil sa kasunod na pag-aapoy nito; d - oscillogram ng mga pagsubok ng isang solidong propellant na motor, madaling kapitan ng hindi matatag na mga oscillations na may napakababang dalas; d - pagbabagu-bago ng presyon sa mababang dalas sa panahon ng pagsisimula

kanin. 3. Ebolusyon ng mga high-frequency oscillations sa mga coordinate:

- walang sukat na oras τ.

Tulad ng makikita, ang mga mode na ito ay ibang-iba mula sa mga kondisyon ng matatag na operasyon ng makina, kapag ang lahat ng mga parameter ng pagpapatakbo ay nagbabago nang medyo mabagal at maayos sa panahon ng pagkasunog ng singil at bilang resulta lamang ng mga pagbabago sa panloob na geometry nito.

Ang iba't ibang hindi matatag na mga mode ng pagpapatakbo ng mga solidong propellant na rocket na motor ay natanto sa pagkakaroon ng mga kaguluhan na bumubuo ng mga pressure wave. Bilang isang resulta, ang mga paglihis sa mga katangian ng daloy ng mga produkto ng pagkasunog ay lumitaw, na nakikipag-ugnayan sa isang hindi matatag na paraan sa mga parameter ng ibabaw ng pagkasunog. Ang daloy ng balanse ng mga proseso ay nagambala, dahil sa ilalim ng impluwensya ng mga alon ng presyon ay nangyayari ang mga lokal na pagbabago sa mga rate ng paglabas ng init at pagbuo ng gas. Ang dalas at hugis ng mga alon na sinusunod sa kasong ito ay nakasalalay sa mekanismo ng pakikipag-ugnayan at sa panloob na geometry ng silid ng makina. Ang daloy ng mga produkto ng pagkasunog ay limitado pangunahin sa pamamagitan ng ibabaw ng pagkasunog, pati na rin ng kurbadong ilalim na pader na may patong na proteksiyon sa init, sa isang banda, at ang kritikal na seksyon ng nozzle, sa kabilang banda.

Sa kaso kapag ang pagbabagu-bago ng init at paglabas ng gas ay nasa naaangkop na yugto at may sapat na amplitude upang malampasan ang mga pagkawala ng enerhiya, ang intensity ng mga alon ay tumataas. Ang prosesong ito ng amplification ay nagpapatuloy hanggang sa lumitaw ang mga kondisyon para sa isang bagong balanse ng enerhiya.

Ang mga kundisyong ito ay itinatag depende sa mga partikular na pisikal na parameter sa isang napakalawak na hanay ng mga intensity ng alon. Kadalasan, nangingibabaw ang ilang partikular na fashion. Ang lahat ng ito ay lubos na kumplikado ang matematikal na paglalarawan ng mga proseso ng oscillatory na nagaganap sa silid ng pagkasunog.

Bilang isang patakaran, sa ilalim ng mga kondisyon ng pagbabagu-bago ng presyon sa silid, ang rate ng pagkasunog ng mga solidong gasolina ay tumataas. Ito ay humahantong sa pagtaas ng presyon at thrust kumpara sa mode ng disenyo at pagbaba sa oras ng pagkasunog ng singil. Ang thrust force, bilang karagdagan, ay tumatanggap ng isang oscillatory component, na ipinadala sa rocket body, na siyang dahilan ng pagkabigo ng kagamitan, kabilang ang control system, atbp. Sa isang makabuluhang pagtaas sa presyon, ang makina (o singil ) ay maaaring sirain. Kung ang makina ay matatag, kung gayon ang mga nagresultang oscillations ay maaaring magkaroon ng isang katanggap-tanggap na amplitude, o mamatay lamang dahil sa pamamayani ng pagwawaldas ng enerhiya sa enerhiya ng mga nakakagambalang pwersa.

2. Sa kasalukuyan, ang pinakakaraniwan ay ang paghihiwalay ng mga panaka-nakang oscillations sa solid propellant rocket motor chambers ayon sa kanilang dalas. I-highlight mababang dalas At mataas na dalas vibrations sa combustion chamber.

Ang kawalan ng katatagan ng mababang dalas ay tinutukoy ng mga self-oscillations sa silid ng pagkasunog na may dalas na mas mababa sa pinakamababang natural na dalas ng tunog. Ang saklaw ng naturang mababang frequency ay limitado sa mga oscillation na may dalas na hindi hihigit sa 100 Hz. Sa mga low-frequency oscillations, ang presyon sa combustion chamber ay nagbabago nang pantay sa lahat ng mga punto ng volume nito, ibig sabihin, ang volume na ito ay lumilitaw bilang isang buo. Dahil ang katangian na pangunahing tumutukoy sa rehiyon ng kawalang-tatag ng ganitong uri ay ang pinababang haba ng silid, katumbas ng

nasaan ang dami ng combustion chamber; - ang lugar ng kritikal (minimum) na seksyon ng nozzle, kung gayon ang ganitong uri ng kawalang-tatag ay madalas na tinatawag na - kawalang-tatag (lalo na sa dayuhang panitikan). -Ang katatagan ay madalas na nangyayari sa maliliit na solidong propellant na rocket engine (sa maliit } at sa medyo mababang presyon.

Ang kawalang-tatag ng high-frequency ay natutukoy sa pamamagitan ng self-oscillations sa combustion chamber na may frequency na malapit sa isa sa mga natural na acoustic frequency ng combustion chamber.

Sa panahon ng kawalang-tatag ng mataas na dalas, ang mga acoustic wave ay nagpapalaganap sa silid ng pagkasunog, na lumalakas kapag naaninag mula sa nasusunog na ibabaw dahil sa pag-agos ng acoustic energy mula sa nasusunog na ibabaw (Fig. 4). Karaniwan, ang mga pagbabago sa presyon sa panahon ng kawalang-tatag ng acoustic ay unti-unting tumataas mula sa napakaliit na mga halaga ng amplitude hanggang sa malaki (tingnan ang Fig. 3). Ang ganitong mga oscillations ay tinatawag divergent.

Fig.4. Scheme ng pakikipag-ugnayan sa pagitan ng combustion zone at acoustic waves

Nabubulok Ang mga acoustic vibrations ay may unti-unting pagbaba ng amplitude. Para sa pana-panahon(o regular) oscillations ay nailalarawan sa pamamagitan ng pare-pareho ang amplitude at dalas.

Ang mga panaka-nakang acoustic vibrations sa combustion chamber ay maaaring pahaba At nakahalang.

pahaba- ito ay mga high-frequency na vibrations sa kahabaan ng axis ng camera (tingnan ang Fig. 5 A).

Nakahalang Ang mga vibrations sa combustion chamber ay mga high-frequency vibrations sa isang plane na patayo sa axis ng chamber. Depende sa direksyon ng oscillatory movement, ang mga vibrations na ito ay nahahati sa tangential, radial At pinaghalo transverse vibrations (tingnan ang Fig. 5b, c).

Fig.5. Tatlong klase ng acoustic waves:

a - longitudinal vibrations na may pinakamababang frequency (kung saan ang a ay ang average na bilis ng tunog sa volume); b - tangential transverse ( ); c - radial transverse ( ).

Sa pinakasimpleng anyo nito, ang isang oscillatory system ay maaaring ilarawan sa pamamagitan ng sumusunod na wave equation:

(2)

kung saan ang isang maliit na kaguluhan sa presyon; A- bilis ng tunog; τ - oras.

Ang pangkalahatang solusyon ng equation na ito sa cylindrical coordinates para sa ganap na matibay na mga dingding ng combustion chamber ay may anyo

saan k, m, n- mga integer; ako m- Bessel function ng unang uri ng order T; -k ika ugat ng equation; at mga arbitrary constants; at mga arbitrary na anggulo ng phase; - pabilog na dalas; D- diameter ng silid; φ At r- cylindrical na mga coordinate.

Sa kasong ito, ang formula para sa pagtukoy ng mga natural na frequency ng acoustic vibrations ng mga produkto ng pagkasunog sa silid sa pangkalahatang kaso ay may sumusunod na anyo:

(4)

Mga miyembro na may m = 0;n ≠ 0 ; k = 0 tumutugma sa mga longitudinal mode na may dalas

Mga miyembro na may m = 0;n = 0 ; k≠ 0 tumutugma sa mga radial mode na may dalas ng unang radial mode ng vibration ( k =1):

Mga miyembro na may k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - tangential mode na may dalas ng unang tangential mode ng vibration ( m =1):

Tandaan na ang longitudinal-transverse vibrations ay maaari ding obserbahan sa combustion chamber.

Sa mga makina na may malaking ratio ng haba-sa-diameter (L/D> >10), ang self-sustaining longitudinal oscillations ay maaaring mangyari sa combustion chamber sa pagkakaroon ng kaguluhan na lumampas sa isang partikular na kritikal na halaga (high-frequency transverse oscillations ay kusang lumitaw , simula sa napakaliit na mga amplitude sa pagkakaroon ng malambot na paggulo ng mga self-oscillations ). Tandaan na ang mga longitudinal acoustic mode ay sumasakop sa frequency range na 100...1000 Hz.

Ang mga acoustic vibrations na may nabuong amplitude ay nangangailangan ng pananaliksik gamit ang mga nonlinear equation. Kaya pala sila tinawag nonlinear, hindi katulad linear mga vibrations ng maliit na amplitude, na sinusuri gamit ang mga linear differential equation.

Ang paglilimita sa kaso ng kawalang-tatag ng proseso ng pagtatrabaho sa isang solidong propellant rocket engine ay isang matalim na pagtaas sa mga halaga ng lahat ng mga parameter ng mga produkto ng pagkasunog dahil sa paglitaw ng isang malakas na shock wave, kung saan ang pagkasunog ay nagiging pagsabog.

Ang lahat ng mga uri ng kawalang-tatag na ito ay nabibilang sa dynamic na kawalang-tatag, dahil ang mga ito ay natutukoy sa pamamagitan ng hindi nakatigil na mga proseso ng pagkasunog, sa kaibahan sa static na kawalang-tatag, kapag ang pagkasira ng matatag na pagkasunog na sinusundan ng isang walang limitasyong pagtaas ng presyon sa silid ng pagkasunog ay nangyayari dahil sa matalim na sensitivity ng nakatigil na rate ng pagkasunog sa mga pagbabago sa presyon. Ang kawalang-tatag ng ganitong uri ay nangyayari kapag v>l. Samakatuwid, sa pagsasagawa, nagpapagatong sa v

3. Pangkalahatang impormasyon tungkol sa mga mekanismo ng oscillations sa solid propellant rocket motors. Sa totoong mga kondisyon, ang hindi matatag na solid propellant rocket na mga mode ng motor ay nagdudulot ng mga kumplikadong halo-halong oscillations ng iba't ibang patuloy na pagbabago ng mga frequency. Halimbawa, sa makina ng ikalawang yugto ng rocket ng Poseidon, ang mga oscillation na may mga harmonika ng siyam na magkakaibang mga frequency ay naobserbahan sa unang 10 s. Sa unang dalawang segundo, ang mga oscillations na may dalas na 300 Hz ay ​​lumitaw sa solid propellant rocket motor ng Minuteman II rocket, na naging mga oscillations na may dalas na ~500 Hz, na tumatagal ng 10...15 s. Sa solidong propellant rocket motor ng Minuteman III rocket, kaagad pagkatapos ng paglulunsad (pagkatapos ng 0.1...0.2 s), ang mga oscillations na may mga frequency na ~850 Hz ay ​​lumitaw sa loob ng 4 s, at pagkatapos ay may ω = 330 Hz (pangmatagalang ~ 12 s) . Ang lahat ng mga pagbabagong ito ay may makabuluhang intensity at, kung hindi sila humantong sa isang aksidente, lumikha sila ng mga tunay na paunang kondisyon para sa pinsala sa on-board na elektronikong kagamitan. Ang mga kilalang modelo ng matematika ng isang hindi matatag na proseso ng pagtatrabaho sa isang solidong propellant rocket engine chamber ay hindi pa ganap na naglalarawan ng mga tunay na proseso. Kaya, sa partikular, ang ibinigay na wave equation (2) ay isinulat para sa isang perpektong cylindrical na lukab na puno ng isang homogenous na halo ng gas na may mababang bilis ng paggalaw at isang maliit na amplitude ng mga oscillations ng gas. Ang equation na ito ay hindi isinasaalang-alang ang pagkakaiba-iba ng dami ng cavity dahil sa burnout ng singil, ang pagkakaiba-iba ng komposisyon ng mga produkto ng pagkasunog ayon sa dami, ang posibilidad ng mga panginginig ng boses ng mga dingding ng silid at singil, ang hindi pantay ng mga proseso sa combustion zone ng solid. rocket fuels, atbp. Dahil dito, hindi nito maipaliwanag ang mga dahilan para sa paglitaw at pagpapanatili ng mga vibrations sa kamara.

Ang solid propellant rocket motor ay isang self-oscillating system, na kinabibilangan ng isang bahagi ng chamber na puno ng mga produkto ng pagkasunog, isang mapagkukunan ng enerhiya at isang mekanismo* (o isang bilang ng mga mekanismo) na nagbibigay ng enerhiya sa oscillatory system. Ang pinakamahalagang isyu na nangangailangan ng paglilinaw kapag pinag-aaralan ang kawalang-tatag ng solid propellant rocket motors ay ang pagtukoy sa mekanismo ng paggulo (o pagsugpo) ng mga oscillations, pagtukoy ng mga hangganan** o threshold para sa paglitaw ng mga oscillations, ang kanilang amplitude at frequency.

Sa mga unang pag-aaral, pinaniniwalaan na ang mekanismo ng low-frequency instability ay natutukoy ng lag ng mga pagbabago sa burning rate (dahil sa gradient ng temperatura sa ibabaw) na may kinalaman sa mga perturbation sa pressure at daloy ng mga gas mula sa chamber. .

Sa kasalukuyan ay pinaniniwalaan na ang mekanismo ng paggulo ng mga di-acoustic na low-frequency oscillations ay maaaring ipaliwanag mula sa isang acoustic point of view. Samakatuwid, ang mga dahilan para sa kawalang-tatag ng solid propellant rocket engine sa pangkalahatang kaso ay dapat na hinahangad sa pakikipag-ugnayan ng lukab ng combustion chamber at ang ibabaw ng nasusunog na gasolina (tingnan ang Fig. 4).

Ang rate ng pagkasunog ay tumataas sa pagtaas ng presyon, samakatuwid, na may maliit na pagbabagu-bago ng presyon malapit sa ibabaw ng pagkasunog, ang isang lokal na pagtaas sa rate ng pagkasunog ay nangyayari (dahil sa pagtaas ng daloy ng init sa combustion zone), na nag-aambag sa isang bagong pagtaas sa presyon; ang huli ay muling nagpapataas ng rate ng pagkasunog, atbp. Bilang resulta nito, ang amplitude ng mga oscillations ay tumataas, na humahantong sa kawalang-tatag. Bilang karagdagan sa kadahilanang ito, ang sanhi ng mga oscillatory mode ay ang pagkakaroon ng isang pulsating heat flow na papunta sa ibabaw ng charge. Ang ganitong mga pulsation ng daloy ng init ay tumutukoy sa pagkakaroon ng damped temperature wave sa loob ng solid fuel, bilang isang resulta kung saan sa mga crests ng wave na ito ang rate ng fuel decomposition (ayon sa exponential Arrhenius law) ay lalampas sa normal na combustion rate sa mas mataas. lawak kaysa bumagal sa mga depresyon. Ang pangkalahatang epekto ng naturang pulsating heat flow ay humahantong sa pagtaas ng rate ng decomposition. Samakatuwid, kung ang gasolina ay nailalarawan sa pamamagitan ng isang exothermic na reaksyon na nagpapataas ng temperatura ng alon, kung gayon ang naturang gasolina ay mas sensitibo sa mga pagbabago sa mataas na dalas. Malinaw, sa kaso ng mga endothermic na reaksyon ng gasolina, ang mga alon ng temperatura ay magiging self-damping. Ang lahat ng mga phenomena na ito ay isinasaalang-alang sa iba't ibang mga teoretikal na modelo ng mga oscillatory mode ng solid propellant rocket engine. Ang gayong husay na larawan ng paglitaw ng hindi matatag na mga mode ng pagpapatakbo ng solidong propellant rocket na mga motor, gayunpaman, sa isang bilang ng mga kaso ay hindi maipaliwanag ang dahilan ng paglitaw ng mga oscillations.

* Sa kasong ito, ang mekanismo ay nangangahulugan din ng mga prosesong pisikal at kemikal na pinag-isa ng isang ugnayang sanhi.

** Ang hangganan ng katatagan ng proseso ng pagtatrabaho sa silid ng pagkasunog ay isang hanay ng mga halaga ng mga parameter ng operating na naghihiwalay sa mga lugar ng katatagan at kawalang-tatag

HIGH-FREQUENCY INSTABILITY NG SOLID MOTOR MOTORS

1. Mula sa isang teoretikal na pananaw, ang paglutas ng problema ng mataas na dalas na kawalang-tatag ng isang solidong propellant rocket engine ay bumababa sa paglutas ng equation ng acoustic wave, na isinasaalang-alang ang mga panloob na katangian ng acoustic ng kamara (natural, na may kaukulang mga kondisyon ng hangganan). Ang naipon na pang-eksperimentong materyal ay naging posible upang matukoy ang mga sumusunod na tampok na partikular sa rehimeng ito:

a) ang mga acoustic vibrations na may malalaking amplitude ay lumilitaw sa mga silid ng solid propellant rocket motors, kung minsan ay umaabot sa average na operating pressure;

b) lumilitaw ang gayong mga oscillation, bilang isang panuntunan, nang paminsan-minsan, at sa panahon ng pagpapatakbo ng makina, ang isang partikular na oscillation mode o ilan ay maaaring nasasabik upang mawala, at pagkatapos ng ilang oras ng matatag na operasyon ay lilitaw muli sa isang bagong kumbinasyon ng mga mode, na maaaring o maaaring hindi kasama ang Hindi
isama ang mga nauna, atbp.;

c) upang muling buuin ang frequency-time spectrum ng isang hindi matatag na mode, kinakailangan na ulitin ang mga kondisyon ng pagsubok na may maingat na katumpakan habang pinapanatili ang parehong komposisyon ng gasolina, mga panlabas na kondisyon, atbp.;

d) medyo madalas, ang mga malalaking amplitude oscillations ay sinamahan ng isang pagtaas sa average na rate ng pagkasunog ng gasolina.

2. Upang theoretically ilarawan ang isang kumplikadong phenomenon bilang high-frequency instability ng solid propellant rocket motor, kinakailangang isaalang-alang ang chamber bilang isang acoustic resonator na mayroong maraming resonant frequency kung saan ito ay mas madaling ma-excite. Ang anumang maliit na kaguluhan ay magpapasigla sa isa o higit pa
Ang mga mode ng katangian ng kamara bilang isang resonator ay nakasalalay sa kaugnayan sa pagitan ng pagdating ng acoustic energy at mga pagkalugi nito. Ang isang eskematiko na representasyon ng mga mekanismo ng acoustic amplification at pagkawala ng enerhiya sa isang solidong propellant rocket engine chamber ay ipinapakita sa Fig. 6. Ang modelo ng makina ay may kasamang disenyo ng silid na may medyo makapal na pader. Sa isang dulo ng cylindrical shell na ito ay may isang nozzle, sa loob mayroong dalawang sangkap: solid fuel at gaseous combustion na mga produkto na may mataas na temperatura at presyon. Ang hangganan sa pagitan ng mga ito ay tinutukoy ng ibabaw ng pagkasunog at ang geometrically ay maaaring ang pinaka-hindi tiyak. Maaari itong magkaroon ng malalaking gradient ng temperatura, mataas na rate ng enerhiya at mga proseso ng paglipat ng masa, na sinamahan ng mga kumplikadong reaksiyong kemikal. Ang daloy ng mga produkto ng pagkasunog ay napakasalimuot din;

Fig.6. Mga salik na nakakaapekto sa katatagan ng makina

Ang mga salik na nakakaapekto sa katatagan ng makina ay kinabibilangan ng: A - ibabaw ng pagkasunog, nauugnay sa presyon at bilis ng gas; B - thermal radiation; C - viscoelastic na pagkalugi sa gasolina; D-epekto sa combustion chamber, kabilang ang pamamasa epekto ng mga particle sa daloy, iba pang viscothermal pamamasa, relaxation pamamasa, natitirang kemikal reaksyon; E - pabahay ng engine, na tumutukoy sa mga epekto ng viscothermal na pagkalugi sa mga dingding, panlabas na impluwensya, atbp.; F - mga epekto ng pamamasa ng nozzle. Ang ibabaw ng pagkasunog ay pinagmumulan ng acoustic energy, at lahat ng iba pang mga kadahilanan ay ang mga pagkalugi nito. Dahil ang kawalang-tatag ay posible hanggang ang mga pagkalugi ng acoustic ay lumampas sa mga nakuha ng tunog, ang pagpapasiya ng mga pagkalugi ng tunog ay hindi nangangahulugang hindi mahalaga.

Interesado na malaman ang mga katangian ng tunog ng combustion zone, na maaaring inilarawan sa dami ng tiyak na acoustic conductivity ng combustion surface o ang transfer function ng gasolina. Ang mga katangian ng solid fuel ay tinutukoy mula sa isang acoustic point of view ng dalawang moduli ng elasticity, ang mga tunay na bahagi nito ay nauugnay sa bilis ng pagpapalaganap ng mga kaguluhan dahil sa paggugupit at pagpapalawak, at ang mga haka-haka na bahagi ay nagpapahayag ng mga pagkawala ng enerhiya na dulot ng mga ito. mga kaguluhan. Tulad ng para sa combustion zone, ang kapal nito ay makabuluhang mas maliit kumpara sa sentimetro o mas mahabang acoustic wavelength, at samakatuwid ay maaari itong ituring na kabilang sa ibabaw. Nagbibigay-daan ito sa combustion surface at iba pang boundary surface ng chamber na mailalarawan sa pamamagitan ng kanilang acoustic conductivities, ang tunay na bahagi nito ay naglalarawan ng amplification o attenuation ng acoustic vibrations.

3. Ang teoretikal na pagsasaalang-alang sa problema ng kawalang-tatag ng mataas na dalas ay nangangailangan ng paglutas ng mga equation na naglalarawan ng mga prosesong pisikal at kemikal, na isinasaalang-alang ang mga epekto sa itaas. Ang mga prosesong ito ay nangyayari sa isang volume na naglalaman ng solid at gaseous na media, na pinaghihiwalay ng isang kumplikadong hangganan na may kakayahang magbigay ng karagdagang enerhiya sa larangan ng acoustic vibrations. Sa kasong ito, ang pangunahing isyu ay ang pagpili ng mga anyo ng proseso na pagtutuunan ng pansin; ang pagpili ng mga pagpapalagay at pagpapagaan na dapat gawin sa mathematical na paglalarawan ng modelo upang ito ay sapat na totoo, pumapayag sa malinaw na interpretasyon at pinapayagan itong maproseso sa matematika.

Mayroong dalawang direksyon sa landas na ito. Ang isa ay nauugnay sa pag-aaral ng maliit na amplitude oscillations sa hangganan ng katatagan, at ang solusyon ng mga problema ay isinasagawa gamit ang pagsusuri ng mga maliliit na kaguluhan, na humahantong sa linear differential equation. Ang pangunahing tanong sa linear theory ay kung tataas o hindi ang amplitude ng random na maliliit na pressure disturbances, na palaging nangyayari sa isang rocket engine. Ang katatagan sa pagkakaroon ng maliliit na kaguluhan ay isang kinakailangan ngunit hindi sapat na kondisyon para sa katatagan sa pangkalahatan. Para sa kadahilanang ito, ang pangalawang direksyon ay nag-aaral din ng mga vibrations na may binuo na amplitude, na inilarawan nonlinear differential equation.

Solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine)

Ang solid rocket motor ay isang rocket engine na tumatakbo sa solid rocket fuel. Ang mga solidong propellant na rocket na motor ay malawakang ginagamit bilang launch at propulsion engine para sa mga missile ng iba't ibang klase at rocket. Sa aviation at space technology ginagamit ang mga ito bilang aircraft take-off accelerators, para sa paghihiwalay at pag-alis ng mga ginugol na yugto ng space rockets, pagtiyak ng malambot na landing kapag bumababa ng kargamento, sa mga emergency rescue system para sa mga crew ng sasakyang panghimpapawid, atbp.

Ang mga karaniwang elemento ng anumang solidong propellant rocket engine ay: housing 1 (combustion chamber), solid rocket fuel charge2, nozzle block 3, igniter 4, electric igniter 5 at thermal protection. Ang singil ng gasolina ay alinman sa maluwag na ipinasok sa silid ng pagkasunog sa anyo ng isa o ilang mga bloke, o sinigurado sa mga dingding nito sa pamamagitan ng pagbuhos ng gasolina sa silid sa isang semi-liquid na estado, na sinusundan ng solidification nito. Ang pagbabago sa ibabaw ng pagkasunog sa oras ng pagpapatakbo ng solid propellant rocket engine ay tumutukoy sa likas na pagbabago sa thrust ng engine (ang thrust ay pare-pareho, tumataas, bumababa, nagbabago nang sunud-sunod). Ginagamit ang channel-slot, hugis-bituin, dulo at iba pang singil. Ang mga lugar ng ibabaw na kailangang ibukod mula sa proseso ng pagkasunog ay nakabaluti ng mga patong na gawa sa mga materyales na gawa sa goma-tela. Ang mga high-strength na bakal, aluminyo at titanium na haluang metal, gayundin ang mga composite na materyales ay ginagamit sa paggawa ng solid propellant rocket motor housing. Ang aparato ng pag-aapoy ay matatagpuan, bilang panuntunan, sa harap na ibaba ng pabahay at nagsisilbing lumikha ng presyon at mag-apoy sa singil ng gasolina. Kino-convert ng nozzle block ang thermal energy ng fuel combustion products sa kinetic energy ng gas jet. Ang nozzle block liner, na bumubuo sa nozzle neck, bilang ang pinaka-init-stressed na elemento ng solid propellant rocket engine, ay gawa sa refractory materials (graphite, tungsten, molybdenum) o erosion-resistant press materials. Para sa thermal protection ng mga panloob na dingding ng solid propellant rocket motor housing at ang nozzle bell, glass, carbon at organoplastics, ginagamit ang mga press materials batay sa asbestos at phenolic resins.

Ang mga pangunahing kinakailangan para sa thermal protection ay mababa ang thermal conductivity at mababang rate ng pagkasira kapag nalantad sa isang mataas na temperatura na daloy ng gas.

Ang solid propellant rocket motor ay maaaring may mga karagdagang device na ginagamit upang kontrolin ang thrust vector. Ang thrust ay binago sa pamamagitan ng pagsasaayos ng kritikal na seksyon ng nozzle o sa pamamagitan ng pagbubukas ng counter-thrust nozzle; ang pagtigil sa pagsunog ng singil sa gasolina (halimbawa, upang matiyak ang isang naibigay na bilis sa dulo ng aktibong bahagi ng tilapon) ay nakakamit sa pamamagitan ng biglang pagpapakawala ng presyon sa silid ng pagkasunog sa pamamagitan ng pagbubukas ng isang espesyal na bintana o coolant injection. Binabago ang direksyon ng thrust vector gamit ang mga gas rudder na inilagay sa umaagos na gas stream, mga rotary nozzle, asymmetrical liquid injection o gas injection sa supersonic na bahagi ng nozzle, atbp. Sa kabila ng medyo mababang specific thrust impulse (2.5-3 km/ s), solid propellant rocket engine ay may mga nilalang, mga pakinabang: ang kakayahang makakuha ng mataas na thrust (hanggang sa 12 MN o higit pa); mataas na antas ng kahandaan para sa paglulunsad, posibilidad ng pangmatagalang imbakan; pagiging simple at compactness ng disenyo; mataas na pagiging maaasahan at kadalian ng operasyon.

Ang solid fuel rocket engine ay binubuo ng mga layer ng gasolina na matatagpuan sa transversely sa charge axis at nilagyan ng initiation system na nagsisiguro ng alternatibong pagsabog ng mga layer ng matter. Ang mga layer ng gasolina na may mataas na kakayahan sa pagpapasabog, ang kapal nito ay higit na malaki kaysa sa kritikal na kapal ng pagpapasabog ng gasolina, ay pinagsama sa iba pang mga patong ng gasolina mula sa isang sangkap na may mababang kakayahang magpasabog, ang kapal nito ay mas mababa kaysa sa kritikal nito. kapal ng pagsabog, ngunit sapat upang maiwasan ang paglipat ng pagsabog mula sa nakaraang layer na may mataas na kakayahan sa pagpapasabog ng kasunod na layer na may mataas na kakayahan sa pagpapasabog. Ang mga layer ng gasolina na may mataas na kakayahan sa pagpapasabog at mga patong ng gasolina na may mababang kakayahan sa pagpapasabog ay nakagapos sa isa't isa. Tinitiyak ng sistema ng pagsisimula ang kahaliling pagsabog ng mga layer ng matter na may ibinigay na pare-pareho o variable na dalas. Ginagawang posible ng imbensyon na lumikha ng isang rocket engine na may mataas na tiyak na thrust impulse at ang kakayahang mag-iba-iba ng thrust sa isang malawak na hanay. 1 may sakit.

Ang mga solidong propellant na rocket na makina (mga solidong propellant na rocket na motor) ay may isang makabuluhang kalamangan sa mga likidong propellant na makina. Ang mga solidong propellant na makina ay napakasimple sa disenyo: isang pabahay na puno ng solidong gasolina, at ang pabahay ay may butas na may nozzle. Ang pagkasunog ng gasolina ay nangyayari sa isang pabahay sa ilalim ng presyon. Ito ang presyon na nagsisiguro ng matatag na pagkasunog ng gasolina. Kapag lumipat sa mas mataas na calorie (enerhiya) na mga gatong, para sa kanilang matatag na pagkasunog, bilang isang panuntunan, kahit na mas mataas na presyon ay kinakailangan. Ang lahat ng ito ay humahantong sa pangangailangan na gawing mas matibay ang mga hull, at samakatuwid ay mas mabigat, na bahagyang binabawasan ang pagiging epektibo ng paglipat sa mas mataas na calorie na mga gatong.

Ang solid fuel rocket engine ay kilala at malawakang ginagamit sa iba't ibang disenyo at bersyon depende sa layunin. Para sa lahat ng mga bersyon ng naturang mga makina, kinakailangan na magkaroon ng isang silid ng pagkasunog na may isang bloke ng nozzle at isang singil ng solidong gasolina na inilagay sa silid. Sa pamamagitan ng pagsunog ng singil, ang potensyal na enerhiya na nakaimbak dito ay pinakawalan, na naipon sa mga nagresultang gas, na pinainit sa mataas na temperatura Depende sa ratio ng pag-agos ng gas mula sa nasusunog na singil ng mga gas at ang kanilang pag-agos ng gas sa pamamagitan ng dumadaloy na cross-. seksyon ng nozzle block, ang isang tiyak na presyon ay itinatag sa semi-closed volume ng combustion chamber. Sa ilalim ng impluwensya ng presyon, ang mga gas ay dumadaloy sa nozzle, na nagpapabilis sa mataas na bilis, nakakakuha ng isang tiyak na halaga ng paggalaw. Alinsunod dito, ang rocket ay nakakakuha ng parehong dami ng paggalaw. Ang potensyal na kemikal na enerhiya ay bahagyang na-convert sa makina tungo sa kapaki-pakinabang na mekanikal na enerhiya ng paggalaw, at bahagyang nawawala sa anyo ng init na dinadala ng mga hindi pinalamig na gas.

Solid propellant motor diagram

1 - singil ng solid rocket fuel, 2 - chamber body, 3 - recessed nozzle, 4 - igniter

Disenyo ng mga pangunahing bahagi ng solid propellant rocket motor:

Tandaan natin ang papel ng mga nakalistang sangkap sa proseso ng pagpapatakbo ng remote control (gas generator).

Tulad ng nabanggit sa itaas, ang pinagmumulan ng enerhiya at mga produktong gaseous combustion sa mga system na isinasaalang-alang ay isang fuel charge, kung saan, kapag pinainit sa isang tiyak na temperatura, na tinatawag na ignition (flash) temperature, ang isang kemikal na reaksyon ay nagsisimula sa pagpapalabas ng gaseous combustion. mga produkto na may malaking halaga ng init.

Solid propellant rocket motor na may nakapasok na singil:

1 - cylindrical shell ng solid propellant rocket motor housing; 2 . - ibaba sa harap;., 3 - ibaba ng nozzle; 4 - singilin ang mga yunit ng pangkabit; 5 - singil ng gasolina; 6 - sistema ng pag-aapoy; 7 - nguso ng gripo; 8 - plug ng nozzle; 9 - patong na proteksiyon sa init at (o) patong na pangkabit

Ang PS housing, kasama ang parehong ilalim, ay nililimitahan ang volume kung saan nangyayari ang pagkasunog ng gasolina, na tinitiyak ang isang naibigay na antas ng ipinatupad na intra-ballistic na mga parameter at kumikilos bilang isang sumusuportang istraktura.

Ang pag-agos ng mga produkto ng pagkasunog ay isinasagawa sa pamamagitan ng isang supersonic nozzle, ang papel nito ay upang mapataas ang kahusayan ng pag-convert ng thermal energy na inilabas sa solid propellant rocket engine chamber sa kinetic energy ng mga produkto na dumadaloy sa labas ng silid. Tinitiyak ng hugis ng nozzle ang pagpapabilis ng mga produkto ng pagkasunog sa mga supersonic na bilis, na tumutulong upang mapataas ang thrust ng propulsion system. Dapat pansinin na sa kasalukuyan ay may maliit na laki ng solid fuel propulsion system kung saan walang nozzle block tulad nito. Ang isang pagtaas sa thrust ng disenyo ay nakamit sa pamamagitan ng pagbabago ng profile ng channel ng singil ng gasolina sa paligid ng seksyon ng outlet, na pinili malapit sa profile ng nozzle block. Sa ilang mga kaso, tinitiyak ng mga solidong propellant na rocket na motor na ang mga kinakailangan ng mga teknikal na detalye para sa pagganap ng enerhiya ay natutugunan, habang nananatiling simple hangga't maaari.

Dahil ang temperatura ng mga produkto ng pagkasunog sa solid propellant rocket engine chamber ay napakataas at maaaring umabot sa antas na 3500...3700 K, at ang mga halaga ng daloy ng init ay 10 6 ...10 7 W/m 2, mayroong pangangailangan na protektahan ang mga elemento ng disenyo ng makina mula sa sobrang pag-init at, samakatuwid, mula sa pagkasira sa panahon ng pagtatrabaho. Ang function na ito ay ibinibigay ng mga heat-protective coatings na maaaring ilapat sa mga panloob na ibabaw ng mga bahagi ng katawan, simula sa harap sa ibaba, hanggang sa labasan ng seksyon ng supersonic na nozzle.

Ang pag-init ng ibabaw ng singil ng gasolina sa temperatura kung saan nagsisimula ang kemikal na reaksyon ay sinisiguro ng sistema ng pag-aapoy. Ang pinakasimpleng at pinaka-madalas na ginagamit na paraan sa pagsasanay ay ang pagpapatupad ng isang sistema ng pag-aapoy gamit ang itim na pulbos o isang pyrotechnic na komposisyon, na nakalagay sa isang pabahay na maaaring manatiling matibay sa panahon ng operating o nawasak. Ang sagabal ay sinindihan gamit ang isang electric igniter.

Ang pag-fasten ng mga ipinasok na singil ay ibinibigay, halimbawa, sa pamamagitan ng diaphragms na matatagpuan sa paligid ng mga joints ng harap at nozzle bottoms na may shell ng solid propellant rocket engine. Ang malakas na pinagtibay na mga istraktura ay nangangailangan, kapag may malaking pagkakaiba sa mga koepisyent ng thermal expansion ng mga materyales ng katawan at gasolina, ang paggamit ng isang intermediate layer sa pagitan ng katawan at ng gasolina - ang tinatawag na protective-fastening layer.

Upang ayusin ang magnitude at direksyon ng thrust, ang mga rocket engine ay maaaring maglaman ng mga elemento ng pagpipiloto, mga yunit na nagbibigay ng mga pagbabago sa geometry ng nozzle path, atbp.

Sa panahon ng pag-iimbak ng solidong propellant na rocket na motor at hanggang sa isang tiyak na punto sa pagpapatakbo ng makina, ang panloob na dami nito ay dapat na isaksak ng isang lamad na bumagsak sa isang naibigay na presyon ng mga produkto ng pagkasunog sa silid ng sistema ng propulsion. Ang pagkakaroon ng isang lamad ay dahil sa pangangailangan na protektahan ang mga panloob na ibabaw ng silid at singilin mula sa mga impluwensya sa atmospera, kontaminasyon sa makina, at sa ilang mga kaso, upang mapanatili ang gas sa panloob na dami ng silid sa isang pre-launch na estado sa isang tiyak na boost pressure.

Ang isang solidong fuel propulsion system (gas generator) ay maaaring makilala ng mga sumusunod na hanay ng mga parameter:

masa ng gasolina W T ;

masa ng buong solid propellant rocket engine m c.d. at ang masa ng bawat node m i;

relatibong bigat ng istraktura ng makina b c.d. , na tinukoy bilang ang ratio ng di-load na masa sa solid propellant rocket mass x c.m. ;

lokasyon ng sentro ng masa nang hiwalay para sa mga node, at sa pangkalahatan para sa buong solidong propellant na rocket na disenyo ng makina;

density (coefficient) ng pagpuno ng intra-chamber volume na may fuel e w , na tinukoy bilang ratio ng dami ng singil ng gasolina sa panloob na dami ng kamara (mula sa harap sa ibaba hanggang sa eroplano ng kritikal na seksyon);

thrust ng propulsion system at (o) ang halaga ng mass second flow rate (P, T);

oras ng pagpapatakbo ng propulsion system f p ;

kabuuang I at tiyak na impulses I Y solid propellant rocket motor;

pangkalahatang sukat - haba L, pangkalahatang diameter ng makina D at sa pamamagitan ng mga node.

Ang nakalistang hanay ng mga parameter ay hindi kumpleto at hindi lamang ang katanggap-tanggap. Kaya, halimbawa, sa halip na ang parameter na bk.d ay maaaring gamitin ang sumusunod:

kamag-anak na supply ng gasolina;

kadahilanan ng kalidad ng engine sa d, atbp.

Maaari kang gumawa ng mga koneksyon sa pagitan ng tatlong parameter na ito:

rocket engine na eroplano

Ang nakalistang hanay ng mga parameter, kasama ang kilalang lugar ng aplikasyon ng propulsion system, ay ginagawang posible upang hatulan ang kahusayan ng solid propellant rocket engine, ang mga pakinabang o disadvantages ng pagbuo ng anumang mga bahagi. Ang pinaka-nagpahiwatig na mga parameter sa kahulugan na ito ay b c d at e w . Sa ngayon, ang pinakamahusay na mga halaga ng mga dami na ito ay nakuha sa panahon ng pagbuo ng MX class intercontinental ballistic missiles (b c. d ~ 0.05...0.08; e w « 0.92...0.95).

Ang gawain, sa partikular, ay nakatuon sa isang paglalarawan ng mga proseso ng pagtatrabaho na nagaganap sa silid ng isang solidong fuel rocket system. Pansinin natin ang isang hanay ng mga pangunahing proseso na sunud-sunod na ipinapatupad sa panahon ng pagpapatakbo ng solidong propellant rocket na motor sa dami na sapat para sa isang paunang pag-unawa sa mga proseso ng intra-chamber. Para sa katiyakan, isasaalang-alang namin ang diagram na ipinakita sa Fig. 1.

: Ang proseso ng pagtatrabaho sa solid propellant rocket engine chamber ay nagsisimula sa supply ng electrical voltage sa mga electric igniter ng squib cartridges. Tinitiyak ng puwersa ng apoy mula sa nasusunog na squib cartridge ang pag-aapoy ng komposisyon ng pag-aapoy, na binubuo ng itim na pulbos o isang halo ng itim na pulbos na may komposisyon ng pyrotechnic. Ang pagkasunog ng komposisyon ng ignisyon ay kadalasang nangyayari sa isang saradong dami ng isang matibay na pabahay sa isang presyon na mas mataas kaysa sa antas ng presyon sa silid ng pagkasunog. Ang mga produkto ng pagkasunog ng komposisyon ng ignisyon ay pumapasok sa silid sa pamamagitan ng mga butas sa katawan ng igniter, na maaaring ma-pre-profiled at maisaksak sa unang pagkakataon. Ang pag-agos ng masa sa front volume ng solid propellant rocket engine ay humahantong sa pagtaas ng presyon dito at ang pagbuo ng isang compression wave na lumilipat sa volume ng nozzle. Ang bilis ng pagpapalaganap ng isang compression wave na may kaugnayan sa mga parameter ng gas sa harap ng wave ay maaaring alinman sa subsonic o supersonic. Kasunod ng alon, ang mga produkto ng mataas na temperatura ng pagkasunog ng komposisyon ng ignisyon ay kumakalat sa libreng dami ng silid ng makina, na nagpapainit sa ibabaw ng singil ng gasolina dahil sa convective, radiant at conductive heat transfer.

Matapos maabot ng compression wave ang eroplano kung saan inilalagay ang plug, ang proseso ng intra-chamber ay maaaring bumuo ayon sa dalawang scheme

Pamamahagi ng pressure field sa kahabaan ng chamber sa iba't ibang oras kapag bumagsak ang plug:

1, 2, 3 - paggalaw ng compression wave mula sa harap na ibaba hanggang sa nozzle (ang plug ay hindi nawasak); 4, 5 - pag-unlad ng proseso pagkatapos ng pagkasira ng plug

Pamamahagi ng patlang ng presyon sa kahabaan ng silid sa iba't ibang oras na may isang hindi mapanirang plug:

1, 2, 3 - paggalaw ng compression wave mula sa harap na ibaba hanggang sa nozzle; 4 - ang compression wave ay umabot sa eroplano ng plug; 5, 6 - pag-unlad ng proseso pagkatapos ng pagmuni-muni ng compression wave mula sa plug

Pagsukat ng presyon sa solid propellant rocket motor chamber sa panahon ng operasyon:

Ro- paunang presyon sa silid ng makina; R ZG - presyon ng pagkasira ng nozzle plug; Pst - antas ng presyon ng pagpapatakbo ng mga produkto ng pagkasunog sa silid; TUNGKOL SA- simula ng proseso; 1 - sandali ng pagkasira ng plug; 2 - sandali ng pag-aapoy ng gasolina; 3 - oras na naaayon sa pagpapalaganap ng apoy sa ibabaw ng gasolina; 4 - oras para maabot ng engine ang operating mode; 5 - pagtatapos ng quasi-stationary na panahon ng pagpapatakbo ng engine; 6 - pagtatapos ng pagpapatakbo ng makina.

Ang plug ay nawasak, ang antas ng presyon sa silid ay humigit-kumulang equalized at nananatiling malapit sa pare-pareho hanggang sa sandali kapag ang ibabaw ng singil ng gasolina ay nagsimulang kumonekta sa pagkasunog. Ang pag-unlad ng proseso ayon sa pamamaraang ito ay ipinakita sa Fig. 2;

Ang pagkasira ng plug ay idinisenyo para sa mga halaga ng mataas na presyon.

Ang katotohanang ito ay humahantong sa pagmuni-muni ng alon ng compression mula sa kanang hangganan ng makina at ang pagpapalaganap nito sa tapat na direksyon. Dahil sa pagbaba sa bilis ng paggalaw ng mga produkto ng pagkasunog sa libreng dami ng silid, bumababa ang intensity ng proseso ng pag-init ng singil ng gasolina, na humahantong sa pagtaas ng panahon para sa solidong propellant na rocket engine upang maabot ang quasi-stationary. mode ng operasyon. Ang pag-unlad ng proseso ayon sa pamamaraang ito ay ipinakita sa Fig. 3.

Ang pag-aapoy ng singil ng gasolina ay nangyayari sa punto ng oras kung kailan, sa ibabaw na layer ng singil ng gasolina na may kapal na sinusukat sa microns, isang temperatura at gradient ng temperatura na tumutugma sa ilang mga kritikal na kondisyon na tinitiyak na maabot ang matatag na pagkasunog ng gasolina. Ang pagkalat ng apoy sa ibabaw ng singil ng gasolina, depende sa mga kondisyon ng pag-aapoy at ang geometry ng solidong propellant rocket engine, ay maaaring mangyari sa bilis na 1...300 m/s.

Ang pagbabago sa presyon sa front volume ng remote control sa buong panahon ng operasyon ay ipinapakita sa Fig. 4.

Ang pangunahing operating impulse ay ibinibigay ng propulsion system sa seksyon ng curve 4 -5. Ang pagsasara ng solid propellant rocket engine ay nangyayari pagkatapos masunog ang singil ng gasolina, o sapilitang paggamit ng thrust cut-off unit.

Sa ngayon, ang solid propellant rocket engine ay nakamit ang kapansin-pansing pagiging perpekto, na humantong sa kanilang malawakang paggamit sa pagsasanay:

ang masa ng mga solidong propellant na rocket engine ay maaaring kasalukuyang ilang gramo o daan-daang tonelada;

Ang mga solidong propellant na rocket engine ay kasalukuyang magagamit bilang isang actuator para sa emergency shutdown ng mga sistema ng transportasyon ng gas at langis sa pamamagitan ng mga pipeline. Kasabay nito, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay maaaring gamitin upang maglunsad ng malalaking kargada sa kalawakan;

ang tiyak na salpok ng solidong rocket fuel ay napakalapit sa tiyak na salpok ng mga likidong gasolina at umabot sa mga halagang 3000…..3500 m/s;

ang mass perfection coefficient ng pinakamahusay na modernong solidong propellant na rocket engine ay umabot sa 0.05...0.10, at ang filling factor ng intra-chamber volume ay malapit sa 0.90...0.95.

Ang karagdagang pagpapabuti ng mga solidong propellant na rocket engine ay patuloy na binubuo ng pagpapabuti ng mga katangian ng enerhiya ng mga komposisyon ng gasolina at pagtaas ng tiyak na lakas ng mga materyales sa istruktura na ginamit. Sa partikular, mapapansin na ang isang promising na direksyon ay ang paggamit ng solid propellant rocket engine na may hiwalay na paglalagay ng mga bahagi ng gasolina. Ang isang kagyat na gawain ay upang palawakin ang saklaw ng paggamit ng mga solidong propellant rocket na motor sa lugar ng mga propulsion system na may malalim na thrust control, na may posibilidad na muling magamit ang pagsasama ng solid propellant rocket motors, atbp.

Ang pag-unlad ng teknolohiya ng solid fuel ay magpapatuloy sa hinaharap, na dahil sa isang bilang ng mga positibong katangian ng mga rocket na may solid propellant engine kumpara sa mga rocket na may likidong rocket engine (LPRE). Ang mga pakinabang at disadvantages ng solid propellant rocket engine ay nabanggit sa ibaba, na, sa isang banda, tinutukoy ang kanilang malawakang paggamit, at, sa kabilang banda, nililimitahan ang kanilang paggamit sa ilang mga teknikal na bagay.

Mga kalamangan at kawalan ng solid propellant rocket engine:

Ang malawakang paggamit ng solid propellant rocket motors sa mga kagamitang militar ay nagsimula nang medyo mas maaga kaysa sa paggamit ng mga liquid fuel propulsion system. At sa kasalukuyan, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay sumasakop sa isang nangingibabaw na lugar sa teknolohiya ng militar, at sa teknolohiya ng espasyo, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay matagumpay na nakikipagkumpitensya sa mga likidong propellant na rocket na makina. Ang trend na ito ay dahil sa isang bilang ng mga kadahilanan na likas sa solid fuel combustion engine, ang mga pangunahing ay nakabalangkas sa ibaba.

Siyempre, ang isa sa mga pangunahing bentahe ng solid propellant rocket engine ay dapat isaalang-alang ang kamag-anak na pagiging simple ng aparato. Sa katunayan, ang pinakaunang solid propellant rocket engine ay may primitive na disenyo, madaling ipinatupad kahit na sa teknolohikal na antas ng Middle Ages. Ang paghahambing sa mga likidong propellant na makina ay nagbibigay-daan sa amin na mapansin ang mga sumusunod na pakinabang ng disenyo ng solidong propellant na rocket engine:

walang mga sangkap na nauugnay sa pag-iimbak ng mga bahagi ng gasolina sa labas ng silid (mga tangke ng gasolina);

walang mga yunit para sa pagdadala ng mga bahagi ng gasolina mula sa mga tangke patungo sa silid ng pagkasunog (mga pipeline, pneumatic at hydraulic valve);

walang mga elemento para sa sapilitang supply ng gasolina sa silid (mga elemento ng sistema ng pag-aalis, mga yunit ng turbopump, injector, atbp.);

ang bilang ng mga gumagalaw na yunit ay maliit (at sa ilang mga disenyo kahit na wala).

Kung ikukumpara sa solid propellant rocket engine, ang disenyo ng isang nuclear fuel propulsion system ay nagiging mas kumplikado. Bukod dito, kapag gumagamit ng mga nuclear fuel, ang gawain ay lumitaw upang matiyak ang proteksyon ng istraktura ng sasakyang panghimpapawid (kabilang ang mga may tao) mula sa radioactive radiation.

Anumang mga pagtatangka na nauugnay sa paggamit ng mga remote control intermediate circuits (hiwalay na kagamitan remote control, hybrid engine) ay humahantong din sa pagtaas sa pagiging kumplikado ng disenyo ng engine. Ang relatibong pagiging simple ng solidong propellant na rocket na disenyo ng makina ay lalong kapansin-pansin kapag isinasaalang-alang ang ilang espesyal na solidong propellant na rocket na disenyo ng makina. Kaya, kapag gumagamit ng mga solidong propellant na makina, ang mga isyu na may kaugnayan sa pagtiyak sa pag-ikot ng rocket sa paligid ng axis nito ay madaling malutas (halimbawa, sa turbojet projectiles, kung saan ang pag-ikot sa paligid ng axis nito ay humahantong sa pagtaas ng katatagan ng paglipad ng projectile kasama ang trajectory at sa pinahusay na katumpakan ng apoy). Sa istruktura, ang mga pamamaraan para sa paghihiwalay ng mga yugto ng multistage rockets ay pinasimple.

Ang relatibong pagiging simple ng solid propellant rocket na disenyo ng motor ay nangangailangan din ng pagpapasimple ng mga isyu na may kaugnayan sa pagpapatakbo ng mga missile at launcher na gumagamit ng solid propellant rocket motor. Sa katunayan, dahil sa medyo maliit na bilang ng mga bahagi sa isang solidong propellant na rocket engine, ang isang maliit na halaga ng paggawa ay kinakailangan upang magsagawa ng regular na pagpapanatili upang suriin ang pagganap ng mga makina sa panahon ng imbakan at bilang paghahanda para sa paglulunsad. Mapapansin na ang halaga ng mga kagamitang nakabatay sa lupa na inilaan para sa pagpapatakbo ng mga complex na may mga long-range ballistic missiles sa Estados Unidos ay, ayon sa pagkakabanggit, mga 45 at 60% ng kabuuang halaga ng complex kapag gumagamit ng solid propellant rocket engine. at kapag gumagamit ng mga likidong rocket engine. Ito ay kagiliw-giliw na sa simula ng 1984, ang Estados Unidos ay may 53 Titan-2 missiles na may likido-fuel rocket engine, na pinatatakbo ng anim na Strategic Air Command squadrons, at humigit-kumulang 1,000 Minuteman-class missiles na may solid-fuel rocket engine , na ay pinaglingkuran lamang ng dalawampung iskwadron.

Ang partikular na kaakit-akit para sa mga kagamitang militar ay ang mataas na kahandaan ng mga armas na may solidong propellant na rocket engine para sa paggamit. Sapat na tandaan na ang oras ng paghahanda bago ang paglunsad para sa paglulunsad ng MX-class na intercontinental missiles ay hindi lalampas sa 2...5 minuto, kasama na sa oras na ito ang posibilidad na muling i-target ang missile at warheads. Para sa paghahambing, tandaan namin na ang mga unang rocket system na may likidong propellant na makina ay nagbigay lamang ng paglulunsad pagkatapos ng 4...6 na oras ng paghahanda bago ang paglunsad. Ang oras ng paghahanda para sa paglulunsad ng mga modernong rocket na may mga likidong propellant na makina ay makabuluhang nabawasan, ngunit gayunpaman ay nananatiling medyo mataas.

Ang isang mahalagang kalidad ng solid propellant rocket motors ay ang kanilang mataas na pagiging maaasahan. Ayon sa ilang istatistikal na impormasyon, pagkatapos ng pag-expire ng panahon ng pag-iimbak ng warranty para sa remote control, ang posibilidad ng kanilang operasyon na walang kabiguan ay higit sa 98%. Sa panahon ng warranty, ang pagiging maaasahan ng solid propellant rocket engine ay higit sa 99%.

Kabilang sa iba pang mga kadahilanan kung saan ang mga pakinabang ng solid propellant rocket motors ay ipinakita kumpara sa mga likidong fuel combustion engine, ang mga sumusunod ay dapat tandaan:

sa karamihan ng mga kaso, kapag nilulutas ang parehong taktikal o estratehikong problema, ang halaga ng isang missile system na may solidong propellant rocket engine ay makabuluhang mas mababa kaysa sa halaga ng isang complex na may likidong propellant engine;

Ang mga katangian ng masa ng mga modernong solidong propellant na rocket engine, kabilang ang kanilang koepisyent ng mass perfection, ay lumampas sa mga katulad na tagapagpahiwatig para sa mga likidong propellant na rocket na makina.

Gayunpaman, ang mga bentahe ng solid propellant rocket motors ay hindi sapat upang gawing ang mga propulsion system na ito ang tanging katanggap-tanggap at pinaka-makatwiran kapwa sa pambansang ekonomiya at kaugnay ng mga kagamitang militar. Tulad ng anumang teknikal na bagay, ang solid propellant rocket motors ay may ilang mga disadvantages, na pinipilit ang sabay-sabay na pag-unlad ng mga control room ng iba pang mga klase. Dapat pansinin ang mga sumusunod na disadvantages

• 1. Medyo mababa ang mga halaga ng tiyak na salpok ng solid fuel combustion engine. Ang void pulse ng solid propellant rocket motor ay hindi lalampas sa 00...3500 m/s. Ang karagdagang pagtaas sa tiyak na impulse ng solid propellant rocket engine ay mahirap dahil sa kemikal na hindi pagkakatugma ng pinakamahusay na mga oxidizer at ang pinakamahusay na mga combustibles sa mga komposisyon ng gasolina. Ang paggamit ng mga makina na may hiwalay na sisingilin na mga solidong sangkap ay ginagawang posible upang madagdagan ang tiyak na salpok ng hindi hihigit sa 20%. Kasabay nito, ginagawang posible ng mga likidong rocket fuel na makamit ang mga tiyak na impulses na hanggang 4000...4500 m/s. Kahit na mas malaking halaga ay maaaring makamit gamit ang nuclear fuels.
• 2. Mga teknolohikal na paghihirap sa paggawa ng mga singil sa gasolina ng malalaking masa at sukat. Ang mga paghihirap na ito ay dahil sa mataas na mga kinakailangan para sa kawalan ng mga depekto sa singil, mga cavity, mga bitak, pagbabalat ng gasolina mula sa proteksiyon na pangkabit na layer, atbp. Sa pagtaas ng mga sukat ng mga singil at pagtaas sa tiyak na salpok ng mga panggatong na ginamit, ang pagsabog at panganib ng sunog sa panahon ng paggawa at paglo-load ng singil ng gasolina ay tumataas.
• 3. Ilang mga kahirapan sa pagpapatakbo. Bahagi ng mga paghihirap na ito ay nakasalalay sa pangangailangan na kontrolin ang mga solidong propellant na rocket na motor na may halo-halong mga gasolina (sa ilang mga kaso otmPTistite) upang maalis ang hitsura ng mga bitak sa mga singil sa gasolina, bawasan ang mga pagkakaiba-iba sa thrust at presyon ng mga produkto ng pagkasunog sa silid ng makina.
• 4. Ilang mga kahirapan sa disenyo. Ang ganitong mga paghihirap ay maaaring kabilang ang limitadong oras ng pagpapatakbo ng solidong propellant rocket engine, dahil sa mga sukat ng makina at ang pagguho ng mga elemento ng istruktura nito. Sa malalaking solidong propellant rocket na motor na kasalukuyang nilikha, ang pinakamahabang panahon ng operasyon (-130 s) ay nakamit sa booster solid propellant rocket motor na ginamit upang dalhin ang magagamit muli na space shuttle na Space Shuttle sa cruising altitude. Ang masa ng solid propellant rocket engine na ito ay 586 tonelada.

Ang isa pang kahirapan ay ang pagiging kumplikado ng pagbuo ng isang reusable solid propellant rocket engine. Ang kasalukuyang magagamit na solid fuel propulsion system ay alinman ay may limitadong lalim ng regulasyon, o, na may katanggap-tanggap na lalim ng regulasyon ng traksyon (consumption) na mga katangian, ay may mahinang mga tagapagpahiwatig ng koepisyent ng mass perfection.

Sa pagbubuod, maaari, gayunpaman, mapapansin na ang mga pakinabang ng solidong propellant na rocket engine ay humantong sa kanilang malawakang pagpapakilala sa pagsasanay.

2.3.1. Mga panahon ng pagpapatakbo ng RDTT

Kung isasaalang-alang ang mga proseso ng trabaho sa isang solidong propellant na rocket engine, tatlong katangian na mga panahon ay nakikilala (Larawan 2.3):

output ng engine sa operating mode t; kasama sa mode na ito ang oras ng pagkaantala ng ignition
at ang oras ng pag-aapoy ng singil at pagpuno ng libreng dami ng makina (ang oras ay binibilang mula sa sandaling ang kasalukuyang pulso ay ibinibigay sa squib);

ang pangunahing panahon ng pagpapatakbo ng engine, na tinatawag na oras ng pagsunog ng singil t 3 ; ang lugar na ito ay tumutukoy sa bulk (higit sa 90%) ng kabuuang oras ng pagtatrabaho;

oras ng pagkabulok ng presyon t , nagaganap pagkatapos ng pagkasunog ng pangunahing bahagi ng singil o ang pagpapatakbo ng thrust cut-off unit ng solid propellant rocket engine.

Ang kabuuang oras ng pagpapatakbo ng makina ay tinutukoy ng kabuuan ng mga panahong ito:

.

Kapag kinakalkula ang proseso sa panahon kung kailan umabot ang makina sa operating mode, ang mga equation ng hindi matatag (alon sa paunang yugto) na daloy ng mga produkto ng pagkasunog ng igniter fuel at ang pangunahing singil ay isinasaalang-alang, na isinasaalang-alang ang afterburning sa air oxygen, pag-init at pagkislap ng gasolina, at paunang pag-init ng mga elemento ng istruktura. Upang kalkulahin ang pangunahing panahon, ang mga equation ng daloy ng gas at pagkasunog ng solid fuel charge ay ginagamit sa isang quasi-stationary approximation. Ang isang geometric na pagkalkula ng charge burnout ay preliminarily na isinasagawa.

Ang batayan ng geometric na pagkalkula ng mga pagbabago sa lugar ng nasusunog na ibabaw S(e) at lugar ng daloy ng channel F(e)=
depende sa kapal ng nasunog na vault e mayroong isang pagpapalagay tungkol sa pagkakapareho ng rate ng pagsunog ng gasolina At= de/ dt sa buong dami ng singil. Nangangahulugan ito na ang pagkasunog ng singil ay nangyayari sa parallel (mas tiyak, equidistant) na mga layer (Fig. 2.4).

Sa pangunahing seksyon sa mababang bilis ng daloy ng gas at mababa dp/ dt ang equation ng mass balance ay nasiyahan sa sapat na katumpakan sa anyo pataas T S =pF /(cf. talata 3.1.1), sa seksyong ito ang presyon ay tinutukoy ng sistema ng mga equation (0 e e 0):

;

.

Kung sakali S S

meron tayo
;

;

;

.

Limitasyon sa paunang thrust-to-weight ratio ng stage n 0 = parang
, Saan P, akoAt - paunang thrust, tiyak na salpok at masa ng entablado, ayon sa pagkakabanggit.

Ang mga katangian ng intra-ballistic at traction ng solid propellant rocket engine ay kapansin-pansing nagbabago dahil sa mga paglihis ng singil at mga parameter ng engine mula sa mga nominal. Relatibong presyon o pagkakaiba-iba ng daloy

saan
- mga kamag-anak na paglihis ng rate ng pagkasunog mula sa average (formular) na halaga nito;
- kamag-anak na pagpapakalat ng presyon mula sa average na halaga dahil sa mga random na paglihis ng singil at mga parameter ng engine (tingnan ang subsection 3.4); T 3 - mga random na pagbabago sa temperatura ng pagsingil sa isang makitid na hanay ng mode ng pagkontrol sa temperatura.

kanin. 2.3. Pagbabago sa presyon sa solidong propellant na motor habangoras.

Kung walang kontrol sa temperatura, kung gayon T 3 ay isinasaalang-alang ang buong hanay ng temperatura sa ilalim ng ibinigay na mga kondisyon ng aplikasyon

kanin. 2.4. Paglipat sa nasusunog na ibabaw ng singil:

1 - patong ng baluti; 2 - solidong gasolina; 3 - posisyon ng nasusunog na ibabaw kapag ang kapal ng arko ay nasusunog e.

Isinasaalang-alang ang mga pagkakaiba-iba, ang maximum na presyon sa engine ay katumbas ng

.

Sa susunod na pagtatantya, ang mga inhomogeneities sa rate ng pagkasunog ay isinasaalang-alang dahil sa mga pagbabago sa presyon at bilis ng daloy ng gas sa kahabaan ng channel, pati na rin dahil sa mga lokal na paglihis sa pisikal at mekanikal na mga katangian ng gasolina, temperatura at pagpapapangit nito (tingnan ang Seksyon 1.2). Ang seksyon ng pagbaba ng presyon sa panahon ng charge burnout ay magsisimula kapag ang combustion front ay lumalapit sa ilang punto sa ibabaw na katumbas ng kumpletong burnout ng bubong. Sa lugar na ito, ang natitirang singil ng gasolina ay nasusunog at ang mga produkto ng pagkasunog ng gasolina at pagkabulok ng mga coatings ay dumadaloy palabas. Upang masuri ang dependency S (e) sa seksyon ng pagbaba ng presyon, kinakailangang isaalang-alang ang mga inhomogeneities ng rate ng pagkasunog sa buong dami ng singil at mga random na paglihis ng mga geometric na katangian nito. Na may kilalang dependence S (e) Ang presyon ay kinakalkula gamit ang nakaraang sistema ng mga equation, na nababagay upang isaalang-alang ang mga pagbabago sa dami ng gas sa dami ng solidong propellant rocket engine.

Ministri ng Edukasyon ng Russian Federation

South Ural State University

{ Yu.Yu. Usolkin}

Pagkalkula ng energy-mass at dimensional na katangian ng solid propellant rocket motors.

Manual na pamamaraan.

Ang manual ay nagpapakita ng isang pinasimple na pamamaraan para sa pagtatasa ng disenyo ng solid propellant rocket na mga parameter ng motor, na nagpapahintulot sa isa na mabilis at may sapat na antas ng pagiging maaasahan (para sa mga unang yugto ng disenyo ng rocket) matukoy ang enerhiya at pangkalahatang - mass na mga katangian ng isang solid fuel rocket makina.

Ang manwal ay pinagsama-sama batay sa mga probisyong pamamaraan na itinakda sa , , at inilaan para sa praktikal na gawain sa pagtukoy ng mga katangian ng solidong propellant na rocket engine at isang proyekto ng kurso sa disenyo ng isang solidong sasakyang panghimpapawid.

Paunang data:

Ang komposisyon ng gasolina at ang mga parameter ng pasaporte nito sa ilalim ng karaniwang mga kondisyon (P K / P a = 40/1);

–specific thrust impulse [m/s];

–densidad [kg/m3];

– temperatura ng pagkasunog [0 K];

– gas constant [J/kg∙deg];

– tagapagpahiwatig ng proseso (adiabatic);

–batas ng pagkasunog [mm/s].

2. Mga kinakailangang katangian ng enerhiya ng makina (nakuha mula sa mga resulta ng ballistic na disenyo ng rocket):

Р П – engine thrust sa vacuum [kN];

– presyon sa combustion chamber [MPa];

– presyon sa labasan ng nozzle [MPa].

3. Motor diameter [m].

4. Ang diagram ng isang tipikal na solid propellant rocket motor ay isinasaalang-alang (ipinapakita sa Fig. 1).

Pagkakasunod-sunod ng mga kalkulasyon.

ang pinababang standard thrust impulse ay tinutukoy

dito: a – porsyento ng nilalaman ng Al sa gasolina;

.

Tinatanggap namin ang kondisyon ng pare-pareho ang average na presyon sa silid ng pagkasunog sa panahon ng pagpapatakbo ng engine, i.e. r k ≈ r k av = const.

Ang oras ng pagpapatakbo ng engine, pagkonsumo ng gasolina at magagamit na reserba ng gasolina ay tinutukoy:

diameter ng singil

nasusunog na kapal ng vault

dito: d in – diameter ng internal channel, kinuha d in 0.2D p

dito, ang k ay isang koepisyent na isinasaalang-alang ang hindi nagamit na supply ng gasolina, depende sa hugis ng singil, sa circuit ng makina, sa hugis ng channel (k=1.01÷1.05)

Ang mga geometric na parameter ng engine ay tinutukoy:

thermodynamic complex

lugar ng kritikal na seksyon ng nozzle

dito: χ - koepisyent ng pagkawala ng init,

μ– koepisyent ng daloy

diameter ng nozzle ng lalamunan

antas ng geometric na pagpapalawak ng nozzle

lugar ng labasan ng nozzle

diameter ng outlet ng nozzle

kabuuang haba ng nozzle (tingnan ang Fig. 1)

dito: β с – kalahating pagbubukas ng anggulo ng conical nozzle

(para sa conical nozzle karaniwang β s =12÷20 0)

haba ng recessed na bahagi ng nozzle

dito: f – isinasaalang-alang ang antas ng pag-urong (karaniwan ay f=0÷0.3)

haba ng extension ng nozzle

diameter ng nozzle sa exit mula sa combustion chamber

Dito

haba (taas) ng harap ibaba

,

dito:

haba (taas) ng takip ng nozzle (ibaba sa likuran)

,

dito:

haba ng cylindrical na bahagi ng combustion chamber

,

dito: - haba ng nakausli na bahagi ng igniter (depende sa uri ng igniter at ang layout ng engine sa kabuuan)

relatibong haba ng singil

5. Natutukoy ang mga katangian ng masa ng makina

masa ng cylindrical na bahagi ng combustion chamber

,

dito: ρ c – density ng materyal [kg/m 3 ]

σ in – sukdulang lakas ng materyal [ ]

f - kadahilanan ng kaligtasan

Ang bigat ng harap at likuran (takip ng nozzle) sa ilalim (napapabayaan ang mga sukat ng mga ginupit para sa mga nozzle)

,

masa ng armor coating (depende sa lugar ng armored surface ng charge, ang kapal ng armor, ang density ng materyal ρ b)

dito: α br =0.04÷0.1 [mm/s] – pare-pareho ang koepisyent para sa isang binigay na patong ng baluti,

- kamag-anak na diameter ng channel,

- kamag-anak na diameter ng singil,

masa ng mga nozzle

,

dito: k s – koepisyent depende sa hugis ng singil at laki ng channel, k s =2.03÷3.40;

- average na density ng materyal (proteksyon sa metal at init) ng lumalawak na nozzle;

α с – koepisyent ng proporsyonalidad ng average na kapal ng nozzle wall na may thermal protection sa diameter ng combustion chamber, α с =0.004÷0.008.

mass ng proteksyon ng thermal

dito: ρ tз – density ng patong na proteksiyon sa init;

- kamag-anak na kapal ng patong na proteksiyon sa init.

Ang kapal ng patong na proteksiyon ng init ay maaaring matukoy ng pagtitiwala

at ang TZ ay ang thermal diffusivity coefficient ng thermal protection, ayon sa mga istatistika

at tz =(0.5÷1.0)·10 -6 [m 2 / s],

- walang sukat na temperatura,

- pinahihintulutang temperatura ng pag-init ng dingding ng silid ng pagkasunog,

-unang temperatura ng dingding ng combustion chamber

bigat ng mga attachment point para sa ilalim, igniter at mga bahagi ng pagpupulong

dito: K t - koepisyent ng temperatura, depende sa uri ng disenyo ng gasolina at singil, maaari mong kunin ang K t = 1.2.

bigat ng makina

6. Natutukoy ang mga katangian ng masa ng control body.

Isinasaalang-alang namin ang kaso ng paglikha ng mga puwersa ng kontrol gamit ang isang oscillating engine nozzle

dito: m рп – masa ng steering gear (steering gears at control valves);

m BIP – masa ng on-board power source ( working fluid, tank at control valves);

m crepe - masa ng mga pangkabit na yunit (isasama namin ang m uk sa masa).

Ang masa ng steering gear (RS) ay depende sa kinakailangang kapangyarihan, na tinutukoy ng antas ng engine thrust, ang laki at inertial na katangian ng umiikot (swinging) na bahagi ng nozzle, ang uri ng nozzle suspension, ang halaga ng puwersa ng kontrol, ibig sabihin. anggulo ng deflection ng nozzle, at bilis.

Bilang unang pagtatantya, maaari nating kunin
dito kinukuha ang P p sa kN.

Ang bigat ng on-board power supply ay nakasalalay sa kapangyarihan ng RP, ang oras ng pagpapatakbo ng makina, ang disenyo ng lalagyan at ang istrukturang materyal na ginamit.

dito: - kinakailangang daloy ng daloy ng gumaganang likido, kg/s,

τ – oras ng pagpapatakbo ng makina, s,

Ang α k ay ang koepisyent ng pagiging perpekto ng disenyo ng tangke, na isinasaalang-alang ang pagkakaroon ng reinforcement.

7. Natutukoy ang masa ng propulsion system

Isang halimbawa ng pagkalkula ng enerhiya at pangkalahatang-mass na katangian ng isang solid fuel combustion engine.

Paunang data:

Pinipili namin ang polyurethane fuel.

Komposisyon: ammonium perchlorate (NH 4 ClO 4) – 68%

polyurethane –17%

aluminyo - 15%

Mga detalye ng gasolina: R UDST =2460 [m/s]; ρ T =1800 [kg/m 3 ];

T ST =3300 [0 K]; R ST =290 [J/kgdegree]; k ST =1.16;

U(p k)=5.75r k 0.4 [mm/s]

Nakuha mula sa ballistic na disenyo:

R P =1000Kn;

p k =10MPa;

p a =0.06 MPa.

3. Engine (rocket) diameter D p =1.6 m.

.

Pagkakasunod-sunod ng mga kalkulasyon.

1. Tukuyin ang tiyak na impulse ng engine thrust sa vacuum:

Tinutukoy namin ang mga katangian ng pagkonsumo at mga reserbang gasolina ng solid propellant rocket engine.

u=5.75ּ10 0.4 =14.43 mm/s

Upang makagawa ng pabahay ng makina, pipili kami ng isang organoplastic na may tensile strength σ in = 1400 MPa at isang density ρ m = 1400 kg/m 3. Para sa paggawa ng nozzle gumagamit kami ng titanium alloy na may density ρ c = 4700 kg/m 3 . Upang maprotektahan laban sa mga thermal influence, ginagamit namin ang TZP batay sa isang pinagsamang binder na may ρ TZP = 1600 kg/m 3 . Upang baluti ang singil, pipili kami ng isang patong batay sa phenol-formaldehyde resin na may density ρ br = 1300 kg/m 3 .

masa ng cylindrical na bahagi ng combustion chamber

Ibabang timbang

masa ng baluti

masa ng mga nozzle

(dito ang average na density ng materyal ng nozzle ay nakuha sa ilalim ng pagpapalagay na ang ratio ng kapal ng dingding ng nozzle at ang patong na protektado ng init ay 1: 2).

mass ng proteksyon ng thermal

bigat ng mga attachment point

bigat ng makina

5. Tukuyin ang masa ng kontrol

Ipagpalagay natin na ang daloy ng daloy ng gumaganang likido sa pamamagitan ng RP ay katumbas ng =2 kg/s, koepisyent ng pagiging perpekto ng disenyo α k =0.15, pagkatapos ay:

6. Timbang ng propulsion system

Kaya, ang lahat ng kinakailangang mga parameter ng solid propellant rocket motor para sa karagdagang disenyo ng rocket ay natukoy.

Panitikan.

Disenyo at pagsubok ng mga ballistic missiles. Ed. V.I. Varfolomeev at M.I. Kopytov, publishing house MO, M., 1970 – 392 pp., may sakit.

Pavlyuk Yu.S.