–PAGE_BREAK–
1.2. РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В
XIII
—X
VIII
вв.
К середине ХIIв. более четко прослеживаются упоминания опри-
менении ракет, которые вданном случае уже не вызывают сомнений в
подлинности приводимых вних сведений. Вбольшинстве работ, посвя-
щенных истории применения огнестрельного оружия”, приводятся сведе-
ния отом, что в1232 г. при обороне Пекина были применены снаряды, по-
добные ракетам.
В арабской хронике, которая внастоящее время хранится вПариж-
ской Национальной библиотеке, упоминается (правда без приведения
каких-либо подробностей), что египтяне имеют ракетоподобные сна-
ряды,’s
Более подробные сведения об арабских ракетах мы встречаем втрак-
тате Гассана-аль-Раммаха(1225 г.), получившего название «Книги о
сражениях сучастием конницы нвоенных машин».” Врукописи приво-
дятся рецепты изготовления пороха идаются указания об изготовлении
ракет, которые автор называл «китайскими стрелами»,
В этом же трактате описывается новый, неизвестный до этого вид
оружия, сведения окотором, как отмечают почти все исследователи,
ие встречаются вкитайских источниках, Это так называемое «яйцо,
которое само движется игорит», по сути дела являвшееся ракетной торпе-
дой. Самодвижущееся горящее яйцо,— указывал Хассан-аль-Раммах,—
состояло из двух листов железа, скрепленных вместе иплотно пригнанных
слевой стороны. Плоский грушеподобныйсосуд (рис. 1. 2) наполнялся
порохом либо другой зажигательной смесью, по всей вероятности содер-
жавшей селитру, иснабжался двумя прутьями, игравшими роль ста-
билизаторов иобеспечивавшими устройству движение по прямой
линии. Все устройство приводилось вдвижение при помощи двух боль-
ших ракет, описание которых приводилось автором рукописи.
Первоначально ракеты начали применяться встранах Востока
Китае, Индии, арабских странах —илишь позднее стали известны вЕвропе. Предположения отом, как сведения оракетах рас-;
пространялись из одной страны вдругую, крайне противоречивы. Не-,
смотря на неоднократные попытки исследовать этот процесс, до сих пор
так ине удалось точно установить пути проникновения сведений оракетах
вразличные страны.”
К концу XIIIв. относятся первые, ставшие известными вЕвропе све-
дения оракетах. В1280 г. Альберт Магнус всвоем сочинении
«Demirabi1ibusmundi> излагает способы изготовления пороха идает
описание ракет. При этом он четко проводит различие (в химическом со-
ставе) между форсовым(движущим) составом ракет, используемым
для приведения ракеты вдвижение, иих зажигательным составом. По-
следний, как он указывал, должен был состоять из селитры, серы и
льняного масла, вфорсовыйже состав льняное масло не входило, но упо-
требляло селитры 67 %, серы 11 %, угля 22 %. По данным большин-
ства историков этот рецепт был заимствован Альбертом Магнусом из
книги
пользовавшимся, всвою очередь, арабским источником.
Сведения оракетах, приводившиеся врукописях этого периода,
Косили очень отрывочный характер иврассматриваемый период почти
никакого распространения не получили. Неясно также, изготовлялись
ли вдействительности ракеты, описание которых приводилось вуказан-
ных ранее работах.
Не до конца изучен также вопрос оначале производства и
боевого применения ракет вЕвропе. Хотя вотдельных литературных
произведениях иисторических источниках встречаются сведения, даю-
щие основание предполагать о возможности применения вЕвропе ракет
во время боевых действий вXlllв., однако во всех указанных случаях
речь шла оприменении устройств, напоминающих ракеты, не европей-
цами, аих противниками. Поэтому пока нет достаточных оснований для
утверждений оприменении европейцами боевых ракет еще вXIIIв.
Но уже вконце XIVв., иособенно впервой половине XVв, ракеты
начинают находить применение во время боевых действий вИталии”, а
затем иво Франции.” Кэтому же времени относится начало сравни-
тельно широкого применения ракет для устройства фейерверков ииллю-
минаций.
Распространение простейших пиротехнических ракет ипервые попыт-
ки их боевогр применения вЕвропе вконце XIVв. привели ктому, что
начиная сXVв. в ряде работ по артиллерии находят отражение воп-
росы, связанные сизготовлением иприменением пороховых ракет.
Одной из первых таких работ является рукопись Конрада,’Кьезера
«ge1lifortis», относящаяся кначалу XVв. Ксожалению, мы располагаем
весьмаограниченными сведениями как об авторе работы, так иосамой рукописи. По некоторым данным, К. Кьезерзакончил работу над рукопись-
юв1405 г. Ее основной экземпляр внастоящее время хранится вуниверситетской библиотеке вГеттингене.
Рукопись состоит из 140 пергаментных листов. Для специалистов,
занимающихся изучением развития ракетной техники, наибольший инте-
рес представляют листы 100а—140в, на которых Кьезеризлагает способы
изготовления иприменения ракет. Он дает описание ракет, переме-
щающихся вдоль веревки (струны), взлетающих ввоздух ипередви-
гающихся по воде. Эти три типа ракет изготавливались почти одинаково,
однако отличались составом пороховой смеси, атакже длиной
ракетного стержня, предназначенного для стабилизации полета ракет.
Так, Кьезеруказывал, что для ракет, взлетающих ввоздух, ракетный
стержень должен быть значительно длиннее, чем для ракет, перемежаю-
щихся по воде.
У Кьезерауже встречается, по-видимому, впервые вевропейской лите-
ратуре, указание онеобходимости просверливаниявракетном составе
специального канала (полости), получившего впоследствии название ра-
кетной пустоты. Кьезер,однако, ограничился лишь упоминанием онеоб-
ходимости создания такой полости, не указав причин, вызывающих такую
необходимость.
При анализе рукописи Кьезера, как ипри анализе многих анало-
гичных работ, относящихся крассматриваемому периоду, перед исследо-
вателями, как правило, встают два тесно связанных между собой вопроса.
1. Является ли данная рукопись (книга) оригинальным произведе-
нием, либо она составлена на основании уже известных работ (если
да, то представляет ли интерес установить на основании каких именно).
2. Были ли вдействительности изготовлены иприменялись ли на
практике те виды пиротехнических сооружений, которые описываются в
данной работе, либо это лишь предположения ирекомендации, не
проверенные на практике.
Исследователи, изучавшие рукопись Кьезера, приходят почти кеди-
нодушному выводу, что она составлена на основании арабских (либо
византийских) работ. На это же указывает ивосточная одежда людей на рисунках.Однако до настоящего времени ни
однниз авторов не указал, какиеименно работы были использованы на рисункахКье-
зером.
Более сложным представляется ответ на второй вопрос, так как ни-
каких сведений, подтверждающих, что описанные Кьезеромракеты приме-
нялись на практике, до настоящего времени обнаружить не удалось.’
Одиннз крупнейших немецких специалистов вобласти истории химии
взрывчатых веществ С. И. Ромоцкиполагает, что рекомендации
Кьезераоразличной длине стержня для ракет, передвигающихся по
воде ипо воздуху, свидетельствуют отом, что этиданные получены и
на основаниипрактического опыта, так как, по его мнению, не могли быт
получены теоретическим путем. Но данное предположение не является, на наш взгляд, достаточно убе-
дительным. Во-первых, эти сведения вполне могли быть заимствованы
Кьезеромиз работ других авторов, во-вторых, вряд ли правомерно пол-
ностью исключать возможность получения этихданных путем умозаклю-
чений.
В целом рукопись Кьезерадавала некоторые представления об
уровне производства ракет вЕвропе вконце XIV—начале XVвв.
Вней приводилисьразличные составы топливной смеси, достаточно чет-
ко упоминалось огильзахиз пергамента, оракетных стрежнях для
стабилизации ракет идр.
Следующей работой, вкоторой нашли отражение вопросы изготовле-
ния иприменения ракет, явилась рукопись, точнее тетрадь сэскизами,
итальянского военного инженера Джнованниди Фонтана «Belicorum
instrumentorumliber, comfiqurisetfictivisliterisconscriptus», храня-
щаяся вгородской библиотеке Мюнхена под №Jconogr242. До настояще-
го времени не удалось установить точной даты написания этой рукописи,
однако большинство исследователей относят ее к1420 г.
В рукописной работе Дж. ди Фонтана «Книга овоенных инструментах» приходилось описание ракет иразличных способов их применения. Следует отметить, что все упомянутые работы были рукописными,
распространялась всравнительно небольшом количестве ивсилуэтого не
получилнтогда достаточно широкого распространения, хотя некоторые
из этихработ пользовались сравнительно большой известностью. Однако уже впервой половине XVI
в., вскоре после изобретениякни-
гопечатания стали появляться книги, в которых приходилось сведения об изготовлении ипримененияпороховых ракет.
Любопытно отметить, что вэтой книге уже встречается упоми-
нание оракетах, вылетающих из ракет, т. е. оприменении принципа сту
пенчатостивпиротехнических ракетах. Описывая устройство фейерверка
автор указывает на восемь ракет, вылетающих из одной большой ракеты
идобавляет, что при этом получается очень яркое зрелище. По-види
мому, это первое встречающееся впечати упоминание омного
ступенчатых ракетах.
В книге Бирингуччиодавалось лишь краткое упоминание оприме
ненииракет при устройстве фейерверков, но не приводилось сведе
нийотом, что же представляли собой пиротехнические ракеты
первой половины XVIв. Ответ на этот вопрос мы находим в
рукописи К. Хааса, относящейся к1529 —1555 гг.” (рис, 1.5.).
Эта рукопись представляет наибольший интерес среди работ по
пиротехнике, относящихся кXV—первой половине ХVIвв. Вней не
только давалось достаточно подробное изложение способов изго
товленияобычных пиротехнических ракет иих применения, но и, по-
видимому, впервые вмировой литературе, приводились схемы, эскиз
иописании таких уже довольно сложных пиротехнических соору
жений, как многоступенчатые ракеты, ракетные связки, ракеты
дельтообразными стабилизаторами ит. п. Вдальнейшем эти конструкциифигурировали во многих работах, посвященных вопросам п-
иротехники, но впервые они были изложены, насколько это известно
внастоящее время, именно врукописи Хааса.
Следует отметить, что все эти, так по-современному именуемые
ракетные конструкции вдействительности были лишь эффективными
пиротехническимисооружениями. Ни один из авторов, приводивших
сведения омногоступенчатых ракетах, не останавливался на та-
ких их преимуществах, как увеличение высоты или дальности полета, не говоря уже одостижении высоких скоростей, недоступных для
обычных ракет. Единственная цель их применения заключалась создать более впечатляющее зрелище.
Начиная сконца ХVв. ракеты все чаще применяются, глав-
ным образом, для увеселительных целей —при устройстве фейер-
верков ииллюминаций. Сведения обоевом применении ракет встре-
чаются все реже иреже, ипостепенно почти исчезают. Объясняется
это тем, что кэтому времени огнестрельное оружие, применяв-
шееся вевропейских армиях (в том числе иартиллерия), достигло
такого совершенства, что полностью вытеснило ракеты вкачестве бое-
вогосредства. Возраставшая потребность впиротехнических сооружениях способ-
ствовала повышению интереса кпроизводству ракет. На протяжении
XVI—XVIIIвв. литература по артиллерии нпиротехнике обогати-
лась рядом интересных произведений, вкоторых вопросы изготовле-
ння нприменения ракет занимали уже довольно заметное место.
Кчислу таких работ следует отнести книги В. Бирингуччио(1540 г.),
Л. Фуртенбаха(1557 г.), И. Шмидлапа(1561 г.), Л. Колладо
(1592 г.), Ж. Апиера(1630 г.), К. Сименовича(1650 г.) (рис. 1.7),
А. Фрезье(1707 г.) идругих авторов [11 —17].
Для всех этих работ характерен описательный подход, так как они
предназначались, главным образом, вкачестве инструкции для при-
готовления фейерверков. Авторы этих книг преимущественно исхо-
дили лишь из своего собственного опыта и, как правило, почти
совершенно не знали одругих возможных способах иприемах
изготовления ракет ндаже не пытались как-либо теоретически
обосновать или подкрепить свои выводы.
Для рассматриваемого времени (XV—XVIIIвв.) вообще был характе-
рен весьма невысокий уровень теоретических разработок воб-
ласти ракетной техники. Ракеты этого периода представляласобой
несложные технические устройства, производство которых взна-
чительной степени зависело от опыта иискусства мастеров-пиро-
техников. Специалисты, работавшие вэто время над совершенствованием
ракет, особое внимание уделяли составу ракетного топлива, считая,
что именно от его правильного выбора зависит качество пиротех-
нических ракет. Было разработано большое количество рецептов ра-
кетных смесей, состоявших всвоей основе из селитры, серы иугля, взя-
тых вразличной пропорции, но все они подбирались эмпирически
ине были подкреплены теоретическими выводами.
Лишь кконцу XVIIIв. стало утверждаться мнение, что на ка-
чество ракет влияет не только состав ракетного топлива, ио иряд
других факторов, втом числе правильный выбор конструктивных па-
раметров. Это представление нашло отражение вработах но артил-
лерии ипиротехнике, опубликованных вконце XVIII—начале XIXвв.
При этом обращает на себя внимание, что практически за четыре
столетия (с XVпо XVIIIвв.) вконструкцию ракет итехно-
логию их изготовления не было внесено существенных изменений.
Ракеты этого периода состояли нз картонной гильзы, вверхней
части которой размещался полезный груз (звездкилибо другой на-
полнитель), аостальную часть гильзы занимала ракетная камера,
служившая одновременно хранилищем для ракетного топлива икамерой
сгорания.
продолжение
–PAGE_BREAK–
2.
ОСОБЕННОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили
внастоящее время широкое распространение. Из опубликованных
данных следует, что более 90 %существующих ивновь разраба-
тываемых ракет оснащаются двигателями твердого топлива. Этому
способствуют такие основные достоинства их, как высокая надеж-
ность, простота эксплуатации, постоянная готовность кдействию.
Наряду сперечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом
существенных недостатков: зависимостью скорости горения твер-
дого ракетного топлива (ТРТ)от начальной температуры топлив-
ного заряда; относительно низким значением удельного импульса
ТРТ; трудностью регулирования тяги вшироком диапазоне.
РДТТ применяются во всех классах современных ракет воен-
ного назначения. Кроме того, ракеты сРДТТ используют внарод-
но-хозяйственных целях, например, для борьбы сградом, бурения
скважин, зондирования высоких слоев атмосферы ит. д.
Разнообразие областей применения ивыполняемых задач спо-
собствовало разработке большого числа различных конструкций,
отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными
идругими характеристиками. Некоторое представление ошироте
применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся
вкрайних областях этого диапазона. Для ракетных двигателей
малых тяг (РДМТ)значение тяги находится впределах от 0,01 Н
до 1600 Н[1l.Тяга наиболее крупных двигателей (диаметр дви-
гателя 3,05; 4,5; 6,6 м) достигает десятков меганьютонов.Напри-
мер, для РДТТ диаметром 6,6 мтяга составляет 31 МН.
Промежуточную область занимают двигатели средних габари-
тов, которые являются наиболее многочисленными иразнообраз-
ными.
По выполняемым функциям все ракетные двигатели можно
разделить на три группы:
двигатели, создающие тягу, необходимую для перемещения ап-
парата;
двигатели, создающие управляющие усилия имоменты;
двигатели для экспериментальных итехнологических целей.
Первая группа двигателей выполняет основную функцию-
обеспечение взлета иускорения перемещающегося аппарата на
активном участке. Кэтой группе относятся все стартовые имарше-
вые РДТТ.
Вторая группа двигателей выполняет вспомогательные функ-
ции. Кэтой группе относятся рулевые двигатели, служащие для
управления полетом по заданной программе; корректирующие,
необходимые для стабилизации перемещающегося аппарата на
траектории иориентации втребуемом положении; тормозные,
предназначенные для торможения, отделения отработавших ступе-
ней ракеты, перевода космического ЛА содной орбиты на другую
или осуществления «мягкой» посадки.
Третья группа двигателей предназначена для проведения раз-
личного рода испытаний иотработки как перемещающегося аппа-
рата вцелом, так иего отдельных элементов. Например, сюда
можно отнести двигатели, предназначенные: для разгона аэроди-
намических тележек, проведения исследований стойкости кон-
струкционных материалов впотоке горячих газов сразличным со-
держанием твердых частиц, для проверки работоспособности и
стойкости исполнительных органов управления.
Ракетный двигатель твердого топлива вобщем случае состоит
из корпуса, заряда ТРТ, сопловогоблока, исполнительных орга-
нов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов
отсечки тяги, узлов аварийного выключения.
Если один или несколько РДТТ скомпонованы вместе сруле-
выми приводами, источниками питания ивспомогательными уст-
ройствами, то такой агрегат называется ракетной двигательной
установкой твердого топлива (ДУ РДТТ).
Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас
топлива одной ступени располагается вкамере сгорания двигателя; стенки камеры сгорания исопла неохлаждаемые; корпус
двигателя является несущим —на нем монтируются элементы
конструкции иузлы стыковки отсеков перемещающегося аппарата.
Заряд твердого ракетного топлива является источником энер-
гии РДТТ. Он представляет собой блок определенной формы и
размеров, размещенный вкамере сгорания двигателя. Размеры и
форма заряда при горении должны обеспечивать заданное время
работы, значение секундного расхода иизменение тяги двигателя
по времени. Если этого не удается достичь только путем придания
заряду определенной формы, то прибегают кнанесению бронирую-
щего покрытия на наружной иторцевых поверхностях заряда.
Цель нанесения бронирующегопокрытия состоит втом, чтобы
выключить из процесса горения часть горящей поверхности заряда
итем самым изменить время работы двигателя иколичество образующихся газов в единицу времени. Последнее оказывает прямое
влияние на тяговые характеристики двигателя. Различают два основных способа размещения заряда ТРТ
вкамере двигателя: вкладной искрепленный со стенками камеры
сгорания (частично или полностью).
2.1.
Конструкция свкладным зарядом
Двигатели свкладным зарядом можно разделить на
два типа: сзарядом всестороннего горения исзарядом, горящим по
внутренним поверхностям.
Двигатель
сзарядом всестороннего горения состоит из корпуса
(рис. 1.3) изаряда, установленного вкамере сгорания между
сопловойрешеткой ипередним упором. Особенность этого двига-
теля состоит втом, что горение заряда происходит по всем поверх-
ностям (наружной, внутренней иторцевым). При этом горячие
газы омывают внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания
Неснаряженныйдвигатель —двигатель без заряда, воспламе-
нителя иинициирующегоустройства, вобщем случае представляетсобой металлическую сварную конструкцию, состоящую из
цилиндрической обечайки, переднего изаднего днищ, соплового
блока, сопловойрешетки ипереднего упора, узлов для соединения
ссоседними отсеками ракеты, узлов соединения спусковой уста-
новкой идругих элементов. Под другими элементами подразумева-
ются приварныедетали для крепления аэродинамических плоско-
стей (если они крепятся ккорпусу двигателя), силовые шпангоуты
или упоры для крепления исполнительных органов системы управ-
ления, опорные поверхности для установки гаргрота, резьбовые
гнезда для такелажных рым-болтов.
Если двигатель снаряжается топливным зарядом —монобло-
ком, то корпус должен иметь разъем по максимальному внутрен-
нему диаметру для установки заряда вкамере сгорания. Если же
заряд состоит из нескольких однотипных элементов, то вэтом слу-
чае разъем по максимальному диаметру делать не обязательно.
Снаряжение можно производить через люк впереднем днище, ко-
торый затем закрывается передней крышкой (см. рис. 1.3). В двигателях сзарядом всестороннего горения соплочасто вы-
полняется сконическим раструбом. Если по условиям эксплуата-
ции требуется настройка двигателя на заданный температурный
режим работы, то сопловойблок снабжается сменными сопловыми
вкладышами или подвижным центральным телом .
Воспламенительноеустройство взависимости от формы заряда
может устанавливаться вразличных частях двигателя: передней,
задней или вдоль заряда. Предпочтение отдают переднему распо-
ложению воспламенителя.Вэтом случае газы, образовавшиеся
при горении воспламенителя, движутся ксоплу вдоль всей поверх-
ности заряда, создавая наилучшие условия для воспламенения.
Корпус воспламенителяизготавливается из тонколистовогомате-
риала (чаще всего из алюминиевого листа толщиной 0,3 мм), ко-
торый после снаряжения устанавливается вдержатель. Держатель
предохраняет тонкостенный корпус от механических поврежде-
ний. Держатель иногда снабжается рассекателем, который пред-
назначен для лучшего распределения газов вобъеме камеры сго-
рания. Торцевая- поверхность держателя может одновременно вы-
полнять функцию упора для фиксации заряда от продольных пере-
мещений. При переднем расположении воспламенителя все пере-
численные детали устройства крепятся на передней крышке.
Вкрышке имеются гнезда срезьбой для установки инициирующих
элементов —пиропатронов. Топливный заряд размещается вка-
мере сгорания на опорных поверхностях между сопловойрешеткой
ипередним упором.
В процессе эксплуатации РДТТ происходит изменение темпе-
ратуры окружающей среды, что приводит кизменению темпера-
туры иразмеров заряда. Учитывая, что коэффициент гарантированный зазор между опорами изарядом. Наличие зазора с точки зрения эксплуатации-не всегда приемлимо, поэтому устанавливают специальные компенсирующиеустройства,
которые удерживают заряд от перемещений впродольном направ-
лении, позволяя ему удлиняться, не нарушая целости корпуса;
Наиболее простым является компенсатор, выполненный из губчатой
резины. Как правило, для этих двигателей применяются топлива
баллиститноготипа (нитроцеллюлозныетоплива). Герметизация
двигателя производится установкой прокладок (резиновых, паро-
нитовых или металлических) вместах разъема игерметизирующей
диафрагмы враструбе сопла.
Корпус двигателя изготавливается из улучшаемыхлегирован-
ных, комплексно-легированных или мартенситно-стареющихста-
лей. условиях массового производства корпуса могут изготавли-
ваться из пресс-материала, особенно для двигателей небольшого-свкладным зарядом всестороннего горения приме-
няются втех случаях, когда необходимо получить большое значе-
ние тяги за короткий промежуток времени. Их используют водно-
тупенчатых управляемых инеуправляемых ракетах, на первых с
тупеняхмногоступенчатых ракет (стартовые ускорители), вкаче-
.стве самолетных ускорителей, тормозных двигателей идвигателей
мягкой посадки, двигательных установок для технологических
целейит. д.
Рассмотренная схема характерна для РДТТ сзарядами из бал-
листических порохов. Двигатели, выполненные по этой схеме, об-
ладают рядом недостатков. Основные из них: низкий коэффициент
заполнения; наличие дополнительных устройств, фиксирующих з
аряд; контакт горячих газов со стенками камеры сгорания. По-следнее требует увеличения толщинстенки двигателя или тепло-
защитных покрытий.
Двигатель
свкладным зарядом, горящим по внутренним поверх-
ностям (рис. 1.4), имеет следующую особенность: горение заряда
происходит по каналу заряда игорячие газы не имеют непосред-
ственного контакта со стенками камеры сгорания. Это дает воз-
можность уменьшить толщину стенки, аследовательно, сократить
массу двигателя иувеличить время его работы. Увеличение вре-
мени происходит вследствие горения заряда только врадиальном
направлении изнутри кпериферии. Корпус двигателя изготавли-
вается металлическим сразъемом по максимальному внутреннему
размеру. На внутреннюю поверхность камеры сгорания наносится
теплозащитноепокрытие (ТЗП).Оформление сопловогоблока и
воспламенительногоустройства аналогично предыдущей конструк-
ции. Заряд —моноблочный сзабронированной наружной поверх-
ностью, устанавливается вкамере сгорания на кольцевые упоры
сгарантированным зазором вцилиндрической части. На задний
упор наклеено кольцо из плотной резины, которое предотвращает
течение газов вдоль наружной поверхности заряда. Передний упор
является одновременно икомпенсаторомтермических расширений
заряда. Поэтому на упоре наклеивается кольцо из губчатой ре-
зины. Для возможности проникновения газов взазор между кор-
пусом изарядом делаются прорези в резиновом кольце компенса-
тора. Таким образом, вкольцевом зазоре образуется застойная
зона газов, выравнивающая давление внутри иснаружи заряда.
Упорные поверхности могут располагаться не только по торцам
заряда. Упор можно располагать всредней части заряда, для этого
взаряде делается специальное углубление. Вэтом случае достаточ-
но одного упора, однако конструкция заряда идвигателя значи-
тельно усложняется.
Если применяется заряд сторцевым горением, то крепление за-
ряда производится за тарель, соединенную сторцемзаряда изготавливается как из баллиститных, так ииз
смесевыхтоплив. Двигатели сзарядом, горящим по внутренним
поверхностям, применяются на одноступенчатых ракетах имарше-
вых ступенях многоступенчатых ракет. продолжение
–PAGE_BREAK–
2.2.
Конструкция со скрепленным зарядом.
Появление двигателей со скрепленным зарядом связано сразработкой ивнедрением смесевыхтоплив. Техно-
логия изготовления такого заряда отличается от ранее рассмот-
ренных тем, что жидковязкаятопливная масса заливается впод-
готовленный корпус двигателя. После полимеризациизаряд скреп-
ляется со стенками камеры сгорания. Горение заряда происходит
по внутреннему каналу. Вэтом случае топливо защищает стенки
двигателя от нагревания. Втех же местах, где стенки не защищены
или открываются врезультате выгораниятоплива, наносится слой
ТЗП.Это позволило значительно уменьшить толщину стенок и
массу двигателя.
Улучшение коэффициента массового совершенства двигателя*
вэтой конструкции достигается также лучшим использованием
объема камеры сгорания при заполнении топливом, применением
топлива сболее высокой массовой плотностью, отсутствием ряда
деталей, присущих двигателям свкладным зарядо. Корпус двигателя со скрепленным зарядом может выполняться
по нескольким схемам ииз различных материалов: металлический,
комбинированный, типа полукоконаили кокона.
Металлический корпус изготавливается сваркой цилиндриче-
ской обечайкииз листового проката методом ротационной раскатки
из заготовки или точением из стандартной трубы споследующей
приваркойштампованных днищ.Взависимости от технологии
снаряжения одно из днищможет присоединяться спомощью шпон-
ки или другого вида соединения. Внекоторых случаях корпус
может быть изготовлен более технологичным способом —штам-
повкой сглубокой вытяжкой.
Комбинированный
корпус выполняется металлическим или из
разнородных материалов. Впервом случае тонкостенная обечайка,
сваренная сднищами, усиливается вокружном направлении на-
моткой проволоки или тонкой металлической ленты. Во втором
случае усиление металлической обечайкипроизводится намоткой
стеклянных прядей или ленты из стекловолокна, пропитанных
фенольно-формальдегиднойсмолой.
Комбинированные корпуса имеют меньшую массу благодаря
применению армирующихэлементов, обладают высокой герметич-
ностью.
Корпуса
типа кокона иполукоконаизготавливаются методом
намотки стекло- или органоволокна, пропитанных связующим,
на оправку. После полимеризациисмолы оправка удаляется. Полу-
ченная таким способом оболочка обладает высокой прочностью
благодаря ориентированному расположению волокон внаправ-
лении действующих сил инебольшой массой. Корпус полукокон
изготавливается путем отрезания одного из днищкокона изамены
его металлИческим для образования разъема по максимальному
диаметру вцилиндрической части.
Недостаток этих конструкций —их газовая проницаемость,
что при работе двигателя недопустимо. Для устранения этого
недостатка на внутреннюю поверхность камеры сгорания наклеи-
вается антидиффузионныйслой и(или) наносится резиноподоб-
ной материал —защитно-крепящий слой (ЗКС), который одно-
временно выполняет функцию скрепления заряда со стенками кор-
пуса.
Двигатели со скрепленным зарядом применяются для марше-
вых ступеней ракет, продолжительность их работы от десятков
до сотен секунд .
В общем случае двигатель со скрепленным зарядом состоит из
корпуса, сопловогоблока, воспламенительногоустройства, сопл
противотяги, узлов соединения ссоседними отсеками, герметизи-
рующих элементов, заряда.
В случае применения корпуса типа кокона воболочке предусматриваютсяметаллические фланцы, вмонтированные при изготов-
лении кокона. Фланцынеобходимы для крепления сопла, установ-
ки воспламенительногоустройства исопл противотяги.Сопло
спрофилированнойрасширяющейся частью может быть частично
утоплено вкамеру сгорания, имеет металлический силовой каркас,
защищенный набором деталей из термоэрозионностойкихмате-
риалов (подробнее см. разд.6.2).
Воспламенительноеустройство не отличается от ранее рас-
смотренного, может снабжаться предохранительными элементами
для исключения случайного запуска двигателя, например, от по-
явления токов наведения вцепи пиропатронов.
Сопла противотягивскрываются после подачи электрического
сигнала на срабатывание. Сигнал подается от программного ме-
ханизма после достижения ракетой заданных параметров. Сопла
противотягимогут располагаться на переднем изаднем днищах,
газоводеили обечайке.Общее требование кэтим устройствам-
обеспечение одновременного вскрытия всех имеющихся на двига-
теле сопл. Суммарная площадь критического сечения сопл про-
тивотяги должна быть равна или больше площади критического
сечения основного сопла. При вскрытии сопл противотягипроис-
ходит резкое падение давления вкамере сгорания, что приводит
кзатуханию заряда. Если площадь основного сопла исопл про-
тивотяги равны, то происходит уравновешиваниетяги ипротиво-
сли же площадь сопл противотягинесколько больше пло-
щади основного сопла, происходит реверс тяги иотработавший
двигатель отбрасывается от ракеты.
В двигателе применяются высококалорийные смесевыетоплива
(максимальное достигнутое внастоящее время значение 1
=2925 м/с [171). 3м. с[171). Заряд из смесевыхтоплив обладает достаточной
эластичностью, поэтому при изменении температуры компенсация
линейных размеров заряда относительно корпуса происходит за
счет эластичности ЗКСисамого заряда. Кроме того, для снятия
напряжений вкраевой зоне применяются устройства ввиде ман-
жет, усаикольцевых выточек.
3.
Основные параметры иособенности
конструкций РДТТ
При проведении анализа технического задания на проектированиенеобходимо иметь данные осуществующих ракетах сРДТТ иих основные
параметры.Это поможет конструктору более правильно оценить уровень совершен-
ные па-
ства вновь разрабатываемого двигателя. Сэтой целью приведем сведения оне-
которых двигателях ракет различных классов иих характеристиках.
Более подробно рассмотрим конструкцию твердотопливногодвигателя
квоздушно-космической системе (ВКС)«Спейс Шаттл».
Двигатель
свкладным зарядом, горящим по внутренним поверх-
ностям (рис. 1.4), имеет следующую особенность: горение заряда
происходит по каналу заряда игорячие газы не имеют непосред-
ственного контакта со стенками камеры сгорания. Это дает возможность уменьшить толщину стенки, аследовательно, сократить
массу двигателя иувеличить время его работы. Увеличение вре-
мени происходит вследствие горения заряда только врадиальном
направлении изнутри кпериферии. Корпус двигателя изготавливается металлическим сразъемом по максимальному внутреннему
размеру. На внутреннюю поверхность камеры сгорания наносится
теплозащитноепокрытие (ТЗП).Оформление сопловогоблока и
воспламенительногоустройства аналогично предыдущей конструк-
ции. Заряд —моноблочный сзабронированной наружной поверх-
ностью, устанавливается вкамере сгорания на кольцевые упоры
сгарантированным зазором вцилиндрической части. На задний
упор наклеено кольцо из плотной резины, которое предотвращает
течение газов вдоль наружной поверхности заряда. Передний упор
является одновременно икомпенсаторомтермических расширений
заряда. Поэтому на упоре наклеивается кольцо из губчатой ре-
зины. Для возможности проникновения газов взазор между кор-
пусом изарядом делаются прорези в резиновом кольце компенса-
тора. Таким образом, вкольцевом зазоре образуется застойная
зона газов, выравнивающая давление внутри иснаружи заряда.
Упорные поверхности могут располагаться не только по торцам
заряда. Упор можно располагать всредней части заряда, для этого
взаряде делается специальное углубление. Вэтом случае достаточ-
но одного упора, однако конструкция заряда идвигателя значи-
тельно усложняется.
Если применяется заряд сторцевым горением, то крепление за-
ряда производится за тарель, соединенную сторцемзаряда «Минитмен-3», 16М-30G—трехступенчатая межконтинентальная балли-
стическая ракета (МБР), запускается из шахты. Корпус двигателя первой сту-
пени выполнен из стали иимеет четыре поворотных сопла. Корпус второй сту-
пени изготовлен из титанового сплава иимеет одно фиксированное сопло.Упра-
вление вектором тяги производится впрыскомфреонавзакритическую часть
сопла. Корпус третьей ступени изготовлен из стеклопластика, имеет одно ча-
стично утопленное закрепленное сопло.Управление осуществляется впрыском
жидкости взакритическую часть.
N-Х —четырехступенчатая МБРствердотопливными двигателями на
первых трех ступенях, четвертая ступень (жидкостная) предназначена для раз-
ведения разделяющейся боевой части.
«Поларис» А-3 —двухступенчатая ракета, предназначена для запуска
сподводной лодки впогруженном состоянии. Эта особенность эксплуатации
наложила ограничения на габаритные размеры ракеты. Корпуса обоих двигателей изготовлены из стеклопластика «Спираллой».Первая ступень имеет четыре поворотных сопла, газодинамическоеуправление второй ступени осуществляется впрыскомфреонавсверхзвуковую часть сопла.
«Першинг-II» N
GN-31—двухступенчатая тактическая баллистическая ра-
кета с двигателями на твердом топливе. Корпуса двигателей на обеих ступенях выполнены из композиционного
материала КЕВЛАР.Из этого же материала изготовлены задние юбки двига-
телей. Заряд изготовлен из смесевоготоплива сосновой из полибутадиенасгидроксильной концевой группой. Управление на обеих ступенях комбинированное: аэродинамическое ига-
зодинамическое. На первой ступени установлено отклоняемое соплосгибким
кремнийорганическимуплотнением, графитовойвставкой вкритическом сече-
нии и расширяющимся раструбом из углеродистого фенопласта.
Соплопозволяет управлять тангажомикурсом. Аэродинамические поверх-
ности (две из четырех) служат для управления креном. Первая ступень имеет
длину 3,4 м, массу 3450 кг имассу топлива 3217 кг.
Вторая ступень управляется по тангажуикурсу отклоняемым соплом,
апо крену —аэродинамическими рулями, расположенными на головной части.
Длина второй ступени равна 2,4 м, масса —2388 кг, масса топлива —2181 кг.
Ступени после выгораниятоплива отделяются взрывным устройством.
Приложение 2содержит сведения онекоторых противокорабельных ипротиволодочных ракетах.
«Экзосет» М.38 (AN
.39) SN.39/NN.40 —семейство французских противокорабельных ракет. Ракета М.38 —класса поверхность —поверхность, ракета
AN
.39
—класса воздух —поверхность. Эти варианты имеют стартовый дви-
гатель на смесевомтопливе, маршевый —на двухосновномтопливе.
«Экзосет» ММ.40 —модификация ракеты класса поверхность —поверхность,
отличается усовершенствованным маршевым РДТТ, благодаря этому дальность
действия увеличена с45 до 65 .… 70 км. На конечном участке траектории (=300м)
полет ракеты происходит на малой высоте.
«Отомат»—ракета большой дальности действия, имеет ТРДиобладает
аэродинамическим качеством. Два стартовых РДТТ устанавливаются сдвух
сторон корпуса между обтекателями. Длина РДТТ 1,6 м. Носовые части исопла
отклонены относительно продольной оси ракеты.
«Саброк»UUN-44Aвыбрасывается из торпедного аппарата, примерно че-
рез 1с включается РДТТ. Затем, после совершения маневра, ракета выходит
из-под воды ипродолжает движение по воздушной траектории. После дости-
жения определенной скорости ивысоты РДТТ отделяется от боевой части, ко-
торая входит вводу иподрывается на заданной глубине.
Современные ракеты для поражения бронетанковой техники запускаются
как со стационарных иподвижных пусковых установок, так испереносных
индивидуального пользования. В’ последние годы запуск противотанковых
управляемых ракет (ПТУР) стал осуществляться исвертолетов, что значительно
расширило возможности этой техники (радиус действия ит. п.). Большую роль
вэтом играет испособ наведения. Система наведения по лазерному лучу значительно повышает точность поражения. Широко используется способ передачи
команд по проводам. Двигательная установка, как правило, имеет один РДТТ
сдвумя режимами работы —стартовым нмаршевым. Предпочтительный способ
управления —газодинамический, так как обладает меньшей инерционностью
ивысоким значением управляющего момента.
«Хот» —ракета совместной разработки Франции иФРГ, применяется для
пуска свертолетов нназемных транспортных средств, обладает большим радиу-
сом действия. Двигатель имеет два режима работы. Пуск производится из трубы
спомощью дополнительного газогенератора, обеспечивающего скорость на
выходе 75 м/с. Тяга газогенератора равна 5.10«Н, время работы 0,01 с.
«Милан» —легкая ракета средней дальности совместной разработки Фран-
ции и ФРГ. Ракета размещается втранспортно-пусковом стеклотекстолитовом
контейнере, кроме того оснащена оборудованием для пуска сприцелом ибло-
ком наведения, атакже вспомогательным оборудованием. РДТТ имеет два
режима работы. Работа на первом режиме обеспечивает получение скорости до
130 м/с, на втором режиме —до 200 м/с.
TOWB
GN-71А—ракета большой дальности действия, устанавливается
на транспортерах ивертолетах. Двигатель на твердом топливе имеет два ре-
жима работы. На стартовом режиме время работы составляет 005 с; на марше-
вом —1,5 с.
ЯКАМ AGN-69A—ракета класса воздух —поверхность. РДТТ имеет два
режима работы. Внастоящее время этот двигатель модернизируется ибудет
заменен новым двигателем сболее длительным сроком хранения имодифици-
рованным топливом (полибутадиенсгндроксильнойконцевой группой).
«Мейврнк»AGN-65—тактическая ракета. Двигатель —РДТТ сдвумя
режимами работы.
«Корморан»—ракета ФРГ. Силовая установка состоит из двух стартовых
иодного маршевого РДТТ фирмы SPNE.Стартовые ускорители располагаются
по обеим сторонам газоводамаршевого двигателя. Заряд имеет канал вформе
звезды иизготовлен из двухосновноготоплива. Масса заряда 2,75 и’, тяга од-
ного двигателя 2,75 10«Н. Вначальный момент два двигателя создают ускоре-
ние 9,2 g. Маршевый двигатель имеет заряд из двухосновноготоплива сгоре-
нием по торцу. Время работы 100 с, тяга ж0,285 104 Н. Двигатель поддержи-
вает полученную скорость, соответствующую М=0,9.
Конструкцию крупногабаритного двигателя целесообразно рассматривать
на примере твердотопливной двигательной установки ВКС«Спейс Шаттл».
Вустановке использованы последние достижения двигателестроения, она со-
здавалась на базе отработанных стартовых ступеней SL-1, SL-2, SL-3инулевой ступени кракете «Титан-ЗС». Особенностью конструкции основного двигателя является многократное его использование (до 20 раз) среставрацией после
каждого пуска.
Первая ступень ВКСсостоит из двух РДТТ, расположенных по обе сто-
роны внешнего бака для топливных компонентов жидкостной двигательной
установки второй ступени (рис. 1.7). Оба РДТТ идентичны иразличаются лишь
системой крепления сбаком (справа нслева). Каждый имеет восемь вспомога-
тельных твердотопливных двигателей системы разделения. Они располагаются
группами (по 4шт.) вносовом ихвостовом отсеках основного РДТТ. Двигатели
первой ступени начинают работу совместно с)КРДвторой ступени. На высоте
около 45 км РДТТ прекращают работу, отделяются от топливного бака иопу-
скаются на парашютах вокеан. Затем корабли службы спасения подбирают па-
рашюты, носовой обтекатель икорпус РДТТ для их повторного использования
после восстановления.
Масса одного РДТТ —ускорителя составляет 583,6 т, масса топлива 502,6 т,
диаметр корпуса 3,7 м, длина 45,5м, стартовая тяга (на уровне моря) 11,86МН,
продолжительность работы 122 с, суммарный импульс тяги 1316 10′ Нс, удель-
ный импульс 2480 м/с, максимальное давление вкамере 6,2 МПа, среднее
давление 4,12 МПа.Длина РДТТ без передней юбки иголовного обтекателя
равна 38,2 м. Корпус двигателя состоит нз 11 секций ивключает пять различных
типов секций. На рис. 1.8 приведены размеры ихарактерные места для секции
каждого типа. Габаритные размеры секции выбраны так, чтобы исключить сварку.
При изготовлении применяются операции раскаткнпоковок, термическая и
механическая обработка. В качестве материала корпуса используется сталь
D-6АС(oи=13,7 МПа).Секции корпуса компонуются вчетыре сборки: верх-
нюю, две средние инижнюю (это необходимо для удобства снаряжения итранс-
портирования). Секции соединяются между собой спомощью стыковогоузла
типа серьги (см. рнс.1;8, поз. 2) при помощи штифтов диаметром 25,4 мм. На
каждый стык расходуется 180 штифтов. Снаряженные сборки вдальнейшем сты-
куются аналогично. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплозащитное покрытие (ТЗП).РДТТ снабжается поворотным соплом сгибким шар-
ниром, который обеспечивает предельное отклонение -~8′. Соплосостоит из
неподвижной утоплеинойчасти, гибкого шарннраиподвижной расширяющейся
части. Для изготовления сопловогоблока используется сталь D-6АС, алюминиевый сплав 7075-Т73, фенопласты,армированные углероднойили кварцевой
тканью. Толщина фенопластовойизоляции выбирается такой, чтобы за все время
работы стальные детали не нагрелись выше 200’С, адетали из алюминиевого
сплава —выше 120 ‘С.
продолжение
–PAGE_BREAK–
4.
ЭТАПЫ ИОРГАНИЗАЦИЯ РАЗРАБОТКИ РДТТ
Стадии разработки конструкторской документации и
этапы выполнения работ на все виды изделий промышленности
устанавливают нормативные документы. Основные этапы разра-
ботки приведены втабл. 1.1 [191.
Разработка РДТТ является составной частью программы работ
по созданию ракетного комплекса (РК) или ракеты При этом двигатель (двигательная Установка) выступает как
часть определенного комплекса ивто же время как самостоятель-
но разрабатываемое изделие. Предварительные характеристики, отражающие основные параметры двигателя иего конструктив-
ный облик, определяются на этапе проведения научно-исследова-
тельских ипоисковых работ по созданию РК или ракеты. Они
дают возможность определить основные направления проектирования –
с учетом возможности выполнения тактических задач,
последних достижений науки, техники, технологии ипроизвод-
ства. Здесь же производятся предварительные экономические рас-
четы, позволяющие определить общие затраты на создание комплек-
са иего составных частей. Таким образом, уже на этой стадии
предварительно определяется схема двигательной установки, ее
приближенные энергетические характеристики, распределение
массы топлива по ступеням (или запас топлива вдвигателе для
одноступенчатойракеты), тяговые ивременные характеристики,
максимально допустимая масса конструкции двигателя, технико-
экономические показатели.
Исходя из положений стандартов можно построить схему эта-
пов разработки РДТТ, которая показывает их взаимозависимость
(рис. 1.12) [30].
Этап формирования ТЗ является весьма важным. Он оказы-
вает влияние на технический уровень совершенства РДТТ, его
экономические показатели, сроки разработки иперспективность.
Исполнитель, получив ТЗ на разработку РДТТ, проводит ана-
лиз каждого пункта иполучает представление овозможности и
способах его выполнения. Этапы технического задания, технических предложений иэс-
кизного проекта принято называть проектированием. Этапы про-
ектирования условно отделяют от этапов сферы материального производства.
Этап эскизного проекта РДТТ включает расчеты оптимальных
характеристик двигателя ивыбор исходной конструктивной схе-
мы. Принятая схема двигателя подвергается подробному анализу
вразличных условиях экстремальных нагружений.Всоответ-
ствии срезультатами анализа определяются конструкционные ма-
териалы для всех элементов двигателя. Далее проводится поде-
тальная разработка конструкций сучетом современных методов.
технологии производства. Значительный экономический эффект
получается при использовании стандартных, унифицированных,
заимствованных, покупных деталей исборочных единиц. Важно
также не расширять ассортимент выбранных материалов, всемер-
но унифицировать их.
РДТТ является сравнительно простым объектом, поэтому этап
технического проекта обычно опускается (в табл. 1.Lэтот этап
не указан).
Этапы изготовления опытного образца, установочных серий,
установившегося серийного или массового производства относятся
ксфере изготовления изделий итехнологической отработки.
На этапе изготовления итехнологической отработки опытных
образцов РДТТпринимают непосредственное участие, наряду сконструкторами, основные службы опытного производства. Этот этап
важен тем, что здесь впервые материализуются ипроверяются
вработе отдельные детали иузлы двигателя. Отрабатывается тех-
нологичность ипрогрессивные методы изготовления каждой де-
тали иизделия вцелом. Одновременно вносятся уточнения вкон-
стр укторскую документацию. Изготовленные опытные образцы подвергаются доводочнымис-
пытаниям по согласованной иутвержденной программе. Здесь
определяются параметры иначальный уровень надежности двига-
теля, атакже соответствие их требованиям технического задания.
По результатам испытаний составляется отчет, корректируется
техническая документация. Если двигатель отвечает всем требова-
ниям ТЗ, то изготавливается по уточненной документации партия
РДТТ для проведения испытаний на соответствиеосновных харак-
теристик ипараметров РДТТ заданным в ТЗ.
На всех этапах изготовления РДТТ вносятся уточнения вкон-
структорскую документацию сцелью совершенствования кон-
струкции, унификации материалов, улучшения технологического
процесса ит. д.
5.
ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
НА РАЗРАБОТКУ РДТТ
Задание на разработку РДТТ является основным доку-
ментом, которым руководствуется конструктор при проведении
проектных иконструкторских работ (упрощенным вариантом ТЗ
вучебном заведении является задание на курсовой или дипломный
проект).
В техническом задании вопределенной последовательности рас-
положены требования, которым должен отвечать изготовленный
РДТТ. Вобщем случае содержание ТЗ выглядит следующим об-
разом [30].
На титульном листе указывается точная формулировка и
индекс РДТТ или двигательной установки (ДУ РДТТ). Под ДУ
РДТТ понимается установка, состоящая из одного или несколь-.
ких РДТТ, рулевых приводов ивспомогательных устройств, обес-
печивающих их функционирование.
В разделе общих технических требований оговариваются усло-
вия хранения иэксплуатации ракеты.
Например: хранение может производиться на складе, на от-
крытой площадке или под навесом; вснаряженном или неснаря-
женном состоянии; всоставе ракеты или отдельно от нее ит. д.
Вэксплуатационных требованиях указывается температурный
диапазон применения, относительная влажность, наличие иха-
рактер воздействия солнечной радиации идругие характеристики
окружающей среды; Срок сохранения эксплуатационных харак-
теристик определяется как сумма сроков: от момента выпуска
окончательно собранного РДТТ до его установки на ракете ивременинахождения РДТТ всоставе ракеты. Вэтом разделе дается
укрупненное описание состава РДТТ, функциональные особен-
ности (режимы тяги, наличие органов управления вектором тяги,
число камер идр.), требования технологического характера (взаи-
мозаменяемость сборочных единиц вдвигателе, двигателя —вра-
кете, условия контроля мест стыковки их между собой идр.).
Требования квнешнему виду игабаритным размерам приводятся,
на прилагаемом кТЗ чертеже наружного вида РДТТ.
Важными здесь являются требования по уровню надежности.
Они определяют число проводимых испытаний, аследовательно,
изатрат на подтверждение поставленных требований. Например,
если задан уровень надежности 0,9; 0,99 и0,999 при доверитель-
ной вероятности 50 %, то теоретически требуется проведение соот-
ветственно 5; 69; 693 испытаний. На практике прямыми испытания-
ми подтверждается лишь начальный уровень надежности. Даль-
нейшее обоснование надежности ведется аналитическими методами
испециальными приемами, позволяющими снизить затраты исо-
кратить сроки. Сюда относится применение таких методов кон-
троля иизмерений, которые сразу дают достоверные результаты:
моделирование (в том числе иматематическое), использование ре-
зультатов испытаний аналогичных РДТТ.
В общий раздел включаются также специальные требования.
Например, условия сохранения взрывобезопасностиили пожаро-
безопасности идругие при нештатных ситуациях (случайном па-
дении, механическом повреждении ит. д.); защита от биологиче-
ских.вредителей; нетоксичностипри работе; обеспечению безопас-
ности пусковых установок ит. п. Для определения соответствия
РДТТ этим требованиям могут быть проведены специальные испы-
тания или систематизированы результаты накопленного опыта
аналогичных изделий вподобных условиях.
В разделе требований кконструкции РДТТ указываются но-
минальные значения идопустимые отклонения масс игабаритных
размеров двигателя, изменения по времени впроцессе работы
РДТТ значений координат центра масс ивеличин моментов инер-
ции относительно осей координат Х—продольной иУ, Z—по-
перечных, атакже поля допустимых отклонений. Вэтом разделе
оговариваются конструктивные особенности (например, места и
способы соединения спусковой установкой, подвод энергопита-
ния, наличие узлов крепления стабилизаторов итребования кним,
расположение кабельных магистралей ракеты, места установки
датчиков давлений ит. д.).
6.
СВЕДЕНИЯ ОТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВАХ
Применяемые вРДТТ топлива являются унитарными
(многосоставными),содержащими всвоем составе горючие, окис-
лительные идругие компоненты.
По своей физической структуре твердые ракетные топлива
(ТРТ)делят на два класса: гомогенныеигетерогенные.
Гомогенныеили нитроцеллюлозныетоплива
Нитроцеллюлозноетопливо (баллиститныйпорох)—
порох на основе нитратов целлюлозы, пластифицированныхни-
троэфирами или их смесями. Исходное вещество —целлюлоза
является сложным полимерным веществом. При обработке цел-
люлозы азотной кислотой образуются нитратыцеллюлозы или
нитроклетчатка.Нитроклетчаткаявляется унитарным топливом,
содержащим всвоем составе атомы окислителя игорючего. Однако
самостоятельного значения как топливо нитратыцеллюлозы не
имеют, так как горение этого вещества, спрессованного втоплив-
ные шашки, происходит неустойчиво, что объясняется пористо-
волокнистой структурой нитроклетчатки.Рыхлая структура ве-
щества способствует горению не только по поверхности, но ивну-
три многочисленных пор. При этом объемное горение переходит
вдетонационное.Чтобы избежать детонационногогорения путем
устранения пористо-волокнистойструктуры нитроклетчаткуже-
латинизируют растворителем. Для ракетных топлив применяют
труднолетучиерастворители(нитроглицерин инитродигликоль).
Эти вещества также являются энергоносителями, так как имеют
всвоем составе атомы горючего иокислитель. Применять их вка-
честве самостоятельного унитарного топлива вракетном двигателе
также не представляется возможным из-за высокой чувствитель-
ности кмеханическим итермическим воздействиям. При обработке
нитратов целлюлозы нитроглицерином или нитродигликолемоб-
разуется пластифицированнаятопливная масса, которую затем
можно прессовать вшашки различной конфигурации.
Нитроцеллюлозноетопливо имеет две энергетические основы-
нитраты целлюлозы ирастворитель-пластификаторввиде нитро-
глицерина или нитродигликоля.Отсюда появилось название-
двухосновные топлива. Состав нитроглицериновыхтоплив достаточно сложен, так как помимо указанных веществ вних входят ком-
поненты, имеющие специальное назначение. Кним относятся
дополнительные растворители-пластификаторы, стабилизаторы го-
рения истабилизаторы химической стойкости, технологические
добавки, катализаторы.
В настоящее время разработано большое количество рецептур
нитроцеллюлозныхтоплив. Несмотря на это весовые соотношения
компонентов топлива находятся вузких пределах. Втабл. 2.1
и2.2 приводятся эти величины [9, 22].
продолжение
–PAGE_BREAK–