Герман Назаров - Космические твердотопливные двигатели

РДТТ космических аппаратов.В первую очередь рассмотрим твердотопливные двигатели, широко применяющиеся для создания конечного разгонного импульса при выводе КА на околоземные орбиты, достижение которых требует больших энергетических затрат, и на межпланетные траектории. Например, большинство геостационарных ИСЗ, запущенных к настоящему времени, оснащалось неотделяемыми РДТТ, входящими непосредственно в конструкцию космического аппарата.

Ранее мы рассмотрели последовательность операций при запуске геостационарного спутника, ограничившись моментом прекращения работы последней ступени РН и соответственно выходом ИСЗ на переходную геостационарную орбиту. Попробуем теперь рассчитать характеристики бортового РДТТ спутника, если из расчета траектории полета известно, что для совершения окончательного маневра ИСЗ необходимо сообщить дополнительную скорость Δ V ≈ 1840 м/с. Соответствующий разгонный импульс создается в апогее переходной орбиты, и в этом случае бортовой РДТТ называют апогейным.

Зададимся дополнительно следующими исходными данными: масса ИСЗ в момент отделения от ракетной ступени 1000 кг, удельный импульс РДТТ ( I y) 2850 м/с, запас твердого топлива 90 % суммарной массы РДТТ. Воспользуемся известной формулой Циолковского, которую запишем для нашего случая в виде: Δ V = I yln[( М Т+ М К+ М ПГ)/( М К+ М ПГ)], где М Т— масса топлива, М К— масса конструкции РДТТ, М ПГ— масса полезного груза (т. е. спутника без учета РДТТ). Подставляя в эту формулу исходные данные, получим следующие (округленные) величины (в килограммах): М Т= 465, М К= 50, М ПГ= 485 (сумма этих чисел составляет 1000). Перемножив далее значения М Ти I y , получим полный импульс тяги РДТТ: 1325 кН с.

В принципе эту величину можно реализовать как за счет кратковременного действия большой тяги, так и при длительном действии малой тяги. При выборе конкретных параметров РДТТ необходимо учесть допустимые перегрузки на конструкцию всего КА и его отдельных элементов, а также баллистические характеристики применяемого твердого топлива, влияние давления в камере сгорания на массу конструкции, на габариты и удельный импульс и т. д. В конечном счете характерное время работы для бортового РДТТ получается равным порядка 40 с, что при указанном выше значении полного импульса соответствует усредненной (за время работы) тяге ~30 кН. Эти параметры того же порядка, что и для двигателей верхней ступени РН «Дельта», которые рассматривались нами в соответствующем разделе.

По устройству и внешнему виду РДТТ космических аппаратов также не отличаются от двигателей верхних ступеней РН. Так что те и другие РДТТ вполне можно отнести к одному классу двигателей, тем более что твердотопливные верхние ступени в большинстве своем включаются после сообщения им первой космической скорости, т. е. сами по себе могут считаться космическими аппаратами. Сюда же относятся РДТТ разгонных блоков — унифицированных ракетных ступеней, которые также включаются на околоземных орбитах и могут использоваться в составе различных РН как для запуска ИСЗ, так и для разгона автоматических межпланетных станций.

В частности, в разгонных блоках широко применялись уже известные нам двигатели типа «Стар-37», Именно они использовались при запусках межпланетных КА «Вояджер», о чем шла речь на стр. 38. Начальная масса разгонных блоков составляла 1,22 т с учетом 1060 кг твердого топлива, после израсходования которого скорость КА увеличивалась на 2 км/е. Указанные блоки стабилизировались при помощи микродвигателей, работавших на жидком монотопливе (гидразине),

РДТТ применяются также на борту космических кораблей и в автоматических межпланетных КА, где они выполняют роль тормозных двигателей, развивающих сравнительно небольшой импульс тяги. После окончания работы эти РДТТ отделяются от КА.

В 1961–1962 гг. тормозной РДТТ тягой около 23 кН и массой 95 кг (с пластиковым корпусом) устанавливался в КА «Рейнджер» с тем, чтобы погасить скорость падения приборного контейнера на поверхность Луны (рис. 12). Двигатель должен был включаться на высоте 16 км и работать в течение 10 с до высоты 330 м. Далее сферический контейнер «Рейнджера» должен был совершать свободное падение, ударяясь о лунный грунт со скоростью 33 м/с, обеспечивающей сохранность научных приборов. По различным техническим причинам запуски всех КА «Рейнджер» указанного типа завершились неудачей. Зато успешными были полеты в 1966–1968 гг. нескольких КА «Сервейер», при посадке которых на лунную поверхность использовался бортовой РДТТ, Он обеспечивал снижение скорости КА до 120 м/с (далее включались ЖРД мягкой посадки). По своим параметрам этот твердотопливный двигатель близок к его модификации, использованной впоследствии в составе РН «Дельта».

При посадке космических кораблей «Меркурий» (1962–1963 гг.) и «Джемини» (1965–1966 гг.) твердотопливные двигатели обеспечивали их сход с околоземной орбиты на траекторию спуска. Тормозная двигательная установка корабля «Меркурий» содержала три РДТТ (рис. 13) с диаметром корпуса 300 мм, тягой каждого 4,45 кН и временем работы 10 с. Включение этих двигателей (их расположение было показано на рис. 5) осуществлял сам космонавт при помощи ручной системы управления.

Рис. 12. РДТТ космического аппарата «Рейнджер-3»:

1 — сопло раскрутки; 2 — корпус РДТТ раскрутки; 3 — тормозной РДТТ

Рис. 13. Тормозной РДТТ космического корабля «Меркурий»

Тормозная установка «Джемини» состояла из четырех РДТТ со сферическими корпусами (из титанового сплава) диаметром ~320 мм, с начальной массой по 31 кг. РДТТ снаряжались смесевым топливом, содержащим перхлорат аммония, полисульфидное горючее-связку и алюминий. При сгорании этого топлива развивалась тяга около 11 кН. В отличие от «Меркурия» на «Джемини» тормозные РДТТ включались не одновременно, а последовательно — один за другим:

Твердотопливная тормозная установка предусматривалась и в космических кораблях «Восход» (1964–1965 гг.) в качестве резервной: она должна была включаться в случае отказа жидкостной установки (которая, однако, продемонстрировала надежную работу).

В 70-х годах тормозные РДТТ применялись в КА для исследования Марса и Венеры. На стр. 28 упоминался один из таких двигателей, который обеспечил перевод спускаемых аппаратов советских. КА «Марс-2» и «Марс-3» с пролетной траектории на траекторию встречи с планетой. Этот РДТТ с тягой 4 кН и временем работы 55 с был показан на рис. 7 в составе КА. Недавно, в декабре 1978 г., бортовой РДТТ тягой 18 кН обеспечил перевод американского КА «Пионер-Венера-1» (начальной массой 550 кг) с пролетной траектории на орбиту Венеры, изменив при этом скорость КА на 1060 м/с. В сферическом корпусе двигателя диаметром 622 мм содержалось около 200 кг твердого топлива, которое было израсходовано примерно за 30 с. Этот же РДТТ использовался ранее в качестве апогейного бортового двигателя геостационарных ИСЗ «Скайнет».