Герман Назаров - Космические твердотопливные двигатели

Твердотопливные двигатели (ракетные двигатели твердого топлива, РДТТ) широко используются в современной космонавтике, удачно дополняя жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие на жидком топливе [1] О ЖРД см.: В. Н. Бычков, Г. А. Назаров, В. И. Прищепа. Космические жидкостно-ракетные двигатели (Серия «Космонавтика, астрономия», 9). — М.: Знание, 1976. . Области конкретного применения этих двух типов двигателей определяются их сравнительными конструктивными, энергетическими, эксплуатационными, финансовыми и другими характеристиками. Большее содержание потенциальной химической энергии, запасенной в единице массы жидкого ракетного топлива, легкость регулирования рабочего режима (величины тяги) и осуществимость многократного включения и выключения ЖРД в полете предопределили главенствующую роль этих двигателей в космонавтике. ЖРД широко применяются в качестве маршевых, т. е. основных, двигателей, обеспечивающих разгон ракет-носителей (РН) и космических аппаратов (КА), торможение КА и перевод их на другие орбиты и т. д. В качестве вспомогательных двигателей ЖРД используются, например, почти во всех реактивных системах управления полетом КА.

Что касается РДТТ, то прежде всего следует отметить, что благодаря быстродействию и простоте устройства (а следовательно, надежности) этот двигатель является наиболее подходящим или даже незаменимым средством для создания тяги при проведении таких «вспомогательных» операций, как аварийное спасение космонавтов на начальном участке вывода космических кораблей на околоземные орбиты, разделение ступеней РН, раскрутка ракетных ступеней и КА с целью их стабилизации в полете, создание начальных перегрузок для нормального запуска основных ЖРД в невесомости и т. д. Во многих случаях оказывается целесообразным использование маршевых космических РДТТ. В этом качестве твердотопливные двигатели широко применяются на верхних ступенях РН и в так называемых разгонных блоках, включаемых в космосе. Установка на ракеты-носители навесных РДТТ, включаемых при старте, является эффективным способом повышения мощности РН. В арсенале космонавтики имеются и полностью твердотопливные РН.

Несмотря на большое место, которое занимают твердотопливные двигатели в современной космонавтике, космические РДТТ не нашли достаточного отражения в литературе. Настоящая брошюра восполняет этот пробел. В ней рассказывается об устройстве и особенностях космических РДТТ, истории их создания и применения. Наряду с общим уровнем развития РДТТ рассматриваются конкретные конструкции двигателей, обсуждаются перспективы дальнейшего развития и использования РДТТ в космонавтике.

РДТТ относятся к так называемым химическим или термохимическим ракетным двигателям. Все они работают по принципу превращения потенциальной химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих из двигателя газов. РДТТ состоит из корпуса, топливного заряда, реактивного сопла, воспламенителя и других элементов (рис. 1).

Корпус РДТТ представляет собой прочный сосуд цилиндрической, сферической или другой формы, изготовленный либо из металла (сталь, реже — титановый и алюминиевый сплавы), либо из пластика. Это — основной силовой элемент твердотопливного двигателя, а также всей двигательной установки и твердотопливной ракеты (ракетной ступени) в целом. В корпусе содержится прочно скрепленный с ним заряд твердого топлива: обычно — механическая смесь кристаллического неорганического окислителя (например, перхлората аммония) с металлическим горючим (алюминий) и полимерным горючим-связующим (полибутадиеновый каучук). При нагреве этого топлива от воспламенителя (который в простейшем случае представляет собой пиротехнический заряд с электрозапалом) отдельные составляющие топлива вступают между собой в химическую реакцию окисления-восстановления, и оно постепенно сгорает. При этом образуется газ с высокими давлением и температурой.

Рис. 1. РДТТ в разрезе:

1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло

К корпусу РДТТ, который по выполняемым рабочим функциям является и камерой сгорания ракетного двигателя, присоединено реактивное сопло (может быть и несколько сопел, образующих сопловой блок), в котором образовавшийся от сгорания топлива газ разгоняется до скорости, превышающей скорость звука. В результате этого возникает сила отдачи, противоположно направленная истечению газовой струи и называемая реактивной силой, или тягой [2] Таким образом, к РДТТ не относятся так называемые сублимационные двигатели, в которых твердое рабочее вещество (например, бикарбонат аммония, гидрид лития) превращается при возгонке в газ, и истечение этого газа в окружающую космическую среду приводит к возникновению тяги. Вполне очевидно, что в сублимационном двигателе химическая энергия рабочего вещества для получения тяги не используется. . В зависимости от конкретного назначения космические РДТТ могут иметь тягу от сотых долей ньютона до нескольких меганьютонов, а продолжительность работы — от долей секунды до нескольких минут. Корпуса и сопла длительно работающих двигателей необходимо защищать от прогара. С этой целью в РДТТ используются теплоизоляционные, аблирующие и жаростойкие материалы.

При всей простоте функциональной схемы РДТТ точный расчет его рабочих характеристик представляет собой сложную задачу. Решается она при помощи методов внутренней баллистики РДТТ; эта научная дисциплина аналогична области науки, которая изучает газодинамические процессы в оружейных ствольных системах. В том случае, когда физические условия во всех точках горящей поверхности заряда одинаковы и топливо однородно, оно сгорает равномерно, параллельными слоями, т. е. фронт горения перемещается от поверхностных слоев в глубь заряда с одинаковой скоростью во всех точках. Давление в камере сгорания ( р к) и тяга РДТТ при неизменной площади минимального сечения (горловины) сопла пропорциональны размерам горящей поверхности и скорости горения топлива ( u ). Постоянство тяги или необходимое изменение ее во времени достигается применением топлив с разными скоростями горения и выбором соответствующей конфигурации топливного заряда.

В простейшем случае параметр u зависит лишь от р ки температуры заряда. Для большинства применяемых топлив наблюдается степенной закон зависимости и от рк (показатель степени порядка 0,2–0,9). При р к= 4–7 МПа параметр и составляет для медленно горящих топлив 2–6 мм/с, для топлив со средней скоростью горения (применяемых в крупных РДТТ) — 6 — 15 мм/с, для быстро горящих — 30–60 мм/с. При увеличении (уменьшении) температуры заряда на 10 К скорость горения увеличивается (соответственно уменьшается) в среднем на 2–5 %.