- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
3.3.3. Твердые ракетные топлива
К твердым топливам, являющимися источниками энергии на борту ракеты и рабочего тела двигателей, предъявляют ряд требований, схожих с требованиями к жидким топливам. Ясно, что нужны рецептуры с наибольшими значениями удельного импульса и плотности.
Отличия возникают в эксплуатационных требованиях, которые содержат значения механических характеристик заряда ТТ, позволяющие выдерживать возникающие напряжения и деформации без разрушения, по уровню взрывобезопасности заряда ТТ ( случайное падение РДТТ при проведение монтажных работ, поражение РДТТ стрелковым оружием противником ракет, находящихся на боевом дежурстве). Необходимо обеспечить физическую стабильность топлива - минимальное перераспределение компонентов из-за газовой диффузии продуктов взаимодействия химически активных элементов при длительном хранении (а гарантийный срок эксплуатации РДТТ УБР не менее 15 лет!), постоянство масс ТТ и релаксацию напряжений без растрескивания заряда, а также химическую стабильность - способность заряда сохранять свой состав без разложения из-за неизбежно протекающих окислительных реакций при длительном хранении.
Существует требование по уровню промышленной базы для серийного изготовления крупногабаритных зарядов РДТТ проектируемой УБР.
Все требования выполнить одной универсальной рецептурой невозможно и в практике твердотопливного двигателестроения разработана гамма составов топлив. По своей физической природе ТТ разделяют на два класса:
- двухосновные, представляющие собой твердые растворы веществ, молекулы которых содержат горючие и окислительные элементы;
- смесевые, представляющие собой механическую смесь горючих и окислительных веществ.
Из двухосновных наиболее распространены баллиститные ТТ - коллоидные растворы нитроцеллюлозы (нитроклетчатки) с труднолетучими растворителями (нитроглицерин, динитротолуол, динитроэтиленгликоль). Можно условно принять, что нитроцеллюлоза - горючее, а окислитель - нитроглицерин. Заряды из баллиститных ТТ получают прессованием в матрицы различных форм, наибольший диаметр таких зарядов не превышает 800 мм. Их изготавливают отдельно от корпуса двигателя, а затем либо вклеивают, либо другим способом устанавливают в корпус и поэтому такие заряды называют вкладными, они существуют вне двигателя на складе. Но реализована и литьевая технология изготовления зарядов из баллиститных ТТ.
Существуют модифицированные двухосновные топлива - промежуточная форма между двухосновными и смесевыми топливами. В них введены различные активные добавки - кристаллический окислитель (например, перхлорат аммония) и бризантные вещества (гексоген, октоген). Заряды из этих топлив изготавливаются уже по литьевой технологии в корпус двигателя, эффективность этих топлив выше.
Смесевые топлива содержат три компонента: кристаллический окислитель, полимерное горючее - связующее и металлическую добавку. Окислителем служат нитраты или перхлораты аммония, калия, а горючим - полиэфирные и эпоксидные смолы и каучуки (полиуретановые, полибутадиеновые). Из металлических добавок наибольшее распространение получил алюминий, повышающий температуру продуктов сгорания, плотность топлива и стабилизирующий процесс горения (алюминий также добавляют в модифицированные двухосновные топлива). Заряды из смесевых топлив получают литьевой технологией прямо в корпусе РДТТ, а геометрия внутренней поверхности формируется технологической иглой. Технологический процесс состоит из подготовки смеси порошкообразных компонентов, подготовки связующего (вакуумирование, смешение жидких элементов, приготовление смеси связующего с алюминием), приготовления топливной массы и формования заряда, полимеризации заряда.
Метод литья под давлением использует смесители непрерывного действия, топливная масса из них транспортируется шнеками в корпус РДТТ. Давление топливной массы в начале заполнения составляет 0,5...1,0 МПа и возрастает до 2…4 МПа в конце заполнения. При свободном литье подготовка жидких компонентов и смешение топливной массы производят в отдельных смесителях, затем массу сливают в предварительно вакуумированный корпус. Полимеризация происходит под давлением 3...8МПа при температуре 313...353 К в течение 15...25 суток.
В состав топлив в небольших количествах входят добавки:
регулирующие скорость горения (например, железо);
повышающие стабильность и устойчивость горения;
обеспечивающие необходимые значения механических свойств.
Рассмотрим показатели баллиститных топлив.
Типичная рецептура приведена в таблице 3.8.
Таблица 3.8
-
Компоненты
Формула компонента
Содержание, %
Нитроцеллюлоза (12,2 %)
56,5
Нитроглицерин
28,0
Динитротолуол
11,0
Централит
4,4
Воск технический
0,1
В состав топлива входит флегматизатор - динитротолуол для уменьшения скорости горения. Рецептура содержит ещё стабилизатор химической стойкости - централит, являющийся производным мочевины. Для улучшения условий изготовления заряда введена технологическая добавка - воск, что повышает пластичность топливной массы и уменьшает взрывоопасность заряда при эксплуатации двигателя.
Данная рецептура имеет плотность 1607 кг/м3, стандартный удельный импульс 2239,6 м/с при температуре продуктов сгорания 2058 К. Лучшие рецептуры баллиститных топлив имеют значения удельного импульса в стандартных условиях не более 2400 м/с, температуру продуктов сгорания до 3000 К и плотность до 1630 кг/м3.
Баллистическая эффективность нитроцеллюлозных топлив невысока и их используют для двигателей вспомогательного назначения: тормозные при разделении ступеней ракет, двигатели мягкой посадки КА, источники энергии на борту ракеты для действия приводов поворота сопел маршевых ступеней.