|
|
 |
|
Межотраслевая Интернет-система поиска и синтеза физических принципов действия преобразователей энергии
|
Общий каталог эффектов
 | Ракетный двигатель твердого топлива |
 |
Ракетный двигатель твердого топлива
Анимация
Описание
Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ) – ракетный двигатель, который использует в качестве топлива твёрдотельную смесь горючего с окислителем В современных РДТТ горючее и окислитель смешиваются в мелкодисперсную однородную топливную смесь, в которой (в идеале) молекулы горючего и окислителя расположены рядом, так что горение, в теории, получается равномерным и полным. Проблемы более ранних пороховых ракет связаны с неоднородностью порохового состава. Основой современного твердотопливного двигателестроения является строгий контроль процесса производства топлива с тем, чтобы его компоненты были равномерно перемешаны, что обеспечивает повторяющуюся и предсказуемую работу каждой ракетной ступени.
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло. Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ
обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.
Геометрия заряда может быть нейтральной, прогрессивной или регрессивной в зависимости от того, как должна изменяться тяга двигателя. Заряд нейтральной геометрии представляет собой сплошной литой цилиндрический стержень, который горит с одного конца (заряд торцевого горения). Специальные защитные покрытия препятствуют горению топлива с краев. Заряд прогрессивной геометрии обычно отливается в виде трубки; горение происходит на внутренней стороне (заряд канального горения). По мере выгорания такого заряда увеличиваются поверхность горения и, соответственно, тяга. Придавая каналу звездообразную форму, можно добиться того, чтобы скорость выгорания и тяга со временем уменьшались; конический канал позволяет плавно регулировать тягу.
РДТТ
Рис.1
Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты. Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа. Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.
С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».
Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового
заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива.
Ключевые слова
Области техники и экономики
Применение эффекта
Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твердого топлива. Твердотопливные ракеты используются и в настоящее время благодаря своей простоте и надежности.
Существуют также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.
Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха, в Америке такие двигатели имеются в продаже. Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель». Она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и безсопловые моторы. Их обычно изготовляют из гильз для охотничьих ружей. На сегодняшний день существуют программы для просчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «SRM» авторства Ричарда Накки.
Реализации эффекта
В американских ракетах-осителях (РН) с полезной нагрузкой до 1,5 т и стартовой массой до 120 т используют РДТТ несмотря на более низкий, чем у ЖРД, удельный импульс тяги и, соответственно, большую стартовую массу. Это связано с простотой обслуживания, меньшей стоимостью отработки и т.д.
Наиболее яркими примерами унификации являются:
* РН Pegasus воздушного базирования, которая с самого начала разрабатывалась как боевое средство доставки и средство выведения на орбиту (с 1990 по 2000 г. осуществлено 27 пусков);
* РН Taurus, в которой используется первая ступень МБР МX (либо ее модификация - Castor-120) и все три ступени РН Pegasus (в 1998 г. были запущены две РН Taurus - одна с 1-ой ступенью МБР МX, другая - с Castor-120);
* модифицированная первая ступень МБР МХ (Castor-120) используется в целом ряде американских РН (LLV - Athena-I, -II, Delta light), а также предполагается к использованию в качестве первой ступени европейской РН Vega K3.
Фирма Orbital Sciences Corporation приступила к разработке РН (военного назначения) авиационного базирования Pegasus с апреля 1987 г. Использование Pegasus в качестве средства выведения на орбиты весьма эффективно и позволяет избавиться от зон падения.
Первоначально РН Pegasus имела длину 14,8 м, диаметр 1,27 м, массу 18,3 т без полезной нагрузки. Маршевые РДТТ изготавливает фирма Hercules. РДТТ первой ступени Orion 50S развивает тягу 49,6 тс. РДТТ второй ступени Orion 50 имеет поворотное управляющее сопло и развивает тягу 12,5 тс. РДТТ третьей ступени Orion 38 также имеет поворотное управляющее сопло и развивает тягу 4,4 тс.
После модернизации ракеты фирмой Orbital были увеличены длины первых ступеней и введена четвертая ступень (на ЖРД) HAPS (Hydrazine Auxiliary Propulsion System). Грузоподъемность возросла на 60 %. Этот вариант, названный Pegasus XL, имеет длину 16,5 м и массу 22,7 т.
Следует особо отметить высокую степень интеграции компонентов РН Pegasus XL с другими средствами выведения. Так, все три ступени Pegasus XL используются в РН Taurus, Taurus 2 и Minotaur.
Работы по программе Athena были начаты в январе 1993 г. На первом этапе были проведены испытания РДТТ I-ой ступени Castor-120 (1992 г.), а затем второй ступени Orbus 21D. Летные испытания проходили в 1994-1995 гг.
В августе 1997 г. с авиабазы Ванденберг (Калифорния) РН Athena I был запущен спутник NАSА, а в январе 1998 г. с мыса Канаверал (Флорида) РН Athena II - спутник NАSА для изучения Луны. Три запуска РН Athena состоялись в 1999 г.
Программа РН Taurus была начата в январе 1993 г. фирмой Orbital Sciences Corporation. Характерной особенностью РН является наличие баллистической паузы (порядка 205 с) после работы первых двух ступеней. На всю предстартовую подготовку требуется не более 20 суток.
Литература
1. Сокольский В. Н., Ракеты на твердом топливе в России, М., 1963;
2. Рожков В. В,, Двигатели ракет на твердом топливе, М., 1971;
3. Виницкий А. М., Ракетные двигатели на твердом топливе, М., 1973.
